无果之花

思海

近年来，日本安倍政府上台后不断在历史问题上挑起事端：鼓励阁僚参拜靖国神社，鼓吹“侵略未定义论”，质疑“村山谈话”精神，推动修改“和平宪法”。更有政客公然为强征慰安妇等罪行唱赞歌，在右倾化道路上越走越远，与邻国关系不断紧张，中日之间在钓鱼岛和东海防空识别区等问题上摩擦不断。在此背景下，今年7月12日，日本东京放送（TBS）电视台公布了一段在三菱重工小牧南工厂拍摄的ATD-X“心神”隐身验证机出厂的独家新闻视频，一时间引起世人对该型战机的强烈关注。

众所周知，日本二战战败投降后，盟国一度对其实行严格的航空禁令，禁止其拥有航空工业。只是后来美国出于扶持日本牵制前苏联的目的，才有限度地解除其对日本的航空禁令，日本航空工业才得以部分恢复。由于美国在关键的军用航空技术方面绝不松口，所以战后日本航空工业的产品主要集中在中小型运输机、教练机这些次要产品上面。因此，日本航空自卫队一直主要使用美制作战飞机。连所谓的自行研制的作战飞机——F-2战斗机，也是和美国洛克希德·马丁公司合作完成的，机上一些关键设备的控制权就掌握在美国人手里。随着近几年来我国歼-20战斗机和歼-31战斗机先后试飞成功，俄罗斯T-50战斗机不断加快试飞的步伐，日本政府多次提出要采购F-22战斗机。但是，美国视隐身及推力矢量等关键技术是保持其空军全球战略优势的基石，因此拒绝了日本政府的要求，只允许出口隐身性能和作战能力经过削弱的F-35战斗机。此外，由于研制成本的上升和研制计划的拖缓， F-35战斗机的采购价格不断上涨，交货时间不断后推。这时，日本开始考虑要摆脱美国的控制，采用本国技术自行研发第四代作战飞机。

日本“心神”战机也被称为“先进技术试验战斗机” （ATD-X），由日本技术研究与开发协会研制，三菱重工承包制造。其中，高机动性的研究工作主要由日本防卫厅技术研究本部第3技术开发室完成。该机采用双垂尾双发布局，主翼和水平安定面采用相同的后掠角和后缘前掠角，为小展弦比的梯形平面形，其两侧进气口处在边条翼下方，机体外形采用隐身设计，发动机采用2台由日本IHI公司研制XF5-1发动机，单台最大加力推力约为5吨。推重比约为7.8，机尾安装有推力矢量装置。这架名为“日之丸”1号的飞机在日前公开的视频中极其不自信地对发动机喷管、起落架、进气道等等关键部位进行了模糊化处理。那么，这架飞机究竟使用了什么推力矢量技术呢？一时间大家的目光焦点都聚集在其发动机尾喷管上面。虽然视频中的发动机喷口一直用马赛克遮挡，但是我们仍然可以通过分析视频中的画面，一窥ATD-X心神隐身验证机发动机尾喷管的庐山真面目，并从中分析出日本“心神”战机所采用的推力矢量技术。

推力矢量技术解析

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，对飞行进行实时控制的技术，即发动机矢量化。推力矢量技术是第四代战斗机实现高机动的研制目标的重要技术手段之一，它具有以下技术优势：

首先，战斗机使用推力矢量技术最显著的作用是增强战机的机动性和敏捷性，能极大地改善飞行性能，能通过发动机提供的力和力矩进行姿态调整，提升作战效能。如美国F-22战斗机采用二元矢量喷管后，大迎角过失速能力有了大幅提升，其最大迎角达60°，并在该迎角状态下翻滚速率为30°/秒，机头指向速率可达到90°/秒。

其次，改善战机的起降性能，缩短战机的起飞和降落时的滑行距离，降低战机对机场的要求和依赖，实现战机的垂直/短距起降。美国通过装有推力矢量技术装置的F-15STOL/MTD和常规F-15S的起降性能做对比试飞研究，实验表明：在利用推力矢量技术辅助起飞后，F-15STOL/MTD的起飞距离比常规的F-15S缩短38%；利用反向推力辅助降落时，该机降落时的着陆距离比常规的F-15S缩短63%。

再者，战斗机使用推力矢量技术后，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。如此，可以部分或全部替代常规战机的水平尾翼和垂直尾翼，降低战机的雷达反射面积（RCS）。同时，推力矢量喷管的偏转和遮蔽能起到降低发动机尾喷流红外辐射特征的作用。水平尾翼和垂直尾翼面积减少，还可以起到减少飞行阻力，减少机翼结构重量的目的。

推力矢量技术的应用并不是独立于飞机本身单独存在的。它的应用还必须高度依赖计算机、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。推力矢量喷管一般分为4种：折流板式推力矢量喷管、二元推力矢量喷管、轴对称推力矢量喷管和流场推力矢量喷管。其中，前三种喷管均为机械式推力矢量喷管，主要是通过机械部件的驱动改变喷管出口方向进而实现推力矢量偏转。流场推力矢量喷管则完全不同，其主要是通过在喷管扩散段引入侧向次气流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。到目前为止，美国和俄罗斯投入实用的推力矢量喷管均为机械式推力矢量喷管。

折流板式推力矢量

一般来说，折流板式推力矢量控制技术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，依靠尾板的转向来改变飞机尾气流的方向，实现推力矢量的机动。这种尾板一般采用耐高温的复合材料制作。这种方案是多种推力矢量技术中出现得最早，结构也最简单，而且改装成本低，对发动机本身无需改动，难度也最少。

采用折流板的推力矢量技术方案可不是什么新鲜事物，更不是日本人的独家发明。早在20世纪70年代中期，德国MBB公司的飞机设计师沃尔夫冈·赫尔伯斯就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公司开始联合进行可行性研究。美国凭借其雄厚的经济实力和技术基础开展了广泛的研究工作，研制了多种技术验证机，并且在F-15STOL/MTD短距起落/机动性技术验证机、F-18HARV大迎角研究机、F-16MHTV多轴推力研究机等机型上分别进行了推力矢量试验。其中，最著名的是1990年美国罗克韦尔公司、波音公司和德国MBB公司共同合作研制的X-31增强机动性验证机，其在发动机尾喷口装有机械控制的3片式碳-碳纤维复合材料制造的折流板。endprint

折流板式推力矢量方案的最大特点是发动机机体本身无需做任何改动，适于在现役飞机上进行改装试验，作为试验研究有一定价值。折流板不仅能向左右和向上下转动，还能通过扩大和缩小喷射口径，以实现飞机机翼舵面满舵的情况下再利用发动机增加转舵量，从而达到更高的机动能力。“心神”隐身验证机比较特别的是矢量推力折流板上带有锯齿，这是专门为了降低雷达探测性、减少折流板的雷达反射面积而设计的。

但是，这种方案有较大的结构重量和外廓尺寸，推力矢量工作时效率过低，对隐身和超音速巡航不利，而这两个恰恰是现代第四代战斗机最基本的两个特点。因此，折流板仅作为发展推力矢量技术的一种过渡性试验验证方案，而没有推广使用。除了用于技术验证机，现有的实用作战飞机都没有采用这个方案，而是纷纷采用二元矢量喷管和轴对称矢量喷管等更加先进的推力矢量喷管技术方案。各大航空强国在研究更为先进推力矢量喷管技术上投入巨大的人力、物力资源，但近年来都对于折流板式推力矢量方案没有投入过多的精力。这是因为现代战斗机对于发动机尾喷流转向装置的要求是结构牢固、密封性能好、紧凑耐用、转向效益高、转向快重量轻、阻力小，而折流板式推力矢量方案显然是不符合这些要求的。因此，这也反映了ATD-X“心神”隐身验证机更多的是进行新型气动、飞控及发动机控制等相关系统一体化的研究和探索，距离实用还有很长的一段距离。

比较与分析

采用折流板方案典型代表就是X-31A技术验证机，而日本ATD-X“心神”隐身验证机的折流板样式和安装位置与其基本一致。我们通过对两者的对比分析，可以得出很多有价值的结论。

X-31验证机最具特点的就是采用了折流板矢量喷管口，3块碳-碳纤维复合材料制造的导流尾板叶片环绕发动机喷口尾部，并呈圆周对称配置，每片导流尾板叶片的高温区包敷着能承受1500K以上高温的碳化硅复合材料面层，由单独的作动装置分别驱动。而且，该种矢量喷管还是与可动前翼搭配使用的，可通过偏转折流板的角度来提供俯仰和偏航所需的控制力。由于飞机尾部的推力矢量折流板带来了很大的下俯力矩，并在一定程度上起到边条的作用，当飞机迎角达到52°时，飞行员必须采用全侧杆才能保持机翼的水平。X-31采取的解决办法是在后机身底部两侧减压板下方各加装了一条与机身下表面相同的13°下倾角的边条。日本ATD-X“心神”隐身验证机由于没有可动前翼，只能利用向机尾后方伸出的水平尾翼，并且采用类似F-1 6的气动边条，通过气动边条将主翼和平尾有机结合成一体。这一设计有效提高了飞机的控制效率，同时由于气动边条后端与向机尾后方伸出的水平尾翼相接，气动侧板能够和平尾实现联动，使得控制效率进一步提高。其缺点是增加了机尾的结构重量，使飞机重心后移，增加了飞行控制的难度。

X-31验证机的折流板设计的最大偏转角度为35°，但由于它不像其他推力矢量喷管那样完全“包裹”住发动机喷流，所以在绝大多数情况下最多只能实现改变气流方向15°左右。而在发动机尾喷口收敛或某些低能量状态的情况下，气流改变还达不到15°。折流板偏转角度大小是与可用推力成反比，这是因为低尾喷流量和发动机尾喷口收敛情况下要产生与正常推力下等量的控制力矩， 折流板就必须偏转更大的角度以使尾喷流方向改变。而日本ATD-X“心神”隐身验证机采用双发设计，散逸的发动机喷流之间存在互相干扰的可能性，有可能导致折流板的偏转角度进一步缩小。另外，ATD-X“心神”隐身验证机使用的2台5吨级涡扇发动机，无论其推力还是喷流截面积显然要比X-31使用 F404-GE-400发动机小得多。在飞行过程中，ATD-X飞行员必须小心地控制飞机合理的推力和折流板偏转角度之间的问题，避免过大或过小的偏转角和推力，否则容易造成机毁人亡的后果。

X-31验证机发动机尾喷折流板的液压驱动器理论上可使叶片达到80°/秒的最大偏转角速度，但是大多数情况下无法实现，其推力矢量的偏转角速度一般最多只能达到40°/秒。这是因为X-31验证机在大迎角飞行时，各个液压操纵面均要产生动作，能分配给导流叶片做偏转的液压动力不足。再加上X-31的折流板与尾喷流的偏转角速度之比大致为1.5：1，因此其推力矢量的偏转角速度只能达到这么多。我们有理由相信，日本ATD-X“心神”隐身验证机由于液压操纵面比X-31验证机更多，即使液压驱动器有更大的进步，其偏转角速度也不可能超过后者。

折流板推力矢量的控制方式是相当复杂的，并带有一定的缺陷性。首先，“心神”隐身验证机是双发设计，两台发动机靠得比较近，相邻的折流板叶片之间在动作过程中容易发生相互碰撞。其次，位于机身的下半部中间位置的两片折流板导流片，把它们打开最大外侧位置时可充当减速板使用的。由于双发设计，靠近里面的折流板不能张开，而靠近外侧的折流板容易和向机尾后方伸出的水平尾翼发生相互碰撞。最后，同一发动机上两片折流板叶片在同时偏转一定角度以上可能发生相互碰撞，这个角度一般在同时偏转26°～28°左右时候容易发生。因而，必须在控制软件中预先做好适当的设置，这会导致该机推力矢量的控制律和与飞行控制系统的结合相当复杂，增加了飞控程序编写的困难。

还有就是折流板尾板叶片的材料导致的使用能力问题。折流板尾板叶片一般是使用耐高温的复合材料制成，但是由于发动机尾喷流的温度非常高，长时间频繁使用仍可造成过热损坏。以X-31为例，其使用的F404-GE-400发动机稳定运转30秒后将折流板尾板叶片内偏5°进行机动，10秒后折流板尾板叶片就必须转到尾喷口外侧5°，冷却15秒才能再次使用。由此可见，折流板使用其实是有严格的时间限制的，且不能持续工作。

折流板式推力矢量喷管付出结构重量的代价也非常大。折流板式推力矢量装置严格来说只是发动机机体外的附加装置，独立于发动机机体外。除了折流板尾板叶片在保证有足够结构强度下本身所增加的重量外，还要加上每片折流板片相应的作动机构和液压装置等重量。另外，还要在发动机体上增加2块加强框，一块固定在发动机机体后部上，另外一块加强框不但要固定在发动机体前部，还必须直接固定在飞机机体上，以保证有足够的结构强度承受偏转时的力矩。不然，折流板无法承受改变发动机喷口的气流的作用力。按1套折流板装置能使1台发动机增重20%～30%计算，ATD-X心神隐身验证机使用的XF5-1发动机重量是650千克，其1套折流板装置重量为130～195千克，两套相加就要付出260～390千克左右的结构重量。对飞行性能的影响非常大。

ATD-X“心神”隐身验证机采用的折流板式推力矢量装置在外形上增加了边缘锯齿，有一定的隐身设计。但其外形对于机体尾部而言是一个凸出的装置，无论其外形如何修改，都会破坏机体的隐身性能，尤其是增加机体后部的雷达反射面积，同时也会增加飞行时的阻力。

所有的机械式推力矢量喷管都会在偏转角度时带来推力损失问题，可以说推力矢量是拿推力损失换来高机动性的。这个问题在折流板式推力矢量装置上尤其严重。由于折流板不具有密封性，容易形成气流泄露，加上折流板偏转阻挡气流形成的反推力作用，所以容易造成严重推力损失。有资料称，X-31在折流板叶片的偏转角度超过10°时推力开始明显损失，偏转至25°时推力将损失700千克力左右。其推力损失在14.85%以上，而现代第四代战机装备的推力矢量喷管推力的损失一般要求控制在10%以下。对于ATD-X“心神”隐身验证机的2台XF5-1而言，一旦推力损失15%以上，就很容易造成飞机失速坠毁。

综上所述，日本在ATD-X“心神”隐身验证机上采用的折流板式推力矢量技术方案，反映出日本在美国的制约下，在发动机和推力矢量技术研究方面的薄弱，属于选择上的无奈之举。在脱离了美国的帮助下，日本想要研制自己先进的战斗机，就被迫从头开始验证技术。但是，ATD-X“心神”隐身验证机过小的机体和粗糙的隐身细节处理，以及折流板推力矢量方案的选择等等，都充分说明了在这样的飞机上是很难实现验证第4代战斗机所需全部技术的。因此，ATD-X“心神”隐身验证机注定是永远难以结出丰硕果实的花朵。

（编辑/一翔）endprint