去年11月的珠海航展上，中国航空工业自主研制的歼-10B推力矢量机成功进行了过失速机动飞行表演，展示了“榔头”机动、“赫伯斯特”机动、“眼镜蛇”机动、“直升机”机动等典型过失速机动飞行动作，酣畅淋漓间，凸显歼-10B推力矢量机优异的飞行性能，体现了试飞员精湛高超的飞行技术，也标志着我国推力矢量技术攻关取得重大突破……

歼-10B突破过失速机动性飞行

过失速机动飞行是飞机在常规飞行不会进入的大迎角区域飞行。这时飞机的气动特性呈现很强的非线性和非定常特性, 飞机的运动特性、稳定性和可操纵性与正常小迎角飞行区域有本质差异。

那么, 如果飞机具备了在“失速迎角”之外的可控机动飞行, 就意味着具有在正常迎角飞行区域所无法实现的、更强的机头指向能力。

歼-10B推力矢量项目, 由航空工业中国航发、试飞大队等单位组成的联合攻关团队, 不畏艰难、通力合作, 使我国推力矢量技术取得重大突破, 成为世界上三个(美、俄、中)掌握此项关键技术的国家之一, 这是飞发一体综合设计与应用的典范, 也是我国航空核心技术自主创新的又一大成就。

推力矢量涡扇发动机是前提

歼-10B推力矢量机项目成功的关键前提, 是研制出先进且可靠的推力矢量涡扇发动机, 中航发集团不辱使命, 开辟独特的技术路线, 在“太行”增推型发动机的基础上, 通过对控制系统和收敛—扩散型喷管部件的创新研究, 实现了“太行”增推型发动机的矢量化。

我国隐身轴对称柔性矢量喷管与美国和俄罗斯的矢量喷管技术路线均不相同, 有着先进而鲜明的特点。

美国F-22飞机采用二元矢量喷管, 利用安装在尾喷管末端的板形构建俯仰或偏航方向的偏转, 改变尾喷管出口而积和气流方向, 使飞机在俯仰或偏航方向上产生垂直于飞机轴线的力矩, 从而操纵飞机。

其喷口形状通常为矩形, 或者是四块可以配套偏转的调节板。其种类有: 二元收敛扩散喷管、纯膨胀斜坡喷管、二元楔体式喷管、滑动喉道式喷管、球面收敛调节片喷管等。

该喷管雷达隐身特性较好, 红外辐射抑制能力较强。但其表面积和截面积较大, 有棱角, 会增加机尾摩擦、压差阻力, 且结构尺寸和重量较大, 矩形截面内流特性差, 推力损失较大, 也难以做到全向偏转。

20世纪80年代至21世纪初, 美国曾研究过轴对称柔性矢量喷管, 这类喷管利用原收敛—扩散喷管收敛段和扩散段调节装置, 进行改进和增强设计, 使鱼鳞片可在径向上进行较大幅度偏转, 并在周向上进行有限随动, 允许喷管在任意方向上偏转, 实现全向推力矢量。

这类喷管在设计上尽量利用原有结构和装置, 因此体积、重量增加很少, 偏折位置过渡也相当圆滑, 内流场损失小, 外部阻力小。这类喷管全面且较好地克服了二元矢量喷管的缺点, 也弥补了非隐身轴对称刚性矢量喷管的不足。

但该喷管控制机构复杂, 对元器件和零部件的小型化和可靠性要求很高, 对控制率要求苛刻, 国际公认研制难度大。

因此, 美国当时采用了简化的技术路线, 通过在收敛—扩散喷管喉部附近设置转向环, 并在该环上布置三个液压作动器, 驱动喷管扩散段整体偏转并在同时控制扩散段鱼鳞片进行有限随动, 从而降低控制系统和喷管零部件的研制难度。

但该简化方案柔性不足, 在喷管偏折处过渡不够圆滑, 增加了燃气的内流损失, 发动机推力损失升高; 额外增加了转向环和作动器等部分,发动机重量有一定增加; 而且扩散段整体重量较大, 偏转惯量大, 作动机构负荷大; 鱼鳞片有限随动, 导致扩散段外形可变程度较低, 难以适应飞机整体外形减阻要求, 会增加外部气动阻力。

此外, 在当时技术条件下, 这类喷管喷口内、外的气流不易冷却, 红外特征强, 同时雷达隐身特性也较差(单个喷管RCS可达0.3~0.4平方米)。因此, 美国试飞验证这类喷管后, 并未继续发展。

俄罗斯的苏-35等飞机采用非隐身轴对称刚性矢量喷管。该喷管结构简单, 把喷管圆柱段分为前后两节, 在搭接处左右两侧设置侧向销轴, 使喷管可以做俯仰运动, 实现俯仰推力矢量。该喷管除了增加关节式偏转机构外, 其余沿用原收敛—扩散喷管, 喉部控制和扩散部分控制无改动。

该喷管有限改善了二元矢量喷管机尾阻力较大和结构笨重的缺点, 内流特性有所改善, 但其偏转较生硬, 燃气流动的局部损失明显增加, 推力损失仍较大, 若偏转角度达十余度, 推力损失达15%或以上。而且喷管设计上要避免过长, 防止燃气在尾喷管中过度膨胀, 在出口或内部形成激波, 明显损失推力。

而这类喷管关节部分较长(0.5米左右), 全装置体积、重量仍偏大(单台发动机增重不小于150千克); 偏转部分长达1.5米左右, 调节装置负荷和外部阻力仍较大; 在某些工况时还会引起燃气过度膨胀, 明显损失推力。

该喷管目前主要在俯仰方向上偏转, 偏航方向偏转受限。采用它的飞机阻力和重量有明显增加, 能量机动特性下降较多。

俄罗斯目前在RD33系列(配装米格-29系列)和产品30发动机(配装T-50验证机或其作战型苏-57)上, 正在试装和试飞喷管扩散段整体偏转而鱼鳞片有限随动的非隐身轴对称半柔性矢量喷管, 其技术路线类似前文所述之美国20年前的简化版。

虽弥补了原有非隐身轴对称刚性矢量喷管的一些明显缺陷, 却依然继承了美国方案的缺点。这说明俄罗斯相关的设计能力和工艺水平, 仍未完全超出苏联解体时的范畴。

我国隐身轴对称柔性矢量喷管的研制主要在20世纪末至21世纪初进行, 得益于技术上的后发优势, 可以采用的技术更新更先进一一如模糊控制、神经网络控制、混沌遗传算法已经发展起来; 自适应控制、自校正控制、主动控制、火/飞/推一体化综合控制和自主学习等技术也被实用化; 克服了传统集中式控制系统缺陷的分布式控制系统(以智能传感器的发展应用为先导), 也有了长足发展; 兼具高功率、小型化、高可靠性、智能化等特点的执行机构、作动装置和计量装置也不再高不可攀, 等等。

尽管国际上公认该喷管研制难度很大, 我国仍实现了重大技术突破, 该喷管包含了隐身和柔性两个先进而鲜明的特点。除采用锯齿形和尖劈形结构(同时有利于后机身外部气流在这些结构上形成涡流, 增强换热和冷却效果), 避免电磁波原路反射之外。

随着材料的进步, 如国内成熟的陶瓷基复合材料, 就是一种雷达波弱反射并兼有红外抑制功能的材料, 其强度高、密度低, 可制造发动机热端部件如矢量喷管等; 而在其陶瓷基体内添加的耐高温雷达隐身材料(主要为电损耗型材料, 磁损耗型材料在温度超过居里温度: 一般不大于350摄氏度后, 会失去磁性, 不再吸波)和红外隐身材料(分为抑制红外辐射强度和改变辐射波段两大类), 可将飞机高温部件雷达反射而积缩小一个数量级以上, 并不代表有效降低红外特征, 已达到国际先进水平。

此外, 通过从进气道或压气机处引出冷气流(在不明显损失发动机推力的前提下)或在后机身开设专门的冷却空气进口(要做必要的隐身修形处理), 对喷口和排气进行降温; 并对喷管外形进行一定优化(如开缝和锯齿设计等, 同时须兼顾雷达隐身要求), 以便于后机身外部流动的冷空气与喷管和排气进行换热, 也可有效削弱红外辐射强度。

根据2016年公开出版的《现代航空发动机控制技术》(中航工业编撰)可知, 我国研制的隐身轴对称柔性矢量喷管, 不但全面克服了二元或非隐身轴对称刚性矢量喷管的缺点, 而且隐身能力更强: 依靠完善的雷达隐身结构设计、内冷却和外冷却设计, 选用合适的雷达和红外隐身材料, 隐身性能已经全面优于对手。

我国的设计可实现尾喷管收敛段配合扩散段偏转进行一定随动, 收敛段鱼鳞片可向其截面圆径向偏转,而扩散段每一个调节片均可向其截面圆径向、周向偏转(通过将扩散段鱼鳞片分成两段,在内段外端加装小型径向销轴和调节装置, 实现所连接的鱼鳞片外段, 即喷口附近有限长度的分段周向偏转), 通过调节各片偏转方向和角度大小,达成全向偏转。

该喷管偏转角度不小于正负20度, 大于国外, 偏转速率也不低; 推力损失理论上可小于2%, 实际上也可小于5%, 小于国外。

该喷管前几年已在双发歼-11飞机上完成初期试飞, 目前在单发歼-10B上试飞。从用于要求更高安全性的单发飞机来看, 其可靠性较高, 已经可以正式装备。

该喷管未从歼-11直接转移到歼-20飞机上试飞, 主要原因是常规布局歼-11的火/飞/推一体化控制规律，与鸭式布局歼-20差别较大, 以同为鸭式布局的歼-10B过渡更稳妥。■

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