矩形矢量喷口：让F-22能笑傲全球的性能取舍原则

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相关背景

正处于起飞爬升阶段的F22战机

推力矢量技术，是提升作战飞机飞行性能的重要技术手段。 其主要应用于两个方面： 第一，是在很低速度时，气动舵面几乎失效。推力矢量产生额外的操纵力矩，调整飞机姿态做出相应动作。第二，就是在高速飞行时，舵面的偏转容易产生较大的衍生阻力。推力矢量用几乎不产生阻力的方式协助产生力矩，保证机动能力的同时降低飞机的能量损失。

从上世纪60年代开始， 美国先后在F-11“虎”式飞机加装反推力喷口验证推力偏转的密封问题，又在F-14上加装简单的折流板验证推力小幅度偏转。还有F-15/16上加装的多轴矢量喷口(F-16MATV和F-15ACTIVE)，以便验证较大幅度的偏转和超常规机动能力。后来在F-15S/MTD上加装二元矩形矢量喷口验证机动增强和短距起降能力，以及F-18HARV上加装折流板验证超大攻角飞行。

美军曾对各类战机进行过矢量喷口测试

进入90年代，美德联合研制了X-31验证机用于实验下一代战斗机的机动增强技术，在推力矢量技术上有了深厚的积累。 相关技术也于90年代初实现量产能力。以色列和阿联酋曾寻求引进装备其F-16，但因近距格斗导弹的快速发展而丧失了兴趣。截至目前的推力矢量量产装机型号为F-22。

俄罗斯则在上世纪80年代后期开始发力。 先是在1架苏-27UB上改装轴对称推力矢量喷口，随后又在1996年经历了同样改装的苏-35（被更名为苏-37）在范堡罗航展上做了精彩的飞行表演。该项技术后来应用于苏-30后期型号的改型并实现了量产，现已装备苏-30MKI，苏-30MKM，苏-30SM等机型出口到其他国家。最新的苏-35B也使用了相同技术。

正在表演眼镜蛇机动的苏30战机

米高扬设计局也为米格-29开发了类似技术，并于2005年改装米格-29OVT参加航展，但至今没有量产装机的计划。 即使是全球四处投标的米格-35也没有安装。也就是说，除自己的第五代战斗机苏-57外，俄罗斯的推力矢量技术主要应用于侧卫系列改进型战斗机，一脉相承的使用固定在V形轨迹的俯仰偏转方式。

由于F-22的矩形矢量喷口和苏-30/35/57的圆柱形轴对称喷口外形迥异， 所以引起众航空爱好者的兴趣，并为孰优孰劣而一直争论不休。

F22的矩形矢量喷口 经常为某些爱好者所鄙夷

矩形喷口推力小？

矩形与轴对称喷口的外观对比

关于矩形vs轴对称喷口，经常有爱好者觉得是前者的推力损失较大。 他们的理由也很简单：你看消防用的喷水龙头都是轴对称圆柱，所以才喷的远。当问到他如果喷水龙头是矩形的，一定会喷的近吗？就会说自己也没见过！但既然没见过矩形龙头，应该还是圆柱形喷的远！

笔者并不鼓励用生活中的例子做粗浅的类比。 因为只要读者有中学物理知识，就能知道决定飞机性能的，并不是“推力”，而是“推力-阻力”这个差值，亦即有效推力。矩形喷口因为能够与飞机后体的气动配合的较好，所以后体阻力较小，也显然不是消防龙头之类的例子能类比的。中美两国都曾做过大量的风洞实验，结果非常一致：低速时，矩形和轴对称喷口的有效推力相差约2%，纠结这么小的差异没多大意思。而随着速度增大，矩形喷口的有效推力优势逐渐增大，甚至达到10%的量级。

国内关于矩形喷口的风洞性能表现的评价

矩形喷口真正的缺陷表现在应力分布和疲劳性能上。 由于结构不对称，所以矩形折角部位有较为严重的应力集中。对于俄罗斯等不善于提升发动机元件寿命的国家而言，这种设计显然是要竭力避免的。

此外，矩形喷口相也比轴对称喷口增重较多。 根据中航工业的发动机专家季鹤鸣老先生的评价，上世纪末亮相的苏-37矢量喷口单发增重约120千克。F-16MATV使用更为精巧的AVEN推力矢量喷口，单发增重约90-100千克。相比之下，几种矩形推力矢量方案的单发增重都在130-150千克。由于喷口位置离飞机质心都较远，往往让质心产生较大的后移，抬头过敏，对飞控造成更多挑战。

苏37战机的矢量喷口特写

轴对称喷口一定是全向矢量喷口？

苏35战机的矢量喷口特写

在这里笔者还想纠正一个误区： 轴对称喷口并不一定就是全向矢量喷口。从苏37/苏30MKI/苏30MKM/苏35BM/苏57一脉相承下来的，仍然是局限在俯仰轴运动的喷口。只不过轨迹不平行，而是一个“V”形轨迹。苏57在俄罗斯国家知识产权局备案的喷口专利文件如下图所示：

这样做自然是有得有失。 缺点是损失了一部分俯仰轴力矩，毕竟垂直方向的力只剩下一个分量了。好处是可以产生一定的偏航力矩。但是和专业的全向矢量，如和F-16MATV的AVEN相比仍然有一个缺陷。若要产生向左的偏航力矩，那么左边的喷口要向上偏转，右边的喷口要向下偏转。这样又产生了一个不想要的横滚力矩，我们叫“寄生力矩”。如果飞机有一定速度，可以用差动副翼等气动舵面克服。但速度很低则无法克服，只能限制偏角。所以这项措施本质上是损失一点俯仰能力，获得一点偏航能力。只能说是表现出俄罗斯的一种取舍态度，也无所谓绝对的孰优孰劣。

苏57在国家知识产权局备案的专利文件 右下角可见喷口偏转方式仍然是V型轨迹的俯仰方向

推力矢量的作用效果和什么相关？

F22战机的矢量喷口特写

上面说了这么多矩形喷口的缺点，这里再蜻蜓点水的谈几条优点。

F-22的喷口，是目前唯一能做到20度偏转角度的同类产品，而俄式轴对称喷口一直局限在15度。 轴对称喷口的世界纪录保持着，则是由F-16MATV用AVEN创造的17度。造成这一差异的原因是多方面的，主要来自于密封件的设计难度。中俄航空发动机爱好者往往有意无意的忽略偏转角的差异，原因可能是回避对自己不利的话题。

F-16MATV使用的AVEN矢量喷口

再介绍一个推力系数的概念。 随着发动机射流被偏转，推力不可避免的出现损失。在同样偏转角度下，假设我损失5%推力，你损失10%推力，那么我的推力系数就是95%，你是90%。二元矩形喷口有个特点是大偏角的推力系数较高，这也是经过我国风洞验证确定的。

如果读者有本科数理基础，请写出相对于飞机质心的动量矩定理，马上可以发现以下4个规律。 推力矢量的作用效果：

1）和推力矢量偏角的正弦呈正比（越大越好）

2）和飞机推重比呈正比（越高越好）

3）和机身紧凑程度呈正比（越短越紧凑就越好）

4）和喷管的推力系数呈正比（越大越好）

推力系数的比较

如果这4项都占优，那么就是四次方级别的优势。 比如每一项都有10%的优势，那么总优势将达到46%。F-22强调大推重比，短机身低转动惯量，再加上较大的喷口偏转角度和更高的推力系数，可以达成自身俯仰轴机动优势的最大化。

飞机性能往往就是这样取舍的。 优势要追求最大化，劣势要找到权宜之计。对于其他推力矢量飞机，如果本身的推重比和紧凑度已经处于劣势。劣势幅度被平方，再追求大偏角就没多大意义了。另外根据前文引用的国内风洞试验的结果，推力矢量大幅偏转时，其引射效应能产生很大的增升。偏角更大的矩形矢量喷口可以获得更好的增升。F-22做超常规机动时的高度损失很小，其喷口设计功不可没。

F-22典型超常规机动动作

F-22的对手给力么？

经常被用来对比F22与F35的 苏35战机

经常被拿来和F-22对比的机型是俄罗斯的苏-35。 其所用的117C发动机的推力，在网上通常有14吨和14.5吨两种说法。其实苏霍伊官方的广告文件写的很清楚，战斗模式最大加力14吨，特殊模式14.5吨。

所谓特殊模式是俄式发动机的一项传统。 通常用于起飞超转，可安全使用十几秒，时间过长却可能损坏发动机本身。所以计算空战性能，当然要用战斗模式。

苏霍伊提供的苏-35官方广告展板 其使用的117C发动机战斗模式最大加力是14吨而非14.5吨

某些航空爱好者经常玩一些单位换算的把戏。 当从“14吨”换算成“千牛”时，g取9.8，得到142千牛。然后再把“千牛”换算成“吨”时，g又取10，得到14.2吨。重复多次，每次都可以高估推力2%。当谈论美式发动机时，则反着用这个技巧，每次可以低估推力2%。笔者真的觉得这种忽悠人的把戏很没意思，但是当面指出又太伤和气， 大家都是成年人，何必呢。

根据MAKS2019航展中，Pitor Butowski对苏霍伊设计局的专访，苏-35BM空重已经达到41888磅，比之前爱好者估计的多了1000余磅。 显然苏-35BM推重比不会很高，长机身导致机体惯量紧凑程度也不突出，所以追求矢量偏角的收益并不大。

俯仰矢量无法改善水平机动性？

正准备起飞的F22战机

矩形喷口只有俯仰轴的操纵性（虽然偏角确实很大），而某些非量产的轴对称喷口（F-16MATV，米格-29OVT等）具有偏航轴操纵性。 某些爱好者据此宣称，矩形喷口无法改善水平机动性。

这个说法让笔者非常不理解，却又流传甚广。 因为战斗机水平转弯都是侧着机身转的（有坡度），这种情况刚好是俯仰轴的矢量协助转弯。某些爱好者的说法应该对应不拉坡度直接偏航回转。这其实对应了两种转弯的方式。 两者相比也各有优缺点：

1）从气动力来看，大坡度转弯时，协助转弯的气动力是机翼升力导致的向心力；无坡度转弯时，协助转弯的气动力是机身和垂尾整体的侧力。通常前者大于后者，也会导致更高的加速度和位移。

2）从推力矢量的作用效果看，大坡度转弯时，起作用的是俯仰轴矢量，偏角可达15-20度；无坡度转弯时，起作用的是偏航轴矢量，偏角为5-8度。前者可以更充分的利用偏转力矩。

3）从进入范围来看，大坡度转弯需要进入速度不低于失速速度（F-22约需要75节），否则会因为失速导致侧滑；零坡度转弯没有最小速度限制，但是有最大速度限制，因为飞机承受侧力的能力远小于承受升力。