推力矢量發動機

由於空中作戰環境日趨惡化，對戰鬥機的技戰術性能提出了更高的要求。採用推力矢量控制技術就是一項提高戰鬥機技、戰術性能的主要技術。戰鬥機採用推力矢量控制技術后可顯著提高戰鬥機的機動性和垂直、短距起飛等技、戰術性能。

飛機就能以更大的仰角、更短的時間、更少的燃油、更快的速度以爬上更高的高空，獲得更遠的航程，給飛行員更大的自由，更難失速墜毀，但對飛行員來說會更有挑戰。

推力矢量發動機是美國1991年4月也就是海灣戰爭結束后不久提出來的方案。發動機尾噴口可以自由調節角度。以此獲得更強的飛機機動性。

推力矢量發動機又分二元推力矢量發動機和多元推力矢量發動機（多元推力矢量發動機又稱全推力矢量發動機）。二元推力矢量發動機的噴管可上下15度偏轉，多元推力矢量發動機的噴管可360度全範圍偏轉。二元的設計較簡單，而多元的要更為複雜，成本也較二元的高。

推力矢量發動機的主要生產國是美國和俄羅斯。俄羅斯有AL－41F，AL-41F-1S，AL－31F，AL－31FP，AL－31FU，AL一31FN N1，AL-37FU等等。美國的是JSF系列，其型號不詳。

矢量又稱向量(Vector)，最廣義指線性空間中的元素。它的名稱起源於物理學既有大小又有方向的物理量，通常繪畫成箭號，因以為名。例如位移、速度、加速度、力、力矩、動量、衝量等，都是矢量。可以用不共面的任意三個向量表示任意一個向量，用不共線的任意兩個向量表示與這兩個向量共面的任意一個向量。相互垂直的三個單位向量成為一組基底，這三個向量分別用i，j，k表示。常見的向量運算有：加法，內積與外積。

矢量推力發動機和普通航空發動機大體是相同的，只是尾噴管是可偏轉的活動部件。俄式矢量推力發動機尾噴口和發動機是球形鉸接，結構複雜但能提供360度全方向偏轉。美國採用矩形噴口，上下左右各是兩對偏轉板，結構簡單，只能選擇在上下或左右方向偏轉。

改善垂直，短距起降性能

如果戰鬥機具有垂直、短距起降性能，就可以降低其對機場的要求和減少對機場的依賴程度，採用推力矢量控制技術后就可以顯著提高飛機的這種性能，這也是未來戰鬥機的一項重要性能指標。如1991年在美國試飛的F-15S/NTD試驗機，通過採用推力矢量控制技術，控制發動機噴流向下偏轉15°后，起飛滑跑距離可由原來的1200m縮短到460m，效果是非常顯著的。而英國的“鷂”式、俄羅斯的雅克-38和美國的AV-8B等戰鬥機採用該項技術后，通過控制發動機噴管向下旋轉90°，使噴氣流垂直向下噴射，具備了垂直起降能力。

增大機動能力，提升空戰性能

現代戰鬥機具有超機動性能，可扭轉不利的空戰態勢，能化被動為主動。採用推力矢量控制技術的戰鬥機可具備超機動性能，提高空戰能力。如F-22戰鬥機在採用推力矢量控制技術后，其迎角20°時的最大滾轉角速度可由65°/s提高到110°/s。滾轉360°的時間由10.5s減少到5.7s。

提高戰鬥機的隱身性能

飛機的垂直尾翼是1個主要的RCS源，尤其在受到雷達波的側面照射時，其垂尾產生的RCS值甚至比正前方或正後方高3～4倍，這對提高飛機的隱身性能非常不利。而美國在X-3l驗證機試飛時發現，採用推力矢量控制可以全部或者大部分代替垂直尾翼的作用。

提高飛機的操作效率

採用二元噴管推力矢量的飛機，由於其噴管距飛機重心遠，推力矢量能提供較大的縱向操縱力矩，並且不隨迎角變化。在二元噴管推力矢量用於橫航向操縱時，低速操縱效率可提高1倍，大迎角時尤為顯著，有利於飛機的亞聲速和超聲速機動能力的提高。

可以說，增重問題是發動機推力矢量技術應用的一大障礙，其關鍵是將增重限制在一個可接受的範圍內。一般採用推力矢量控制裝置后，發動機將增加質量約為10%，且由於一般都在尾部增重，為了保持平衡，有時還需要在機頭加配重。

噴管密封技術是推力矢量控制的關鍵技術之一。帶有矢量噴管的發動機的加力燃燒室與可轉動噴管之間的密封聯接是極其複雜的，要求極高。由於這些位置處於發動機的高溫、高壓區，同時在噴管轉動時要保持密封，在強大熱噴流下，噴管壁要保持結構完整，否則會出現漏氣，並引起發動機著火，因此給密封聯接帶來了很大困難。

要實現協同操縱，需要對飛機、發動機進行一體化設計，即發動機推力控制系統與飛機的電傳操縱系統一體化，使飛機的平尾、方向舵、襟副翼、前緣襟翼和發動機噴管等操縱部件的運動達到最佳化，這需要由機載計算機自動控制，並且要求極高的編製控制程序，全面考慮各種因素。

推力矢量技術，始非今日。早在60年代，國外就已開始了對該技術的探索，但限於當時的技術條件和作戰設計思想水平，該技術只不過局限在垂直起落應用上。英國“鷂”式戰鬥機所裝備的“飛馬”發動機就是這一時期的產物，它採用了換向活門技術用2個可轉動的噴管使推力方向改變90°。

1970年初，誕生了第1代推力矢量噴管，主要代表有：美國的PW公司生產的第1代二元推力矢量噴管(2DCD)，該噴管能夠完成俯仰推力矢量和反推力，並能改變額定噴管面積，而且結構簡單、緊湊、質量輕。1980年前後，前蘇聯開始進行推力矢量技術研究。1985年留里卡設計局設計了1個平板式二元矢量噴管，並在Cy-27原型機上進行試驗；接著又設計了1個軸對稱矢量噴管，於1989年進行了首次試飛，在二元矢量噴管試驗中獲得了一些有價值的經驗。

在21世紀80年代中期，美國PW公司設計了具有俯仰、偏航、反推力能力的二元噴管(第2代推力矢量噴管)，即球形收斂調節片噴管(SCFN)，SCFN的出口是矩形，鉸接部位是球形，SCFN可裝在萬向接頭上，用球形連接方式實現俯仰和偏航±20°。為了避免熱燃氣從連接處泄漏，採用了刷式密封。SCFN俯仰推力矢量是通過控制作垂直運動的調節片(偏轉擴散調節片)來實現的；偏航推力矢量是通過整個噴管後段繞反推力噴管喉部的支點轉動來實現的；反推力是通過收攏收斂調節片，打開發動機噴管前段沿軸向等距分佈的4個前傾45°的排氣、引氣、集氣管來實現的。

在同一時期，美國GE公司在Fl10發動機噴管的基礎上，利用以前積累的矢量噴管方面的經驗研製了軸對稱推力矢量噴管(AVEN)。AVEN由3個轉向調節作動筒、4個喉道面積調節作動筒、3個調節環製成機構、噴管控制閥以及1組位於調節片之間的塗有耐熱塗層的擴散密封片等構成。採用了氣動分析技術預估與驗證試驗相結合的方法。首先，驗證了噴管的矢量性能及其特性；其次，於1988年進行了冷態模擬試驗，更新了氣動參數庫；最後，進行了耐久性和流路密封研究；1990年9月，在F110-GE-129發動機上進行了手動控制的推力矢量噴管試驗，檢驗了AVEN的調節片及密封裝置的性能。測得的矢量角、燃氣通道壓力和安裝載荷等氣動數據令人滿意。

20世紀80年代後期，前蘇聯留里卡設計局發現軸對稱矢量噴管更有前途，因而集中精力研製軸對稱矢量噴管。軸對稱矢量噴管主要是在AJI-31Υ發動機的噴管上增加1個環形的轉向裝置，並將噴管固定在該環上，用2對液壓作動筒實現轉向，矢量角為±15°，還解決了軸對稱矢量噴管與加力筒體連接處的密封難題，該處溫度高達2000～2100K，壓力達到5～7個大氣壓。裝有該種噴管的發動機被命名為AJI-31ΥI0。目前，環形轉向裝置只能實現俯仰，但可選用差動操縱幫助飛行員完成滾轉機動。試驗型噴管上的轉向裝置採用鋼材料製成，為了減重，生產型噴管採用鈦合金製成。

1991年，研製EJ200發動機噴管的西班牙渦輪發動機工業公司開始研究推力矢量噴管技術；在1994年啟動了多軸推力矢量噴管計劃；1996年完成了全方位軸對稱推力矢量噴管的詳細設計；1997年，在巴黎航展上首次展出了該噴管的全尺寸模型。該軸對稱矢量噴管包括3個可移動的環、1個連桿機構、4個作動筒和許多調節片等。其內環軸向移動，中環軸向移動及軸向擺動，外環是分開的，連桿連在3個環和4個液壓作動筒上，調節片採用絞接，使得調節片可以從一側轉向另一側以及向內、外移動。另外，其喉道面積和出口面積可以單獨移動。

2013年8月27日，2013年莫斯科國際航空航天展正式開幕。俄羅斯展示了T-50戰機和蘇35戰機上使用的徠117S航空發動機。117S發動機是AL-31F發動機的深度改型，採用了矢量噴口，最大推力14.5噸，不開加力時推力達到8.8噸，全壽命周期達4000小時，比原型號AL-31FP提高了兩倍。

117S發動機所有的工作和權益將在土星和烏髮公司之間平等分配，即各佔50%。項目投資非財政撥款，而是三個企業自籌：蘇霍伊40%，土星和烏髮各拿30%。以往所有的試驗費用都是土星和烏髮出的。117S新型發動機工作的開展是按照俄羅斯空軍副司令兼裝備部部長“關於分階段提高新型蘇系列發動機117S性能”的決定進行的。