推力反向器

航空发动机推力矢量技术揭秘

一.概述

推力矢量技术是指发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞机的操

纵面或增强飞机的操纵功能，对飞机的飞行进行实时控制的技术。对它的应用，还得依靠计

算机、电子技术、自动控制技术、发动机制造技术、材料和工艺等技术的一体化发展。

利用推力矢量技术到新设计和改型的下一世纪军用飞机上，的确是一个有效的技术突破

口，它对战斗机的隐身、减阻，减重都十分有效。

推力矢量技术能让发动机推力的一部分变成操纵力，代替或部分代替操纵面，从而大大

减少了雷达反射面积；不管迎角多大和飞行速度多低，飞机都可利用这部分操纵力进行操

纵，这就增加了飞机的可操纵性。由于直接产生操纵力，并且量值和方向易变，也就增加

了飞机的敏捷性，因而可适当地减小或去掉垂尾，也能替代其他一些操纵面。这对降低飞

机的可探测性是有利的，也能使飞机的阻力减小，结构重减轻。因此，使用推力矢量技术

是解决设计矛盾的最佳选择。许多年来，美、俄等国作了大量的飞行试验，证明了利用推力

矢量技术的确能达到预定的目的。

1991年4月海湾战争结束后，五角大楼拿出500亿美元，研制不同于F-117的新型隐身

飞机，使用了推力矢量技术，于是就有了基本满足上述多种要求的F-22战斗机。俄罗斯开

展隐身和推力矢量技术的应用研究包括，米格1.44利用发动机向不同方向发出的气流的反

作用力可以迅速改变方向。《简氏防务周刊》在1992年就说俄罗斯人已经超越了F-117，

直接研制出了现代的超声速攻击机，成了F-22的竞争对手。

二.技术分类及对飞机总体性能的影响

2.1折流板

70年代中期，德国MBB公司的飞机设计师沃尔夫岗·赫尔伯斯提出利用控制发动机尾喷流

的方向来提高飞机的机动能力。1985年美国国防预研局和MBB公司联合进行了可行性研

究，1990年3月，美国Rockwell公司、Boeing公司和德国MBB公司共同研制的在发动机

尾喷口装有可改变推力方向的3块碳纤维复合材料舵面的试验验证飞机X-31出厂，并进行

了试飞，其舵面可相对发动机轴线偏转±10°，在迎角为70°时仍能操作自如，并具有过失速

机动能力[1,2]。

从1993年11月－1994年年底，在X-31与F-18之间进行了一系列的模拟空战，在X-31飞

机不使用推力矢量技术与F/A-18飞机同向并行开始空中格斗的情况下，16次交战中F-18

赢了12次；而在

X-31使用推力矢量技术时66次交战X-31赢了64次[3]。此外，美国在

F-14和F-18上分别安装折流板进行了试验。

一般来说，折流板方案是在飞机的机尾罩外侧加装3或4块可作向内、向外径向转动的尾板，

靠尾板的转向来改变飞机尾气流的方向，实现推力矢量。这种方案的特点是发动机无需做任

何改装，适于在现役飞机上进行试验。其优点是结构简单，成本较低，作为试验研究有一定

价值。但有较大的死重和外廓尺寸，推力矢量工作时效率低，对飞机隐身和超音速巡航不利，

所以它仅是发展推力矢量技术的一种试验验证方案。

2.2二元矢量喷管

二元矢量喷管是飞机的尾喷管能在俯仰和偏航方向偏转，使飞机能在俯仰和偏航方向上产生

垂直于飞机轴线附加力矩，因而使飞机具有推力矢量控制能力。二元矢量喷管通常是矩形的，

或者是四块可以配套转动的调节板。二元矢量喷管的种类有：二元收敛－扩散喷管

（2DCDN）、纯膨胀斜坡喷管（SERN）、二元楔体式喷管（2DWN）、滑动喉道式喷管（STVN）

和球面收敛调节片喷管（SCFN）等。

通过研究证实，二元矢量喷管易于实现推力矢量化。在80年代末，美国两架预研战斗机

YF-22/F119和YF-23/F120均采用了这种矢量喷管。

二元矢量喷管的缺点是结构比较笨重，内流特性较差。

二元推力矢量发动机的典型：

美国惠普F119发动机，这也是F22使用的发动机

F119的喷口是矩形的，

简单点说，是由4个平板围成的，像一个方盒子

但是，左右两个平面是固定的

上下两个平面却是活动的，像门一样分别围绕着一个铰链上下活动，范围是±20°

因此，上下两个活动板配合，上下活动，就可以完成对发动机喷口气流的导向

但是，由于只能上下活动，气流也只能俯仰控制

所以被称为二元喷口，也就是二维喷口

2.3轴对称矢量喷管

推力矢量技术的研究最初集中在二元矢量喷管，但随着研究的深入发现二元喷管优点虽多但

缺点也很明显，尤其是移植到现役飞机上相当困难。因此又发展了轴对称推力矢量喷管。

GE公司在20世纪80年代中期开始轴对称推力矢量喷管的研制，其研制的喷管由3个A9/

转向调节作动筒、4个A8/喉道面积调节作动筒、3个调节环支承机构、喷管控制阀以及一

组耐热密封片等构成。

轴对称矢量发动机的典型

俄罗斯AЛ-31Ф(AL-31F)，用于SU-27改进型，SU-35,还有暴风雪(БУРАН)航天飞机等

AL-31F的喷口，截面还是圆的

是收敛－扩张式喷口，各有16个调节片和封严片。收敛喷口靠16个液压作动筒操纵，

扩张喷口则靠16个周向气压作动筒形成的环形“束带”固紧，随着喷口落压比的变化

，靠气动力作动改变喷口的出口截面面积。

整个喷口可以在液压系统的作用下摆动，俯仰、左右都可以

所以被称为轴对称，相对于发动机中轴

2.4流场推力矢量喷管

流场推力矢量喷管完全不同于前面几种机械作动式推力矢量喷管，其主要特点在于通过在喷

管扩散段引入侧向次气流（SecondaryFluid）去影响主气流的状态，以达到改变和控制主气

流的面积和方向，进而获取推力矢量的目的。它的最主要优点是省却了大量的实施推力矢量

用的机械运动件，简化了结构，减轻了飞机重量，降低了维护成本。

实现流场推力矢量控制有多种途径，目前研究的有以下方式：

1）喷流推力矢量控制。以气流经喷管扩散段的一个或多个喷射孔射入，强迫主气流附靠到

喷射孔对侧的壁面上流动，从而产生侧向力；2）反流推力矢量控制。在喷管出口截面的外

部加一个外套，形成反向流动的反流腔道，在需要主流偏转时，启动抽吸系统形成负压，使

主气流偏转产生侧向力；3）机械/流体组合式推力矢量控制。在距喉道一段距离处，装有一

个或多个长度相当于喉道直径15％-35％的可转动的小型气动调节片，由伺服机构控制转动，

并可在非矢量状态时缩进管壁，通过调节片的扰流使气流偏转，产生侧向力

这几种推力矢量装置中，折流板方案只在X-31、F-14、F-18等飞机上做了试验验证，说明

推力矢量控制飞机是有效用的，没有被后来发展的推力矢量技术方案所采用。二元矢量喷管

研究最早，技术也最为成熟，已经为F-22等飞机所采用。轴对称推力矢量喷管的研究稍晚

于二元矢量喷管，但发展较快，己被SU-35、SU-37所采用。比较而言，轴对称矢量喷管比

二元矢量喷管功能更为优越，技术难度更大，所以现在各国的研究发展重点已经转移到了轴

对称矢量喷管上。流场推力矢量喷管则因为研究较晚，仍在研究探索阶段，离实用尚有一段

距离，但将是最有前途推力矢量喷管。

三.应用推力矢量技术后的一些战术效果

战斗机应用了推力矢量技术后，战术效果有很大的提高，根据美国、俄罗斯的应用经验及

飞行验证，的确如此。战斗机战术效果的提高可从几方面来说明：

1)起飞着陆机动性、安全性加大。由于在起飞着陆过程中，都能使用推力转向来增加升

力，从而使滑跑距离大大缩短，若用推力反向，那么效果更为明显，因此对机场要求降低，

使飞机的使用更为机动。对气候的要求也可放松，不怕不对称结冰、突风、小风暴对飞机的

扰动，也减轻了起落架毁坏带来的影响，战斗力相对提高。

2)加强了突防能力、灵活性、生存率和攻击的突然性，这是因为减少了雷达反射面积和

增加了机动性。这种突然性很为宝贵，美国空军航空系统分部司令约翰M.洛赫将军说过，

在过去被击落的飞行员中有80%未见到是谁向他们开火的。生存率的提高增加了飞行员的

信心，还可相应减少战斗机的配备，美国空军计划将空军战斗机缩减35%。

3)航程有所加大，则增加了攻击或防卫的范围。使用了推力矢量技术后由于舵面积的减

少可使阻力减小，燃油消耗减小，相应航程加大，另外，尾部重量的减少可导至飞机总重的

较大减小，相应可增加燃油，又可加大航程。

4)近距格斗战斗力提高，开辟了全新的空中格斗战术。主要是可控迎角扩大很多，大大

超过了失速迎角，机头指向能力加强，提高了武器的使用机会。而且操纵力的增加使敏捷性

增加。大的俯仰速率能够使飞机快速控制大迎角，使机头能精确停在能截获目标的位置，同

时尽可能按照所希望停留时间，维持和实时调整这个迎角以便机头指向目标、锁定和开火，

随后快速推杆，使飞机回复到较小的迎角（还原和复位）。常规飞机通常限制在远低于失速

迎角的条件下飞行，

5)提高了空对地的攻击性能，命中率有所提高，投弹后规避动作也更敏捷。

所涉及的关键技术

应用推力矢量技术所涉及的技术是很多的，主要有尾喷流转向装置，尾喷流转向控制及其与

发动机、飞机飞行控制系统的配合，尾喷流转向对飞机总体性能影响的预测及飞行演示等。

发动机尾喷流转向装置要求结构牢固、紧凑、耐用、密封性好、重量轻、转向效益高、转向

快、阻力小。

尾喷流转向控制范围一般在20°内，但要求快速准确，而且要与发动机的控制系统和飞机飞

行控制系统协调，因此不仅控制硬件众多，控制软件也非常复杂。国外也认为这是应用推力

矢量技术的关键技术。控制律的研究与水平的提高还取决于所使用的气动力数据和发动机动

力模型等的准确度。

90年代以来，洛克希德?马丁公司、莱特实验室、通用电器公司、空军飞行试验中心联合，

已完成了VISTA/F-16飞机多轴推力矢量（MATV）控制律的设计和评价。控制律在使飞行

员能在飞机完全可控状态下进行机动方面起了关键作用。MATV控制系统包括几种运行模

式/状态。设计MATV控制率的关键问题包括最优纵、横向指令结构的设计、精确可靠的

迎角和侧滑角计算器的研制和控制系统对空气动力不确定度的稳定性的验证。另外，数字式

增稳控制型飞行试验控制律更新的设计和试验对于改进MATV大迎角横向飞行品质是有帮

助的。

国外已开展使用推力转向和/或有众多操纵面的无尾飞机或半无尾飞机的控制研究和风洞试

验。

关于使用推力转向后对飞机总体性能影响的预测和飞行演示在前两项关键技术完成的基础

上主要是涉及经费问题。预测工作主要在大风洞进行，试验变量为迎角、侧滑角，风速（M

数）及落压比，同时需要流场显示，以利试验结果分析，试验时特别要注意测量与非测量部

分交接处的密封，但又不得传力。

飞行演示是个综合性技术验证，使用推力转向的飞机由于控制系统复杂，更是不可少，但飞

行演示前，也可先用模拟器进行演示，或利用"虚拟飞行试验系统"进行评估。

我们知道，作用在飞机上的推力是一个有大小、有方向的量，这种量被称为矢量。然而，一

般的飞机上，推力都顺飞机轴线朝前，方向并不能改变，所以我们为了强调这一技术中推力

方向可变的特点，就将它称为推力矢量技术。不采用推力矢量技术的飞机，发动机的喷流

都是与飞机的轴线重合的，产生的推力也沿轴线向前，这种情况下发动机的推力只是用于克

服飞机所受到的阻力，提供飞机加速的动力。采用推力矢量技术的飞机，则是通过喷管偏

转，利用发动机产生的推力，获得多余的控制力矩，实现飞机的姿态控制。其突出特点是控

制力矩与发动机紧密相关，而不受飞机本身姿态的影响。因此，可以保证在飞机作低速、大

攻角机动飞行而操纵舵面几近失效时利用推力矢量提供的额外操纵力矩来控制飞机机动。

第四代战斗机要求飞机要具有过失速机动能力，即大迎角下的机动能力。推力矢量技术恰恰

能提供这一能力，是实现第四代战斗机战术、技术要求的必然选择。我们可以通过图解来

了解推力矢量技术的原理。普通飞机的飞行迎角是比较小的，在这种状态下飞机的机翼和

尾翼都能够产生足够的升力，保证飞机的正常飞行。当飞机攻角逐渐增大，飞机的尾翼将陷

入机翼的低能尾流中，造成尾翼失速，飞机进入尾旋而导致坠毁。这个时候，纵然发动机工

作正常，也无法使飞机保持平衡停留在空中。然而当飞机采用了推力矢量之后，发动机喷

管上下偏转，产生的推力不再通过飞机的重心，产生了绕飞机重心的俯仰力距，这时推力就

发挥了和飞机操纵面一样的作用。由于推力的产生只与发动机有关系，这样就算飞机的迎角

超过了失速迎角，推力仍然能够提供力矩使飞机配平，只要机翼还能产生足够大的升力，飞

机就能继续在空中飞行了。而且，通过实验还发现推力偏转之后，不仅推力能产生直接的投

影升力，还能通过超环量效应令机翼产生诱导升力，使总的升力提高。装备了推力矢量技

术的战斗机由于具有了过失速机动能力，拥有极大的空中优势，美国用装备了推力矢量技术

的X-31验证机与F-18做过模拟空战，结果X-31以1:32的战绩遥遥领先于F-18。使用推

力矢量技术的飞机不仅其机动性大大提高，而且还具有前所未有的短距起落能力，这是因为

使用推力矢量技术的飞机的超环量升力和推力在升力方向的分量都有利于减小飞机的离地

和接地速度，缩短飞机的滑跑距离。另外，由于推力矢量喷管很容易实现推力反向，飞机在

降落之后的制动力也大幅提高，因此着陆滑跑距离更加缩短了。

如果发动机的喷管不仅可以上下偏转，还能够左右偏转，那么推力不仅能够提供飞机的俯仰

力矩，还能够提供偏航力矩，这就是全矢量飞机。推力矢量技术的运用提高了飞机的控制

效率，使飞机的气动控制面，例如垂尾和立尾可以大大缩小，从而飞机的重量可以减轻。另

外，垂尾和立尾形成的角反射器也因此缩小，飞机的隐身性能也得到了改善。

推力矢量技术是一项综合性很强的技术，它包括推力转向喷管技术和飞机机体/推进/控制系

统一体化技术。推力矢量技术的开发和研究需要尖端的航空科技，反映了一个国家的综合国

力，目前世界上只有美国和俄罗斯掌握了这一技术，F-22和Su-35就是两国装备了这一先进

技术的各自代表机种。我国现在也展开了对推力矢量技术的预先研究，并取得了一定的成

果，相信在不远的将来，我们的飞机也能够装备上这一先进技术翱翔蓝天，增强我国的国防

实力。