先進(jìn)氣動(dòng)推力矢量控制技術(shù)的應(yīng)用與需求分析

隨著未來(lái)國(guó)際戰(zhàn)爭(zhēng)形勢(shì)的復(fù)雜加劇，對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)的能力需求不斷提升，飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)難度不斷增大，而氣動(dòng)矢量技術(shù)在氣動(dòng)、隱身、控制上的優(yōu)勢(shì)，為先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供了解決方案，隨之而來(lái)也產(chǎn)生了一系列工程設(shè)計(jì)難題和新的技術(shù)發(fā)展需求。

空戰(zhàn)制勝機(jī)理的演變，促使先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)應(yīng)同時(shí)具備空域、速域、敏捷可控機(jī)動(dòng)，電磁域低可探測(cè)性和全向態(tài)勢(shì)感知，以及自主、通信、人工智能等技術(shù)賦予的戰(zhàn)場(chǎng)信息認(rèn)知能力[1]。從波音公司、洛克希德-馬?。羼R）公司此前公布的下一代作戰(zhàn)飛機(jī)布局發(fā)展脈絡(luò)可以看出，他們均傾向于采用極簡(jiǎn)式布局。該布局兼顧了全向高隱身、全速域高機(jī)動(dòng)、遠(yuǎn)航程廣域覆蓋等平臺(tái)級(jí)能力，但由于飛機(jī)取消了安定面和部分操縱舵面，穩(wěn)定性和操縱能力有限，許用迎角、配平升阻特性等氣動(dòng)設(shè)計(jì)問(wèn)題均面臨著諸多挑戰(zhàn)。氣動(dòng)矢量的問(wèn)世為極簡(jiǎn)式布局設(shè)計(jì)問(wèn)題提供了可能的解決方案。氣動(dòng)矢量可以提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性和敏捷性，尤其是過(guò)失速狀態(tài)的機(jī)動(dòng)能力，也可以減少飛機(jī)舵面面積或數(shù)量從而降低飛機(jī)的阻力和減輕質(zhì)量，同時(shí)還能縮短起飛/著陸距離，提升飛機(jī)起降性能。氣動(dòng)矢量通過(guò)噴管內(nèi)巧妙的氣流控制直接實(shí)現(xiàn)主噴流的矢量偏轉(zhuǎn)，相比于傳統(tǒng)的機(jī)械矢量，具有更低的結(jié)構(gòu)復(fù)雜度和制造成本、更高的靈敏度和響應(yīng)速度、更好的內(nèi)外流氣動(dòng)特性，以及電磁/紅外隱身特性。面向先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)高隱身、高機(jī)動(dòng)能力發(fā)展需求，具有廣泛的應(yīng)用前景。

美國(guó)下一代作戰(zhàn)飛機(jī)概念方案向極簡(jiǎn)式布局方向發(fā)展

氣動(dòng)矢量技術(shù)的應(yīng)用

推力矢量技術(shù)總體來(lái)說(shuō)經(jīng)歷了兩次重大的跨越，一次為機(jī)械矢量的誕生，另一次為氣動(dòng)矢量的問(wèn)世。機(jī)械矢量已廣泛應(yīng)用于F-22、蘇-57等現(xiàn)役戰(zhàn)斗機(jī)，能夠靈活地實(shí)現(xiàn)推力矢量功能，但普遍存在質(zhì)量大、熱防護(hù)難、隱身性差、可靠性低、成本高等問(wèn)題，這些都將限制其在未來(lái)具有更高推重比的航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的使用。因此，技術(shù)優(yōu)勢(shì)更明顯、綜合性能更突出的氣動(dòng)矢量走上了歷史的舞臺(tái)。

開(kāi)創(chuàng)氣動(dòng)矢量技術(shù)應(yīng)用先河的是“北極星” A3導(dǎo)彈，采用激波矢量控制方式對(duì)導(dǎo)彈姿態(tài)進(jìn)行控制。激波矢量原理是通過(guò)注入二次流動(dòng)與噴管超聲速氣流產(chǎn)生干擾，利用流體經(jīng)過(guò)斜激波后方向發(fā)生偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)矢量。激波矢量對(duì)噴管改造程度較小，易于實(shí)現(xiàn)，且控制原理簡(jiǎn)單，對(duì)噴管型面無(wú)特殊要求，但推力損失較大，且僅在噴管超聲速狀態(tài)下有效。

英國(guó)工業(yè)界和多所高校合作研制的無(wú)舵面技術(shù)驗(yàn)證機(jī)“惡魔”（Demon），僅依靠同向流康達(dá)（Coanda）附壁氣動(dòng)矢量和環(huán)量控制技術(shù)于2010年9月完成了俯仰和偏航飛行，在人類(lèi)航空史上具有里程碑的意義。

英國(guó)BAE系統(tǒng)公司與曼切斯特大學(xué)合作開(kāi)發(fā)的具備射流控制系統(tǒng)的“巖漿”（Magma）無(wú)人機(jī)于2018年實(shí)現(xiàn)了首飛，該無(wú)人機(jī)采用了包括機(jī)翼環(huán)量控制和氣動(dòng)矢量控制的射流控制技術(shù)，其氣動(dòng)矢量控制同樣利用了康達(dá)附壁效應(yīng)?？颠_(dá)附壁氣動(dòng)推力矢量效率較高，矢量角大，但在高落壓比狀態(tài)下矢量效果較差，不適于寬速域加力戰(zhàn)斗機(jī)。

南京航空航天大學(xué)研制的“暗流”無(wú)人驗(yàn)證機(jī)和 “馭風(fēng)”無(wú)舵面無(wú)人驗(yàn)證機(jī)采用氣動(dòng)矢量實(shí)現(xiàn)了飛行控制。其中，“暗流”驗(yàn)證機(jī)采用基于康達(dá)效應(yīng)的無(wú)源氣動(dòng)矢量噴管完成了高機(jī)動(dòng)飛行，“馭風(fēng)”驗(yàn)證機(jī)則采用無(wú)源雙喉道氣動(dòng)矢量噴管實(shí)現(xiàn)了無(wú)舵面偏航、滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)演示飛行。雙喉道氣動(dòng)矢量效率高，矢量角大，且適用的落壓比范圍更寬，但對(duì)噴管型面要求較高，須進(jìn)行特殊設(shè)計(jì)。

總體來(lái)看，基于飛機(jī)對(duì)推力矢量設(shè)計(jì)的不同需求，目前已形成以激波矢量控制、康達(dá)附壁、喉道偏移式等矢量控制方式為代表的較為成熟的氣動(dòng)矢量設(shè)計(jì)技術(shù)體系。

對(duì)飛機(jī)的增效賦能

越南戰(zhàn)爭(zhēng)后，美國(guó)空軍通過(guò)對(duì)戰(zhàn)例的分析，提出了“觀察—判斷—決策—行動(dòng)”（OODA）循環(huán)理論。該理論是能量機(jī)動(dòng)時(shí)代誕生的飛機(jī)博弈公理式模型，目前仍決定著第四代甚至未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)的設(shè)計(jì)與發(fā)展。如果空戰(zhàn)活動(dòng)是由一個(gè)個(gè)OODA環(huán)組成，那么空戰(zhàn)制勝的核心就是比敵方更快閉合OODA環(huán)并能夠持續(xù)保持實(shí)現(xiàn)優(yōu)勢(shì)。

氣動(dòng)矢量技術(shù)能夠?qū)ODA全流程提效賦能。在能量方面，氣動(dòng)矢量通過(guò)提高飛機(jī)機(jī)動(dòng)能力，可以快速調(diào)整有利占位、完成高度/速度的快速轉(zhuǎn)化、保持能量的持續(xù)性，實(shí)現(xiàn)機(jī)頭快速指向，使我方飛機(jī)更快地完成第一個(gè)O。在信息方面，采用氣動(dòng)矢量的飛機(jī)往往具有更強(qiáng)的雷達(dá)/紅外隱身能力，可以更好地阻止敵方獲取完整信息，延遲敵方判斷，使敵方飛機(jī)更難完成第二個(gè)O。前兩個(gè)O建立的時(shí)間差優(yōu)勢(shì)，為我方后續(xù)更快地決策和行動(dòng)提供了先決條件，大幅提高了OODA快速閉環(huán)和空戰(zhàn)制勝的概率。

從飛行性能上看，一方面氣動(dòng)矢量大幅提升了飛機(jī)過(guò)失速機(jī)動(dòng)、空中加減速、滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)等性能，可以進(jìn)行包括“眼鏡蛇”機(jī)動(dòng)、 赫布斯特機(jī)動(dòng)、柯比特筋斗、“榔頭”機(jī)動(dòng)和“直升機(jī)”機(jī)動(dòng)等動(dòng)作，實(shí)現(xiàn)快速OODA閉環(huán)；另一方面小偏度氣動(dòng)矢量可以協(xié)同升降舵、副翼參與飛機(jī)配平，通過(guò)操縱面最佳分配設(shè)計(jì)可以降低飛機(jī)巡航配平阻力，提高飛機(jī)航程和作戰(zhàn)半徑。同時(shí)飛機(jī)配裝氣動(dòng)矢量噴管后，可以在起降時(shí)利用矢量偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的推力分量貢獻(xiàn)一部分升力，降低起降滑跑距離和著陸速度，解決艦面、高原、惡劣跑道下起降升力不足的問(wèn)題。

OODA循環(huán)模型

飛發(fā)一體化的氣動(dòng)矢量關(guān)鍵技術(shù)

矢量噴管/后體型面融合

氣動(dòng)矢量噴管與飛機(jī)后體融合設(shè)計(jì)的全機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)多，氣動(dòng)、隱身等多學(xué)科目標(biāo)敏感性強(qiáng)，需要考慮發(fā)動(dòng)機(jī)推力、后體阻力、矢量效能、隱身等多方面因素，綜合設(shè)計(jì)難度極大。后體融合設(shè)計(jì)內(nèi)容主要包括噴管寬高比設(shè)計(jì)、飛機(jī)后體扁平融合設(shè)計(jì)和噴管出口鋸齒化設(shè)計(jì)。

噴管寬高比設(shè)計(jì)一方面影響后體收縮角、噴管擴(kuò)張比等內(nèi)外流設(shè)計(jì)參數(shù)，決定了飛機(jī)的內(nèi)外流氣動(dòng)特性，也影響尾焰摻混及電磁波屏蔽效果，決定了飛機(jī)的紅外隱身特性。對(duì)于極簡(jiǎn)式布局飛機(jī)，寬高比從1∶1增加到4∶1，可將馬赫數(shù)（Ma）0.8的升阻比提升5% ～8%，將Ma1.2的零阻系數(shù)降低2% ～3%，有利于飛機(jī)的亞聲速巡航和跨聲速加速特性。隨著寬高比逐漸增加，飛機(jī)的后向和側(cè)向雷達(dá)截面積（RCS）散射特性逐漸降低，紅外輻射特性也逐漸降低，可見(jiàn)增大寬高比對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)隱身特性均產(chǎn)生收益。但當(dāng)寬高比過(guò)大時(shí)，飛機(jī)噴流內(nèi)管道圓轉(zhuǎn)方帶來(lái)的推力損失、后體的布局適應(yīng)性設(shè)計(jì)難度，以及對(duì)尾梁強(qiáng)度的影響逐漸增大，因此寬高比的設(shè)計(jì)須考慮總體布局、發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸、主承力結(jié)構(gòu)等多專(zhuān)業(yè)限制與約束，并權(quán)衡氣動(dòng)隱身特性，追求綜合性能的最優(yōu)。

后體扁平化融合設(shè)計(jì)，需綜合全機(jī)橫截面積分布、噴管側(cè)壁尾梁等部件干擾阻力、RCS等多方面因素，對(duì)于雙發(fā)飛機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)間距也作為后體融合設(shè)計(jì)的重要參考維度，發(fā)動(dòng)機(jī)大間距設(shè)計(jì)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)間尾錐往往較大較長(zhǎng)，這樣既能減小噴流間的相互干擾，又能降低飛機(jī)的底阻。發(fā)動(dòng)機(jī)小間距設(shè)計(jì)時(shí)，往往直接取消尾錐，雙噴管緊密布置，這樣可以盡可能消除噴管間“死水”區(qū)帶來(lái)的額外阻力。因此，在一定寬高比和側(cè)壁板高度設(shè)計(jì)的前提下，通過(guò)噴管側(cè)壁與后體尾梁的扁平化融合與合理的噴管間距設(shè)計(jì)，可以改善飛機(jī)后體表面流動(dòng)分離結(jié)構(gòu)，降低跨聲速干擾阻力約5%，同時(shí)有利于降低飛機(jī)側(cè)向RCS，改善隱身特性。

噴管出口鋸齒化設(shè)計(jì)是由于噴管后緣需基于隱身要求采用斜切相等角度的方式設(shè)計(jì)，通過(guò)鋸齒化設(shè)計(jì)可以減少低頻電磁波邊緣行波繞射，提高隱身性能，但鋸齒對(duì)氣動(dòng)矢量效能影響較大，切鋸齒后噴管矢量角明顯減小，飛機(jī)俯仰控制能力降低，在低速相同噴管落壓比條件下，有無(wú)鋸齒設(shè)計(jì)的矢量角可以相差50%，因此噴管鋸齒化設(shè)計(jì)是氣動(dòng)與隱身折中權(quán)衡設(shè)計(jì)的結(jié)果。

噴管寬高比對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)和隱身特性的影響

高效低推力損失氣動(dòng)矢量

考慮氣動(dòng)矢量對(duì)布局平臺(tái)的綜合能力提升，在矢量效能方面一般要求在小落壓比條件下有不低于20°的矢量角，在4 ～6甚至更大落壓比條件下仍具備一定的矢量控制能力，在控制精度方面要求氣動(dòng)矢量調(diào)節(jié)具備較好的線性度和較快的調(diào)節(jié)速率，在推力性能方面矢量狀態(tài)下的推力損失應(yīng)盡可能控制在5%以?xún)?nèi)。而現(xiàn)有的氣動(dòng)矢量控制形式，在矢量狀態(tài)甚至非矢量狀態(tài)下，通常會(huì)產(chǎn)生推力損失。對(duì)于激波矢量控制，高落壓比矢量狀態(tài)下激波可使推力損失增加10%以上，對(duì)于雙喉道等特殊氣動(dòng)矢量型面作用段，在非矢量狀態(tài)下也會(huì)產(chǎn)生7%～10%的直接推力損失，這對(duì)于飛機(jī)往往是不能接受的。如何對(duì)氣動(dòng)矢量進(jìn)行多參數(shù)敏感性分析與優(yōu)化設(shè)計(jì)，以最小的推力損失實(shí)現(xiàn)較大的矢量偏轉(zhuǎn)，是氣動(dòng)矢量控制的關(guān)鍵。隨著激光、電子束、等離子體等流動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展，基于多物理場(chǎng)的先進(jìn)流動(dòng)控制機(jī)制為氣動(dòng)矢量的高效低推力損失設(shè)計(jì)提供了解決思路。

氣動(dòng)矢量與后體/噴管冷卻次流一體化

發(fā)動(dòng)機(jī)噴管作為熱端部件，需要消耗大量的冷卻氣，如二元噴管，其冷卻氣流量通常占到發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流量的10%以上，導(dǎo)致極大的推力損失，同時(shí)也帶來(lái)了設(shè)計(jì)與非設(shè)計(jì)狀態(tài)下的次流分配、次流通道的綜合設(shè)計(jì)與總體布置、次流一體化后的紅外隱身設(shè)計(jì)等一系列問(wèn)題。如何實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)矢量次流與飛機(jī)后體/噴管冷卻次流的一體化設(shè)計(jì)將成為制約氣動(dòng)矢量進(jìn)入工程應(yīng)用的關(guān)鍵技術(shù)之一。

噴管冷卻次流一體化方案設(shè)想

舵面/推力矢量復(fù)合操縱

氣動(dòng)矢量作為額外控制舵面參與飛行控制，需要獲得舵面/推力矢量復(fù)合操縱控制下多種匹配設(shè)計(jì)方案與全機(jī)操穩(wěn)特性的對(duì)應(yīng)影響規(guī)律，設(shè)計(jì)舵面分配管理與控制架構(gòu)，實(shí)現(xiàn)布局方案舵面/推力矢量最佳匹配設(shè)計(jì)。此外，特定飛行狀態(tài)下由氣動(dòng)矢量帶來(lái)的俯仰操縱能力，可以充分釋放平尾同偏的需求，進(jìn)而增強(qiáng)差偏的滾轉(zhuǎn)能力。利用氣動(dòng)矢量對(duì)飛機(jī)多軸方向配平及操控的額外貢獻(xiàn)，還可以降低飛機(jī)需用升力面積、減小舵面面積、簡(jiǎn)化布局形式，因此通過(guò)舵面/推力矢量復(fù)合操縱控制的優(yōu)化設(shè)計(jì)，使極簡(jiǎn)式布局飛機(jī)的高敏捷性和高操控品質(zhì)得以實(shí)現(xiàn)。

未來(lái)氣動(dòng)矢量技術(shù)的發(fā)展需求

航空武器裝備是國(guó)家國(guó)防力量的重要組成部分，氣動(dòng)矢量技術(shù)作為飛發(fā)一體化設(shè)計(jì)的核心技術(shù)問(wèn)題，是決定平臺(tái)能力的關(guān)鍵因素之一。飛機(jī)作為氣動(dòng)矢量技術(shù)的需求牽引方，從平臺(tái)總體設(shè)計(jì)的角度，對(duì)氣動(dòng)矢量技術(shù)發(fā)展提出以下建議。

面向先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)后體設(shè)計(jì)極致扁平化與融合化的設(shè)計(jì)要求，發(fā)展可定制化、與后體高度融合的異形矢量噴管形式。矢量效能方面，傳統(tǒng)的軸對(duì)稱(chēng)或二維噴管具有一定的設(shè)計(jì)通用性，難以實(shí)現(xiàn)與后體的高度融合，飛機(jī)將更多采用如單邊膨脹噴管甚至非常規(guī)幾何形狀噴管等異形噴管，在極大程度地釋放飛機(jī)后體氣動(dòng)隱身設(shè)計(jì)壓力的同時(shí)，也帶來(lái)了矢量效率、推力損失、控制范圍等一系列新的問(wèn)題。

采用二維或異形噴管雖然帶來(lái)了高隱身、后體扁平化減阻等收益，但受限于噴管幾何形狀的限制，傳統(tǒng)的二維機(jī)械矢量多通過(guò)操縱上下調(diào)節(jié)板的偏轉(zhuǎn)用于俯仰方向控制，隨著氣動(dòng)矢量技術(shù)的引入，如何通過(guò)多自由度氣動(dòng)調(diào)節(jié)，或氣動(dòng)矢量結(jié)合輕量化的機(jī)械調(diào)節(jié)，實(shí)現(xiàn)具有航向或斜向多自由度推力矢量效能的設(shè)計(jì)，是先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)對(duì)氣動(dòng)矢量的另一大需求。

隨著航空工程技術(shù)的不斷發(fā)展，飛機(jī)機(jī)體、機(jī)載系統(tǒng)對(duì)散熱的需求越來(lái)越高，先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)將面臨更嚴(yán)峻的熱防護(hù)和熱管理問(wèn)題。氣動(dòng)效能將不再是氣動(dòng)矢量的絕對(duì)唯一指標(biāo)，氣動(dòng)矢量對(duì)噴管甚至全機(jī)的散熱冷卻熱綜合作用將與其控制特性、推力特性同等重要，未來(lái)的氣動(dòng)矢量系統(tǒng)需把散熱冷卻作為主要指標(biāo)輸入，開(kāi)展力熱綜合一體化方案設(shè)計(jì)。

傳統(tǒng)的噴管由液壓系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)調(diào)節(jié)環(huán)和噴管擴(kuò)張調(diào)節(jié)片，實(shí)現(xiàn)喉道面積以及噴口面積比的變化控制，該結(jié)構(gòu)組件具有質(zhì)量大、喉部控制率低、可靠性差、部件冷卻要求高等缺點(diǎn)。如何從氣動(dòng)矢量獲得啟發(fā)，發(fā)展氣動(dòng)喉道設(shè)計(jì)，使次流流動(dòng)控制能同時(shí)實(shí)現(xiàn)內(nèi)流道截面的控制以及尾噴流方向的偏轉(zhuǎn)，獲得飛機(jī)平臺(tái)的綜合收益，是廣義次流流動(dòng)控制的一個(gè)重要發(fā)展方向。

結(jié)束語(yǔ)

經(jīng)過(guò)30多年的發(fā)展，成熟度的不斷提升，不可替代的技術(shù)優(yōu)勢(shì)，使得氣動(dòng)矢量成為未來(lái)推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的重要方向，成為先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)擴(kuò)展高機(jī)動(dòng)、強(qiáng)隱身能力的重要途徑。此外，為實(shí)現(xiàn)在飛機(jī)上的應(yīng)用，氣動(dòng)矢量目前仍存在諸多有待解決的工程實(shí)際問(wèn)題。進(jìn)一步發(fā)展具有更高矢量效率、更寬控制范圍、更低推力損失、更輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量的氣動(dòng)矢量技術(shù)仍然是戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)的核心需求。與此同時(shí)，為適應(yīng)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的更高性能，后體融合、復(fù)合操縱、散熱冷卻、氣動(dòng)喉道等設(shè)計(jì)需求也給氣動(dòng)矢量的應(yīng)用帶來(lái)了新的挑戰(zhàn)。