【导语】“小鸭子队长”通过精心收集，向本站投稿了11篇推力矢量技术，下面是小编为大家准备的推力矢量技术，欢迎阅读借鉴。
- 目录
篇1：推力矢量技术
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。
目录应用技术分类控制途径战术效果收缩展开应用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。 后来的研究还表明，当飞机在飞行速度较低时，采用推力转向这种飞行控制装置是绝对有利的，速度大时，代价要大些，但是从保证飞行控制有足够的安全裕度出发还是需要配备一些操纵面。代替垂尾起偏航操纵的一些操纵面研究，对于使用推力矢量技术的无尾飞机的研究来说，也是一项艰巨的任务。其中包括复杂的控制软件的研究。
技术分类折流板
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)。
发展
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。 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。 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。 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（Secondary Fluid）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。
控制途径方式
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
比较
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。
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 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，如F-104飞机仅用了失速迎角的50%，现代战斗机大约用了失速迎角的80%，而用推力转向的X-31A飞机能达到失速迎角的2倍。此外绕俯仰轴的推力转向还能大大增加升力系数，则在支撑同样飞机重量下可使飞机速度及角点速度降低，飞行角点速度低，有利于飞机改变方向，转弯半径可大大减小，转弯速率却能加大。在两机迎面相遇状态，转弯半径小、转弯速率大的飞机就能提前瞄准对方开火，从而赢得格斗的胜利。X-31飞机转弯半径大约为143米，有效转弯速率大约每秒80.6°，因此在与F-18、F-16等飞机格斗中，明显占优势。苏-37能快速安全下俯，水平加速，还能节省发动机功率30%。它的“钟形”和“眼镜蛇”机动可射中近距的F-22和F-117。 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。 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。
篇2：推力矢量飞机试飞技术模拟研究
推力矢量飞机试飞技术模拟研究
为研究推力矢量飞机的'试飞技术,建立了推力矢量飞机的动力学模型,用动态逆方法设计了4种过失速机动控制律,并在地面飞行模拟器上参考标准评估机动动作集(STEMS)进行了飞行模拟试验研究.试验结果表明,使用的4种过失速机动控制模式没有不可接受的操纵响应,飞机采用推力矢量控制后敏捷性明显提高.在模拟导弹攻击目标时,采用过失速机动控制模式具有明显的优势.
作 者：刘选民 田福礼 俞志刚 LIU Xuan-min TIAN Fu-li YU Zhi-gang 作者单位：刘选民,LIU Xuan-min(西北工业大学,航空学院,陕西,西安,710072)田福礼,TIAN Fu-li(中国飞行试验研究院,总工办,陕西,西安,710089)
俞志刚,YU Zhi-gang(中国飞行试验研究院,飞机所,陕西,西安,710089)
刊 名：飞行力学 ISTIC PKU英文刊名：FLIGHT DYNAMICS 年，卷(期)：2007 25(3) 分类号：V212.1 关键词：推力矢量 过失速机动 试飞技术 飞行模拟试验篇3：战斗机发动机推力矢量控制技术的应用
战斗机发动机推力矢量控制技术的应用
简述了战斗机发动机推力矢量控制技术的.发展及实现方法,并从4个方面介绍了推力矢量控制技术的应用和技术性能,最后介绍了战斗机推力矢量控制的几项关键技术.
作 者：肖宇 张兴有 XIAO Yu ZHANG Xing-you 作者单位：中国人民解放军92941部队,辽宁葫芦岛,125001 刊 名：航空发动机 英文刊名：AEROENGINE 年，卷(期)：2008 34(4) 分类号：V2 关键词：战斗机发动机 推力矢量控制 应用篇4：射流推力矢量控制技术研究
射流推力矢量控制技术研究
射流推力矢量控制技术是一种全新概念推力矢量技术,其具有机械式推力矢量喷管无法比拟的优点.文中概要介绍了射流推力矢量控制技术喷管的工作原理、基本概念和发展情况.着重介绍了几种典型控制方法和其优缺点,以及国内外试验情况,并提出国内在射流推力矢量控制技术方面应发展的方向.
作 者：连永久 LIAN Yong-jiu 作者单位：沈阳飞机设计研究所,辽宁,沈阳,110035 刊 名：飞机设计 英文刊名：AIRCRAFT DESIGN 年，卷(期)：2008 28(2) 分类号：V233.7+57 关键词：二次流 射流推力矢量 喷管 激波 反向流篇5：小发动机推力矢量的测量
小发动机推力矢量的测量
针对小发动机推力矢量的特点和测量要求,在分析二轴转台数学模型的基础上提出了间接测量推力矢量的`线性组合法,最后给出误差计算公式.通过转台的旋转和伸缩形成不同的试验工况,得到测量数据的超定方程组,再用最小二乘法解矛盾方程求得推力矢量的方向角和偏移量.经多次试验表明,用该方法测量推力矢量参数的不确定度远小于±5%,超过了原定技术要求.
作 者：颜雄雄 耿卫国 YAN Xiong-xiong GENG Wei-guo 作者单位：北京试验技术研究所,北京,100074 刊 名：推进技术 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY 年，卷(期)：2000 21(3) 分类号：V439.7 关键词：发动机 推力向量控制 推力测量 向量运算 最小二乘法 推力偏差 推力偏心角篇6：推力矢量控制飞行的仿真研究
推力矢量控制飞行的仿真研究
针对推力矢量控制飞行进行了仿真研究.推力矢量参与飞行控制,提高了飞机过失速飞行控制能力.在已建立的飞机和部件级的推进系统模型的基础上,进行了过失速机动飞行仿真,对推进系统常规控制与稳定性控制作了对比,结果验证了推力矢量控制飞行的.可行性.
作 者：王立峰 张津 唐海龙 WANG Li-feng ZHANG Jin TANG Hai-long 作者单位：北京航空航天大学,404教研室,北京,100083 刊 名：航空动力学报 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF AEROSPACE POWER 年，卷(期)：2000 15(4) 分类号：V233.7 关键词：推力矢量控制 飞机模型 发动机模型 综合飞行/推进控制篇7：用推力矢量控制技术改进超声速飞行器空气动力特性
用推力矢量控制技术改进超声速飞行器空气动力特性
为了提高某超声速飞机的'空气动力学效率和机动性能,本文采用低阶的三维板块法和DATCOM半经验公式,在亚声速和超声速条件下,对不同马赫数和迎角情况计算了基本气动外形的飞机空气动力学特性、表面压力分布以及最大升力.此外还开发了一套软件以实现由引进的先进气动操纵面(如鸭翼等)控制的二维推力矢量技术.试验结果表明:气动操纵面结合推力矢量技术能够产生足够的低头力矩,且有能力满足高度机动飞行时的稳定性要求.此外,不论是亚声速还是超声速飞行,气动操纵面均可以提高气动效率5%-6%.
作 者：Abbas L K 陈前 韩景龙 Abbas L K Chen Qian Han Jinlong 作者单位：南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016,中国 刊 名：南京航空航天大学学报（英文版） EI英文刊名：TRANSACTIONS OF NANJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS 年，卷(期)：2006 23(3) 分类号：V211 关键词：空气动力效率 机动性 鸭翼 推力矢量飞行控制 aerodynamic efficiency maneuverability canard thrust vectoring flight control (TVFC)篇8：气动/推力矢量控制面融合方式研究
气动/推力矢量控制面融合方式研究
针对在过失速机动中气动/推力矢量控制面协调问题,分析了最小控制能量和链式递增两种典型控制面融合方式的特点.结合实际应用上存在的问题,提出了一种新的融合控制方式.通过仿真计算和分析,并与典型的'链式递增融合方式进行比较后可知,这种新的控制方式改善了采用链式递增融合控制方式中气动舵面的振荡现象.并且与最小控制能量融合方式相比更具有实用性.
作 者：艾尔 王衍洋 屈香菊 AI Er WANG Yan-yang QU Xiang-ju 作者单位：北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083 刊 名：飞行力学 ISTIC PKU英文刊名：FLIGHT DYNAMICS 年，卷(期)：2005 23(4) 分类号：V212.1 关键词：推力矢量控制 过失速机动 控制面融合 非线性动态逆控制篇9：一类碟型飞行器质量/推力矢量复合控制研究
一类碟型飞行器质量/推力矢量复合控制研究
推导了基于质量/推力矢量复合控制的'一类碟型飞行器空间六自由度运动动力学方程.以纵向运动为例.对模型进行了合理简化,进行了稳定性分析和控制器设计,给出了某一特征点上质量控制、推力矢量控制、质量/推力矢量复合控制的仿真曲线,最后进行了纵向运动飞行仿真,给出纵向运动实际飞行轨迹和理想飞行轨迹的对比仿真曲线,证明了控制器设计的有效性.
作 者：邓以高 顾文锦 赵红超 于进勇 DENG Yi-gao GU Wen-jin ZHAO Hong-chao YU Jin-yong 作者单位：邓以高,DENG Yi-gao(海军航空工程学院,研究生管理大队,山东,烟台,264001)顾文锦,赵红超,于进勇,GU Wen-jin,ZHAO Hong-chao,YU Jin-yong(海军航空工程学院,控制工程系,山东,烟台,264001)
刊 名：飞行力学 ISTIC PKU英文刊名：FLIGHT DYNAMICS 年，卷(期)：2005 23(3) 分类号：V249.1 关键词：质量控制 推力矢量控制 复合控制 碟型飞行器篇10：基于序列二次规划的推力矢量控制分配方法
基于序列二次规划的推力矢量控制分配方法
针对使用推力矢量控制的航天器,建立了游动发动机的.数学模型,在分析了游动发动机摆角约束的基础上,提出了推力矢量控制分配问题.将该控制分配问题转化成以力矩误差最小和对变轨推力影响最小作为优化目标的多目标优化问题,引入序列二次规划进行求解,得到一种新的控制分配方法.仿真结果表明,该方法能够准确实现期望目标,验证了所提出的控制分配方法的可行性和有效性.
作 者：李森 胡军 LI Sen HU Jun 作者单位：李森,LI Sen(北京控制工程研究所,北京100190;空间智能控制技术国家级重点实验室,北京100190)胡军,HU Jun(北京控制工程研究所,北京,100190)
刊 名：空间控制技术与应用 英文刊名：AEROSPACE CONTRD AND APPLICATION 年，卷(期)：2009 35(4) 分类号：V448.2 关键词：推力矢量控制 控制分配 游动发动机 序列二次规划篇11：过失速大迎角条件下推力矢量飞机机动仿真
过失速大迎角条件下推力矢量飞机机动仿真
推力矢量飞机是我国下一代飞机发展的.必然趋势.在过失速大迎角飞行条件下,常规舵面失去了操纵能力,需要开发新型控制律算法来研究推力矢量和推力对飞行性能的影响.本文推导和综合了推力矢量飞机运动方程,推力矢量喷管模型和传感器、作动器模型,并且提出采用后退区间优化控制算法作为研究飞机在过失速大迎角飞行条件下的鲁棒跟踪控制律.仿真验证了在飞行扩展包线中,只有推力矢量和推力配合使用才能保证飞机准确跟随驾驶指令飞行,对下一代飞机设计打下一定的基础.
作 者：苏浩秦 宋述杰 于红艳 邓建华 Su Haoqin Song Shujie Yu Hongyan Deng Jianhua 作者单位：苏浩秦,Su Haoqin(清华大学,汽车安全与节能国家重点试验室,北京,100084;西北工业大学,航空学院,西安,710072)宋述杰,邓建华,Song Shujie,Deng Jianhua(西北工业大学,航空学院,西安,710072)
于红艳,Yu Hongyan(中国航天三院,北京,100074)
刊 名：机械科学与技术 ISTIC PKU英文刊名：MECHANICAL SCIENCE AND TECHNOLOGY 年，卷(期)：2006 25(3) 分类号：V23 关键词：推力矢量飞机 后退区间优化控制律 过失速大迎角 飞行扩展包线★ 技术合同
★ 技术工作总结范文
★ 技术工作总结
★ 技术路线 范文
★ 技术实验报告范文
★ 技术合同合集
推力矢量技术（共11篇）
