提问：能不能点评二元矢量技术发动机？

回答：为满足现代战争的需要，新型军用飞机不仅要具有高空、高速性能，而且要具有机动、敏捷和隐身等方面的性能。理论和实验证明，推力矢量技术使飞机具有了过失速超机动性、高敏捷性、短距起降性能、隐身性能和超声速巡航能力，该技术的应用大大提高了战斗机的作战效能和生存能力。西方国家早在20世纪60～70年代就开始研究推力矢量技术，目前已转入工程发展阶段，如美国的F-22已安装了推力矢量喷管。推力矢量技术的基础是推力矢量喷管技术，推力矢量喷管是指可用于飞行姿态控制(如俯仰、偏航、滚转和反推力等)的多功能排气喷管。

目前正在使用和在研的推力矢量喷管主要是机械调节式的，机械调节式推力矢量喷管是通过喷管的调节片或折流板转向来产生推力矢量。从结构上分为以下几种。

1. 折流板式矢量喷管

折流板式矢量喷管是在发动机喷口后或飞机尾罩后端安装数块折流板(也称燃气舵)，通过折流板的打开和偏转来改变喷气流方向而产生矢量推力。这种矢量喷管具有结构简单，成本低，发动机改动少，使用方便等优点，但由于它在喷管外部产生矢量推力，受外流影响较大，且尺寸、重量、阻力和雷达反射面积都增大，矢量作用效率低，推力损失大。因此，不宜装机服役使用，较适合推力矢量技术的先期验证。

2. 轴对称矢量喷管

轴对称矢量喷管是利用作动装置带动喷管的收敛段或扩散段在周向范围内偏转来产生矢量推力，目前，该矢量喷管主要有两类：万向节头式和作动环式。
①万向节头式。它由面积可调的收-扩喷管、推力叶栅框架和可偏转的球形结构框架组成，球形结构框架安装在喷管上游进口（或喉道前）通过绕万向球节头转动，收-扩喷管整体（或扩散段）产生偏转，产生矢量。通过堵塞喷管通道和打开反推力叶栅通道，迫使气流以一定角度向前喷出来产生反推力。美国通用电气公司在F110发动机上发展的带反推力的轴对称矢量喷管在试验装置上实现了20°的矢量角。苏-37战斗机的发动机上使用的轴对称矢量喷管通过安装在喉道前的万向球形结构实现了俯仰/偏转。该矢量喷管的优点是运动结构简单，易于实现；缺点是冷却和密封难度大。
②作动环式。它由矢量调节作动筒、喉道面积调节作动筒、调节环和调节环支撑机构等组成。通用电气公司在F110发动机上发展的作动环式轴对称矢量喷管有互成１２０ °的三个矢量调节作动筒，四个喉道面积调节作动筒，它在加力和不加力时所能达到的最大偏角分别为17°和15° ，最大偏转速率为60°/s。普惠公司在F100发动机上发展的作动环式轴对称矢量喷管，收敛部分的控制由空气作动筒系统完成，矢量控制由三个液压作动筒系统完成。作动环式轴对称矢量喷管与现有发动机的轴对称可调收-扩喷管相比，结构变化不大，有一定的继承性，偏转机构设计简便，推力损失小，且易密封。

3.二元矢量喷管

二元矢量喷管分常规形式和球面收敛调节片式两种。常规形式二元矢量喷管由过渡段、侧壁、上下调节板和作动系统等组成。它是利用安装在喷管固定端上的作动筒操纵喷管上下调节板偏转产生矢量推力的。该矢量喷管结构上比轴对称喷管简单，能实现较大的矢量角，易于实现反推力，而且二元喷管能大大降低红外辐射，具有红外隐身的能力。美国F-22战斗机上安装的F119发动机就采用了具有俯仰推力矢量控制的二元收-扩矢量喷管，它的最大俯仰转角达20°，最大偏转速率为 40°/s，可以稳定地飞行到过失速迎角60° 。常规形式二元矢量喷管的缺点是推力损失较大，且只能在上下两个方向产生推力矢量。球面收敛调节片矢量喷管的收敛段为球形，扩张段为矩形。收敛段转动带动喷管实现矢量运动，产生偏航推力；扩张段的上下调节板偏转来产生俯仰推力；收敛片合拢，燃气从喷管前段上的向前倾斜排气口排出，可产生反推力。这种结构既保留了常规形式二元矢量喷管的优点，又减轻了重量，缩短了长度。但是这种结构也造成了冷却、密封难度增大和局部压力偏大。

F-22的二元矢量推力整合设计非常的厉害，起到了四个作用，第一是减阻，第二是增升，第三是降低红外辐射，第四是减小后向RCS。F-22的扁平后机身拥有良好的绕流特性，而大宽高比矩形喷口的设计使喷流截面大于轴对称喷管，喷流与冷外流掺和的面积明显加大，而侧壁和拐角处的压力梯度产生的漩涡更进一步促进了内外流的掺和，这种掺和带来的强渗混效应起到了两个方面的作用：对后机身绕流起到引射的作用，能够获得一定的诱导升力（在机翼发生气流分离的大迎角下尤其重要），获得良好的后体流动特性，是实现超巡的重要机制；使高温区迅速降温并将红外辐射向水平对称面集中。另外矩形喷口可以沿视线方向阻挡雷达波进入发动机燃烧室。

简而言之，采用与气动整合的具备大宽高比的二元矩形矢量喷口是五代战机的不二选择。