[科普中国]-矢量推进器

是指喷口可以向不同方向偏转以产生不同方向的推力的一种推进器。采用推力矢量技术的飞机，则是通过尾喷管偏转，利用发动机产生的推力，获得附加的控制力矩，实现飞机的姿态变化控制。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。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，这种情况下推进器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。因此，矢量推进器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。

推力矢量

简而言之，推力矢量技术就是通过偏转发动机喷流的方向,从而获得额外操纵力矩的技术。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。

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-37就是两国装备了这一先进技术的各自代表机种。

涡扇10/10A技术细节涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级，单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机1。黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇；气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣；挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带可变弯度的整流叶片，收敛扩散随口，高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。

在太行的早期型上，其高压涡轮叶片采用的是DZ125定向凝固合金，但定型批产估计会采用DD6单晶合金，涡轮盘早期型应用的是GH4169高温合金，如今已经开始应用FGH95粉末冶金。高低压涡轮采用对转结构，这在第三代发动机上是极其罕见的，美国也只是在第四代发动机F119（F/A-22“猛禽”战斗机所使用的发动机）上开始采用了对转结构，这种设计能减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷，使机匣可以作得轻些；还可以省去低压涡轮导向器，使发动机零件数、长度、重量均减少。

太行的最大推力在138KN，推比8，涡前温度1800K，这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的。涵道比0.78，风扇是3级轴流式，可变弯度进口导叶，压比3.4。压气机采用9级轴流式高压压气机（压比12，绝热效率85），高压压气机0～3级静叶可调，5级后放气，燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴，高压涡轮是1级轴流式，低压涡轮是2级轴流式，加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器，尾喷管是收敛－扩张可调喷管控制系统，这是我国首次在发动机上采用这种喷管，估计以后会换装我国自己的全向推力矢量喷管(AVEN)。发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统，后期将采用电子全权数字控制系统（FADEC），支承系统为高压转子为1-0-1，低压转子为1-1-1。从国际发动机的情况来看，航空发动机基本分成三大类，即小推力发动机，推力一般在3000公斤以下；中推力发动机，推力一般在6000-9000公斤；大推力发动机，推力一般在11000公斤-15000公斤，涡扇10无疑是大推力级发动机2。

研发历程回顾20年来的风雨历程，不辱使命的广大参研人员用智慧和信心换来的这张通行证上，闪烁的不仅是荣誉和光芒，而且还带有苦涩和悲壮。20世纪90年代以前，一航动力所航空发动机试车台非常简陋，每次试车启动发动机，轰鸣的响声震耳欲聋，周围几里地都能听得到，参试人员只好用棉团塞住耳朵。尽管这样，加力试车的时候，轰鸣声仍让人难以忍受，强烈的噪音对身体刺激可想而知。当年经历过那种环境的试车人，有的患了心脏病，有的耳膜穿孔，但他们从来没有抱怨。也正是有了这些老航空人，我们的航空发动机事业才得以发展壮大。

太行发动机的广大参研人员刻苦钻研，屡克难关，先后攻克了几十项重大技术关键。2003年，“太行”发动机研制工作进入决战决胜阶段。由于对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距，加上质量管理和工作作风等方面存在一些问题，导致研制工作几度陷入困境。先后经受了两次大的考验：一次是发动机在试车时，发生了高压压气机四级盘破裂事故；第二次是在高空台模拟试验和调整试飞中，先后暴露出一些技术问题，如高空小表速发动机加速慢等。飞机在2003年8月下旬至9月上旬的试飞中，5个起落出现3次“特情”。2004年夏天，太行发动机在进行规定试飞时，发生发动机空中停车，虽然最后安全返回，但使太行发动机机研制陷入被动。 606所与行业内外的专家共同分析排故对策，并进一步做好故障研究和故障分析工作，先后完成17份故障计算、研究、分析报告，最后恢复了太行发动机的定型试飞。解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常和小发提前脱开等试飞中遇到的多种技术问题3。

在发动机的试制中，中国一航创造性地学习和应用国外先进经验，打破了过去一厂一机的管理模式，发挥国内各专业优势，多家企业组成国家联合队，协同攻关，成功应用了百种新材料、新工艺。发动机材料已接近或达到国际先进水平。先进新材料占整机重量超过50%。包括先进钛合金、先进高温合金以及在国产发动机上第一次采用的高比强-高温树脂基复合材料。

在太行发动机研制过程中采用的新技术有：

1）三级风扇为带进气可变弯度导向叶片的跨音速气动设计，采用悬臂支承，不带进气变弯度导向叶片；超塑成型扩散连接的进气机匣，是国内该项设计技术的全新突破；
2）两级低压涡轮为复合倾斜弯扭的三维气动设计，低压涡轮两级导向叶片均为空心、三联整体无余量精铸结构，与高压涡轮对转，其效率达到当今国际先进水平。
3) 太行的空心叶片，606所集中国内最优秀的设计、材料、工艺、加工、检测等方面的专家组成了“国家队”，经过8年的潜心研究、试验，终于掌握了这种被誉为现代航空发动机“王冠上的明珠” 的尖端技术。借鉴了国际上先进的气膜冷却技术，大胆采用了复合气冷空心涡轮叶片。它不仅包括先进的设计技术、高温材料技术，还包括定向凝固技术、无余量精铸技术、五坐标数控打孔技术、磨粒流光整技术、无损检测技术、冷却试验技术、高温涂层技术。
4）“太行”发动机复合材料外涵机匣是复合材料技术在国内航空发动机上的第一次应用。是国外第四代发动机技术，填补了国内航空发动机技术的空白；复合材料外涵机匣比钛板焊接结构的外涵机匣重量减轻30%，而且比强度、比刚度更高，疲劳寿命更长，更耐腐蚀。
5）加力燃烧室为“平行进气”式，工作范围宽，重量轻，流体损失小，采用分区分压供油方案，保证了在发动机工作包线内的可靠点火和稳定；
6）第Ⅳ级和Ⅷ级高压压气静子叶片，在国内首次实现了高温合金叶片的冷辊轧。研制成功的GH4169合金Ⅳ级至Ⅷ级静子叶片冷辊轧填补了国内高温合金叶片冷辊轧技术的空白。2004年12月底完成攻关，在国际上处于领先地位。但是GH4169合金压气机、涡轮盘件，目前仍然存在盘件性能富裕度小，个别情况盘件的性能、组织无法满足标准要求; 新工艺、新结构需要持续改进。
7）尾喷口为全程无级可调收敛扩散喷口设计，填补了国内的空白。不过收扩喷口精铸件平均合格率仅为54%，尚需进一步提高。
8）太行”航空发动机涡轮后机匣电子束焊接，无论是工艺安排还是零件交付质量都无可挑剔。
9）将纳米氧化锆技术应用于热障涂层，给“太行”发动机高压涡轮导向叶片以及低压一、二级导向叶片穿上了一层性能优良稳定的“保护衣”，达到了世界热障涂层技术应用的最前沿。2005年5月，完成该技术工程化，在“太行”发动机叶片上应用。2005年8月，用纳米氧化锆热障涂层技术喷涂的高压涡轮导向叶片解决了烧蚀问题，顺利通过了“太行”发动机长期试车考核。
10）首次采用整体铸造钛合金中介机匣；其技术难题最终由北京航空材料研究院解决。

11）“太行”发动机试验初期所用的控制系统是数字电调系统，但其在稳定性、可靠性和抗干扰性等方面还不够成熟，因此改为机械液压方案，1998年12月，该方案装机试车，经过严格的考核验证，能保证发动机可靠工作。原来的数字电调方案则改为第二案，待发展成熟后再取代机械液压控制方案。
12）在“太行”发动机原型机研制阶段，高压涡轮盘采用了粉末冶金的新材料，但由于国内相关技术尚未完全成熟，从定型批这种材料被换掉。

本词条内容贡献者为:

刘军 - 副研究员 - 中国科学院工程热物理研究所