隨著未來國際戰(zhàn)爭形勢的復雜加劇，對戰(zhàn)斗機的能力需求不斷提升，飛機氣動設計難度不斷增大，而氣動矢量技術在氣動、隱身、控制上的優(yōu)勢，為先進戰(zhàn)斗機的氣動設計提供了解決方案，隨之而來也產生了一系列工程設計難題和新的技術發(fā)展需求。空戰(zhàn)制勝機理的演變，促使先進戰(zhàn)斗機應同時具備空域、速域、敏捷可控機動，電磁域低可探測性和全向態(tài)勢感知，以及自主、通信、人工智能等技術賦予的戰(zhàn)場信息認知能力。從波音公司、洛克希德-馬?。羼R）公司此前公布的下一代作戰(zhàn)飛機布局發(fā)展脈絡可以看出，他們均傾向于采用極簡式布局。該布局兼顧了全向高隱身、全速域高機動、遠航程廣域覆蓋等平臺級能力，但由于飛機取消了安定面和部分操縱舵面，穩(wěn)定性和操縱能力有限，許用迎角、配平升阻特性等氣動設計問題均面臨著諸多挑戰(zhàn)。氣動矢量的問世為極簡式布局設計問題提供了可能的解決方案。氣動矢量可以提高飛機的機動性和敏捷性，尤其是過失速狀態(tài)的機動能力，也可以減少飛機舵面面積或數(shù)量從而降低飛機的阻力和減輕質量，同時還能縮短起飛/著陸距離，提升飛機起降性能。氣動矢量通過噴管內巧妙的氣流控制直接實現(xiàn)主噴流的矢量偏轉，相比于傳統(tǒng)的機械矢量，具有更低的結構復雜度和制造成本、更高的靈敏度和響應速度、更好的內外流氣動特性，以及電磁/紅外隱身特性。面向先進戰(zhàn)斗機高隱身、高機動能力發(fā)展需求，具有廣泛的應用前景。美國下一代作戰(zhàn)飛機概念方案向極簡式布局方向發(fā)展氣動矢量技術的應用推力矢量技術總體來說經歷了兩次重大的跨越，一次為機械矢量的誕生，另一次為氣動矢量的問世。機械矢量已廣泛應用于F-22、蘇-57等現(xiàn)役戰(zhàn)斗機，能夠靈活地實現(xiàn)推力矢量功能，但普遍存在質量大、熱防護難、隱身性差、可靠性低、成本高等問題，這些都將限制其在未來具有更高推重比的航空發(fā)動機上的使用。因此，技術優(yōu)勢更明顯、綜合性能更突出的氣動矢量走上了歷史的舞臺。開創(chuàng)氣動矢量技術應用先河的是“北極星”A3導彈，采用激波矢量控制方式對導彈姿態(tài)進行控制。激波矢量原理是通過注入二次流動與噴管超聲速氣流產生干擾，利用流體經過斜激波后方向發(fā)生偏轉實現(xiàn)矢量。激波矢量對噴管改造程度較小，易于實現(xiàn)，且控制原理簡單，對噴管型面無特殊要求，但推力損失較大，且僅在噴管超聲速狀態(tài)下有效。英國工業(yè)界和多所高校合作研制的無舵面技術驗證機“惡魔”（Demon），僅依靠同向流康達（Coanda）附壁氣動矢量和環(huán)量控制技術于2010年9月完成了俯仰和偏航飛行，在人類航空史上具有里程碑意義。英國BAE系統(tǒng)公司與曼切斯特大學合作開發(fā)的具備射流控制系統(tǒng)的“巖漿”（Magma）無人機于2018年實現(xiàn)了首飛，該無人機采用了包括機翼環(huán)量控制和氣動矢量控制的射流控制技術，其氣動矢量控制同樣利用了康達附壁效應。康達附壁氣動推力矢量效率較高，矢量角大，但在高落壓比狀態(tài)下矢量效果較差，不適于寬速域加力戰(zhàn)斗機。南京航空航天大學研制的“暗流”無人驗證機和“馭風”無舵面無人驗證機采用氣動矢量實現(xiàn)了飛行控制。其中，“暗流”驗證機采用基于康達效應的無源氣動矢量噴管完成了高機動飛行，“馭風”驗證機則采用無源雙喉道氣動矢量噴管實現(xiàn)了無舵面偏航、滾轉機動演示飛行。雙喉道氣動矢量效率高，矢量角大，且適用的落壓比范圍更寬，但對噴管型面要求較高，須進行特殊設計?？傮w來看，基于飛機對推力矢量設計的不同需求，目前已形成以激波矢量控制、康達附壁、喉道偏移式等矢量控制方式為代表的較為成熟的氣動矢量設計技術體系。對飛機的增效賦能越南戰(zhàn)爭后，美國空軍通過對戰(zhàn)例的分析，提出了“觀察—判斷—決策—行動”（OODA）循環(huán)理論。該理論是能量機動時代誕生的飛機博弈公理式模型，目前仍決定著第四代甚至未來戰(zhàn)斗機的設計與發(fā)展。如果空戰(zhàn)活動是由一個個OODA環(huán)組成，那么空戰(zhàn)制勝的核心就是比敵方更快閉合OODA環(huán)并能夠持續(xù)保持實現(xiàn)優(yōu)勢。OODA循環(huán)模型氣動矢量技術能夠對OODA全流程提效賦能。在能量方面，氣動矢量通過提高飛機機動能力，可以快速調整有利占位、完成高度/速度的快速轉化、保持能量的持續(xù)性，實現(xiàn)機頭快速指向，使我方飛機更快地完成第一個O。在信息方面，采用氣動矢量的飛機往往具有更強的雷達/紅外隱身能力，可以更好地阻止敵方獲取完整信息，延遲敵方判斷，使敵方飛機更難完成第二個O。前兩個O建立的時間差優(yōu)勢，為我方后續(xù)更快地決策和行動提供了先決條件，大幅提高了OODA快速閉環(huán)和空戰(zhàn)制勝的概率。從飛行性能上看，一方面氣動矢量大幅提升了飛機過失速機動、空中加減速、滾轉機動等性能，可以進行包括“眼鏡蛇”機動、赫布斯特機動、柯比特筋斗、“榔頭”機動和“直升機”機動等動作，實現(xiàn)快速OODA閉環(huán)；另一方面小偏度氣動矢量可以協(xié)同升降舵、副翼參與飛機配平，通過操縱面最佳分配設計可以降低飛機巡航配平阻力，提高飛機航程和作戰(zhàn)半徑。同時飛機配裝氣動矢量噴管后，可以在起降時利用矢量偏轉產生的推力分量貢獻一部分升力，降低起降滑跑距離和著陸速度，解決艦面、高原、惡劣跑道下起降升力不足的問題。飛發(fā)一體化的氣動矢量關鍵技術

矢量噴管/后體型面融合氣動矢量噴管與飛機后體融合設計的全機設計參數(shù)多，氣動、隱身等多學科目標敏感性強，需要考慮發(fā)動機推力、后體阻力、矢量效能、隱身等多方面因素，綜合設計難度極大。后體融合設計內容主要包括噴管寬高比設計、飛機后體扁平融合設計和噴管出口鋸齒化設計。噴管寬高比對飛機氣動和隱身特性的影響噴管寬高比設計一方面影響后體收縮角、噴管擴張比等內外流設計參數(shù)，決定了飛機的內外流氣動特性，也影響尾焰摻混及電磁波屏蔽效果，決定了飛機的紅外隱身特性。對于極簡式布局飛機，寬高比從1∶1增加到4∶1，可將馬赫數(shù)（Ma）0.8的升阻比提升5%～8%，將Ma

1.2的零阻系數(shù)降低2%～3%，有利于飛機的亞聲速巡航和跨聲速加速特性。隨著寬高比逐漸增加，飛機的后向和側向雷達截面積（RCS）散射特性逐漸降低，紅外輻射特性也逐漸降低，可見增大寬高比對飛機氣動隱身特性均產生收益。但當寬高比過大時，飛機噴流內管道圓轉方帶來的推力損失、后體的布局適應性設計難度，以及對尾梁強度的影響逐漸增大，因此寬高比的設計須考慮總體布局、發(fā)動機尺寸、主承力結構等多專業(yè)限制與約束，并權衡氣動隱身特性，追求綜合性能的最優(yōu)。后體扁平化融合設計，需綜合全機橫截面積分布、噴管側壁尾梁等部件干擾阻力、RCS等多方面因素，對于雙發(fā)飛機，發(fā)動機間距也作為后體融合設計的重要參考維度，發(fā)動機大間距設計時，發(fā)動機間尾錐往往較大較長，這樣既能減小噴流間的相互干擾，又能降低飛機的底阻。發(fā)動機小間距設計時，往往直接取消尾錐，雙噴管緊密布置，這樣可以盡可能消除噴管間“死水”區(qū)帶來的額外阻力。因此，在一定寬高比和側壁板高度設計的前提下，通過噴管側壁與后體尾梁的扁平化融合與合理的噴管間距設計，可以改善飛機后體表面流動分離結構，降低跨聲速干擾阻力約5%，同時有利于降低飛機側向RCS，改善隱身特性。噴管出口鋸齒化設計是由于噴管后緣需基于隱身要求采用斜切相等角度的方式設計，通過鋸齒化設計可以減少低頻電磁波邊緣行波繞射，提高隱身性能，但鋸齒對氣動矢量效能影響較大，切鋸齒后噴管矢量角明顯減小，飛機俯仰控制能力降低，在低速相同噴管落壓比條件下，有無鋸齒設計的矢量角可以相差50%，因此噴管鋸齒化設計是氣動與隱身折中權衡設計的結果。高效低推力損失氣動矢量考慮氣動矢量對布局平臺的綜合能力提升，在矢量效能方面一般要求在小落壓比條件下有不低于20°的矢量角，在4～6甚至更大落壓比條件下仍具備一定的矢量控制能力，在控制精度方面要求氣動矢量調節(jié)具備較好的線性度和較快的調節(jié)速率，在推力性能方面矢量狀態(tài)下的推力損失應盡可能控制在5%以內。而現(xiàn)有的氣動矢量控制形式，在矢量狀態(tài)甚至非矢量狀態(tài)下，通常會產生推力損失。對于激波矢量控制，高落壓比矢量狀態(tài)下激波可使推力損失增加10%以上，對于雙喉道等特殊氣動矢量型面作用段，在非矢量狀態(tài)下也會產生7%～10%的直接推力損失，這對于飛機往往是不能接受的。如何對氣動矢量進行多參數(shù)敏感性分析與優(yōu)化設計，以最小的推力損失實現(xiàn)較大的矢量偏轉，是氣動矢量控制的關鍵。隨著激光、電子束、等離子體等流動控制技術的發(fā)展，基于多物理場的先進流動控制機制為氣動矢量的高效低推力損失設計提供了解決思路。氣動矢量與后體/噴管冷卻次流一體化發(fā)動機噴管作為熱端部件，需要消耗大量的冷卻氣，如二元噴管，其冷卻氣流量通常占到發(fā)動機進氣流量的10%以上，導致極大的推力損失，同時也帶來了設計與非設計狀態(tài)下的次流分配、次流通道的綜合設計與總體布置、次流一體化后的紅外隱身設計等一系列問題。如何實現(xiàn)氣動矢量次流與飛機后體/噴管冷卻次流的一體化設計將成為制約氣動矢量進入工程應用的關鍵技術之一。噴管冷卻次流一體化方案設想舵面/推力矢量復合操縱氣動矢量作為額外控制舵面參與飛行控制，需要獲得舵面/推力矢量復合操縱控制下多種匹配設計方案與全機操穩(wěn)特性的對應影響規(guī)律，設計舵面分配管理與控制架構，實現(xiàn)布局方案舵面/推力矢量最佳匹配設計。此外，特定飛行狀態(tài)下由氣動矢量帶來的俯仰操縱能力，可以充分釋放平尾同偏的需求，進而增強差偏的滾轉能力。利用氣動矢量對飛機多軸方向配平及操控的額外貢獻，還可以降低飛機需用升力面積、減小舵面面積、簡化布局形式，因此通過舵面/推力矢量復合操縱控制的優(yōu)化設計，使極簡式布局飛機的高敏捷性和高操控品質得以實現(xiàn)。未來氣動矢量技術的發(fā)展需求

航空武器裝備是國家國防力量的重要組成部分，氣動矢量技術作為飛發(fā)一體化設計的核心技術問題，是決定平臺能力的關鍵因素之一。飛機作為氣動矢量技術的需求牽引方，從平臺總體設計的角度，對氣動矢量技術發(fā)展提出以下建議。面向先進戰(zhàn)斗機后體設計極致扁平化與融合化的設計要求，發(fā)展可定制化、與后體高度融合的異形矢量噴管形式。矢量效能方面，傳統(tǒng)的軸對稱或二維噴管具有一定的設計通用性，難以實現(xiàn)與后體的高度融合，飛機將更多采用如單邊膨脹噴管甚至非常規(guī)幾何形狀噴管等異形噴管，在極大程度地釋放飛機后體氣動隱身設計壓力的同時，也帶來了矢量效率、推力損失、控制范圍等一系列新的問題。采用二維或異形噴管雖然帶來了高隱身、后體扁平化減阻等收益，但受限于噴管幾何形狀的限制，傳統(tǒng)的二維機械矢量多通過操縱上下調節(jié)板的偏轉用于俯仰方向控制，隨著氣動矢量技術的引入，如何通過多自由度氣動調節(jié)，或氣動矢量結合輕量化的機械調節(jié)，實現(xiàn)具有航向或斜向多自由度推力矢量效能的設計，是先進戰(zhàn)斗機對氣動矢量的另一大需求。隨著航空工程技術的不斷發(fā)展，飛機機體、機載系統(tǒng)對散熱的需求越來越高，先進戰(zhàn)斗機將面臨更嚴峻的熱防護和熱管理問題。氣動效能將不再是氣動矢量的絕對唯一指標，氣動矢量對噴管甚至全機的散熱冷卻熱綜合作用將與其控制特性、推力特性同等重要，未來的氣動矢量系統(tǒng)需把散熱冷卻作為主要指標輸入，開展力熱綜合一體化方案設計。傳統(tǒng)的噴管由液壓系統(tǒng)驅動調節(jié)環(huán)和噴管擴張調節(jié)片，實現(xiàn)喉道面積以及噴口面積比的變化控制，該結構組件具有質量大、喉部控制率低、可靠性差、部件冷卻要求高等缺點。如何從氣動矢量獲得啟發(fā)，發(fā)展氣動喉道設計，使次流流動控制能同時實現(xiàn)內流道截面的控制以及尾噴流方向的偏轉，獲得飛機平臺的綜合收益，是廣義次流流動控制的一