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[空軍] 俄製戰機超級機動性之研討

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1# 大 中 小 發表於 2008-6-19 09:29  只看該作者

俄製戰機超級機動性之研討












MIG-29 OVT

一、高攻角飛行將是下一代戰機性能指標，但因為失速後氣動力參數成為非線性函數變化，無法以傳統的氣動力控制方式來維持戰機的操控性。
二、想要精確主動地維持戰機在高攻角飛行的操控性，可倚賴渦流控制與推力向量控制兩方面的配合。
三、雖然無法預知未來空戰將會以何種方式進行，但由各先進戰機發展的趨勢，失速後控制的超級機動性將會是未來空戰的一項重要利器。

前言

　　高攻角飛行將是下一代戰機性能指標，在國際航空展屢屢以各種特技動作展示其高攻角飛行能力的Su－27，雖然對航空界造成相當大的衝擊，但於空戰演練中卻發現包括眼鏡蛇、尾滑這類高攻角飛行動作於空戰中並不具有太大的實用性，主要的原因是因為戰機進入失速後(Post－stall)飛行包絡線後，各氣動力控制面的效應因趨近於零的低空速而陡降，要對飛行姿態進行主動有效的控制與修正幾乎是不可能的事，飛機所做的動作只是依靠飛行控制系統由諸多非線性變化的氣動力函數變化中求得一平衡點來避免戰機進入失速與螺旋的窘態，飛行員既不能控制飛機的角速度變化，也不能將飛機持續維持於高攻角的情況，這使得飛行員根本沒有足夠的時間對敵機進行鎖定或攻擊，也無法對敵僚機發起的無預警突襲做閃避動作，因此在航空展時以高攻角飛操性能而大出風頭的Su－27系列往往被西方的航空專家譏諷為飛行中的「鴨子」。

　　理論上任何一架有足夠推力的飛機在沒有限制條件的情況下都可將攻角帶至超過失速角，但能否在飛機超過失速角後回復正常飛行姿態，或在失速後仍能靈敏精確地操作飛機而不是進入失速或螺旋後墜毀就不是每架飛機都能做到的。失速後飛行因氣流的剝離與低空速的條件，使得各氣動力控制面都不能提供足夠的控制力，且氣動力函數都已變為非線性函數變化，此時想控制戰機的姿態僅能倚賴精確的渦流控制與推力向量控制(Thrust vector control)。

高攻角飛行的穩定與控制

　　當戰機超過失速攻角後，因為氣流的剝離，使得氣動力函數的變化已由線性變化改為非線性變化，機身、主翼、垂直尾翼與水平尾翼產生的擾流相互干擾，要想控制戰機的姿態不能完全依靠傳統的氣動力控制面，目前常見的方式為：

一、在機鼻或機翼處加裝渦流產生器或噴氣嘴，使高攻角時延後氣流剝離時機。
二、數位飛操系統，使飛機在失速後非線性氣動力函數變化下仍能操控飛機。
三、使用前翼設計，使飛機在高攻角飛行時獲得最佳化之飛控品質。
四、推力向量噴嘴。

　　綜合上面四點，可歸納為渦流控制與推力向量控制兩部分：

一、渦流的控制：
　　由煙風洞實驗中可清楚地觀察到，當翼剖面超過失速角後，流經翼剖面上緣的氣流即已剝離，無法供氣動力控制面產生足夠的控制力，此時只有依賴渦流的控制方能產生足夠的氣動力控制，渦流可視為延軸向旋轉的高能量氣流，隨行經路徑的增加，旋轉半徑亦將變大，逐漸消耗氣流的動能，使得氣流旋轉的速度變慢，渦流的結構趨於不穩定而崩潰，此時需產生另一新渦流取代之，或是在渦流剝離之前導入另一渦流，延緩渦流崩潰的時機。

　　渦流的產生可為即將剝離的氣流注入新能量，延後氣流發生剝離的攻角、增加最大升力值，適當地設計使渦流在高攻角時流經機翼上表面，將會產生一負壓，此效應隨攻角的增加成正比，可有效提升高攻角的升力。現代化的戰機多以翼前延伸板與前翼的設計在高攻角時產生渦流的方式來達到失速後控制的目的。

　◆翼前緣延伸板(Leading－edge root extensions, LERX)：
　　在翼根前緣以較主翼銳利的後掠角所加裝之延伸結構，並與機身與主翼相結合，在高攻角時所產生的渦流會掃過上翼面之翼根部位，延後氣流分離和失速的時機。
　　翼前延伸板在攻角約為10度時即因渦流的產生而增加戰機的總升力，在攻角約為20度氣流開始剝離之際，則會產生帶高能量的渦流而延緩機翼上表面氣流分離與壓力變動現象，進而減緩高攻角飛行時的振顫(Buffet)現象，增加戰機的操控性。但若攻角超過30度時則很容易使升力中心前移，造成俯仰控制上的問題。

　◆前翼(Cannard)：
　　第四代戰機（F－16、IDF、F－18、Su－27等）為提升操控性能，多採用重心在升力中心之後的先天不穩定性設計，藉由線傳飛控的協助下的確大幅增加了戰機縱向的運動性能。在一般的飛行情況下，水平尾翼提供飛機相當靈敏的俯仰控制能力，但是在高攻角飛行的情況下，若想依靠水平尾翼產生下俯力矩配平機頭上仰的趨勢，則將使水平尾翼的攻角大於主翼，使得水平尾翼甚至較主翼還早發生失速而無法產生足夠的下俯力矩讓飛機回復正常的飛行姿態，飛機可能進入第二穩定區，形成具振盪性的重失速(Deep Stall)，機頭會在水平面上下振盪，唯有利用搖擺共振法(Resonance rocking technical)方能將飛機自重失速中解出，因為陷入重失速時雖然無法將操縱桿向前推以降低攻角，卻可在機頭上下擺動時順勢拉高或壓低機頭，藉由小幅的上下擺動中一點一滴地累積動能後改出重失速區，回復正常飛行區域，但在空戰若陷入這種困境則無異於死刑的宣判。

　　雖然可將重心往前移動來改善飛機在高攻角時的回復能力，但此舉將失去先天不穩定性設計的優勢，在消極方面可以加大重心之後的主翼面積，以增加飛機在俯仰方向上的阻尼係數，改善飛機的高攻角回復能力，但如果想主動控制飛行姿態則需採前翼的設計。

　　前翼是以升力來形成飛機的上仰力矩，在不增加水平尾翼與主翼的負荷情況下可增加飛機的總升力值，利於超音速的空戰環境，且使機身縱樑結構受力更平均，並可藉調整升力中心的變化，破壞飛機的穩定性，增加靈敏性；在高攻角飛行時，前翼可將氣流以較佳角度導向主翼，同時前翼所產生的渦流與流過主翼的氣流交互作用後，可延緩主翼上表面氣流發生剝離的攻角，增加空戰纏鬥性能，並可減緩高攻角飛行時因主翼氣流的不穩定所產生的振顫現象，利於火控系統鎖定與射擊；且在高攻角時前翼不似水平尾翼可能會因籠罩在主翼或機身產生的擾流區內而失去作用，還能產生足夠的力矩使飛機回復正常攻角。


二、推力向量控制的發展：
　　當空速降到不足以產生足夠的渦流來控制飛機時，推力向量噴嘴所能提供的控制性就相當吸引人了，要想使飛機能在低空速、高攻角飛行的情況下仍能精確地控制飛行姿態，使飛機在空速趨近於零的情況下仍能有3∼4秒的時間主動地維持或改變攻角，讓飛行員能有足夠的時間以雷達或紅外線搜尋追蹤系統(IRST)鎖定敵機並予以攻擊；或是迅速由失速後飛行的狀態回復(recovery)正常飛行姿態以閃避突如其來的攻擊，要想達成這樣近乎不可能的超級機動性飛行能力(Supermaneuverability)只能依賴向量推力控制方能達成。推力向量噴嘴依其控制方向可分為二維推力向量噴嘴(2－D Thrust Vector Nozzle)與三維推力向量噴嘴(3－D Thrust Vector Nozzle)兩種，使用向量噴嘴除可增加飛機的高攻角操控性外，並可縮短起降距離，增加戰術運用的靈活性。





　◆二維推力向量噴嘴：
　　二維推力向量噴嘴有機械結構簡單、易於製造與維修等優點，並可壓平尾燄，利於與外界空氣相混合以減低紅外線辨識，對發動機內高溫渦輪葉片等零件提供良好的遮蔽效果。使用二維推力向量噴嘴可大幅提升飛機的俯仰操控性能，在同樣是推重比大於1的情況下可較傳統噴嘴縮短戰機起降距離，如果是搭載雙發動機更可經由差動式改變噴嘴的方向增加飛機的滾轉性能，減輕水平尾翼的結構重量與面積，惟因發動機反應時間與推力軸線的關係，即使是搭載雙發動機亦難以藉改變發動機推力的大小來達到對於偏航方向的精確控制。



　◆三維推力向量噴嘴：
　　三維推力向量噴嘴於理論上可向任意方向推進，提供飛機任意方向的推力向量，故對飛機的控制即無如二維推力向量噴嘴無法提供偏航方向控制的缺點，X－31高攻角實驗機上所加裝的三片推力鐙雖然也可向任意方向折流產生推力向量，讓X－31實驗機做出許多匪夷所思的高攻角動作，但要運用於配備完整作戰系統的戰機時其所提供之控制效應又嫌不足，仍需真正三維推力向量噴嘴的出現方具實用性。但是要製造可變噴口面積、帶後燃器的三維推力向量噴嘴有其相當大的困難度，因為噴口組件上任何一點小小的漏氣或缺陷對整個噴口而言都將造成相當大的破壞。可將軸對稱可動噴嘴視為由二維推力向量噴嘴發展到三維推力向量噴嘴之間的過渡產品。













　◆軸對稱向量噴嘴：
　　蘇霍設計局發展推力向量噴嘴始於1983年，在當時西方宣稱二維向量噴嘴為最佳推力向量控制噴嘴，蘇霍設計局以Su－27UB－PS同時搭載二維向量噴嘴與軸對稱可動噴嘴的研究卻發現使用軸對稱可動噴嘴的效果更佳，即使當時俄國已發展出成功的二維向量噴嘴，仍然堅持應發展軸對稱可動噴嘴。與二維向量噴嘴比較，軸對稱可動噴嘴的流場在噴口偏折時產生的扭曲較二維向量噴嘴來得小，過去渦輪扇噴射發動機發展的過程中，最常遭遇的問題是後燃器常會因為吸入冷熱混雜的氣流而無法穩定地運作，導致後燃器中的壓力波動會回溯至旁通導管和身為低壓壓縮器的風扇。如此一來，這個擾動就會破壞高壓壓縮器的氣流順暢性，終於引致發動機失速。

　　使用軸對稱噴口可運用已成熟的流場分析軸對稱尾管流場，避免類似情況的發生；噴口面積的控制在產生超音速噴流時較二維噴口平順，因此推力的下降也就低得多，噴口效率自然提高，且重量較輕，控制較容易，排氣防漏及耐熱性較佳；雖然軸對稱噴口無法像二維向量噴嘴可遮蔽部分紅外線訊跡，但這可以用機身的氣動力布局來彌補，然而真正的問題在於如何設計出一可靠的軸對稱向量控制噴嘴。

　　1988年起蘇霍設計局以序號T10－M的Su－27M進行推力向量噴嘴的研究，以使側衛系列戰機可在高速高G力或極低速的情況下做出噴射機難以達成的動作，並陸續將這方面的成果運用於Su－27/Su－35戰機上，在1990年代初期開始於Su－27上測試軸對稱向量噴嘴，此時的噴口僅能上下移動。發動機係以AL－31F渦輪扇後燃器發動機加裝軸對稱向量噴嘴改裝而成的AL－31FP。AL－31F渦輪扇後燃發動機的軍用推力為7,600kg ，最大後燃器推力為15,000kg ，進氣口為二維可變超音速進氣口，為一雙軸渦輪扇發動機，有著4級裝有可變進氣導片的低壓壓縮器與9級高壓壓縮器，高壓壓縮器進氣口前也裝有可變進氣導片，提供發動機23的壓縮比；裝有28具燃油噴嘴的環形燃燒室；1級高壓與低壓渦輪之渦輪葉片內鑄冷卻孔道以利空氣流通散熱，最後為多襟片所組成的收斂—發散軸對稱超音速噴口，旁通比約為0.59，核心氣流與旁通氣流在低壓渦輪之後混合，旁通氣流提供渦輪葉片冷卻氣流，在後燃器關閉情況下部分冷卻氣流會被排出，渦輪葉片最高溫度1600－1700度F，重量為1,530kg ，加裝向量噴嘴後改裝而成的AL－31FP重量則為1,570kg。

　　由1979－85年對AL－31F發動機的研究與供第四代戰術戰機使用的AL－41F渦輪扇後燃器推力向量發動機12年的發展經驗，使留里卡—土星發動機集團對解決發動機後燃器機匣與可動噴口間氣封問題上有了充足經驗，這段氣封必須可避免經後燃器的高熱氣流滲漏，又可在最大偏折角度下操作後燃器，並提供噴口冷卻氣流，軸對稱可動噴嘴係裝置於後燃器機匣上一中空類似萬向接頭的環狀結構，並以兩對由燃油壓力驅動的液壓致動器控制噴嘴偏折的角度，最大偏折角度為15度，目前此處結構件是鋼製品，未來將以鈦合金製造來減輕重量。對工程人員來說最大的挑戰在於如何在後燃器機匣與尾管間設計出最有效率的氣封，因為此處的操作溫度高達2,000度C，壓力達214PSI，稍一不慎，氣封作用不良即可能導致尾管著火或是熱應力集中造成整個噴口組合件崩潰的悲劇。

　　這樣的尾管設計，雖然不能像YAK－141所使用R－79渦輪扇發動機的尾管可向下偏折達95度，但這對設計理念並不要求垂直起降能力(VTOL)的戰機而言影響並不大，卻可使發動機在任何情況下皆得以操作後燃器與向量推力噴嘴，且整具發動機後燃器內襯筒可延伸於整具尾管，使尾管得以獲得良好的散熱，並減少操作後燃器時不穩定燃燒產生的高頻與低頻振動對尾管造成損害，延長機件壽命；噴口偏折時也不致影響收斂—發散軸對稱超音速噴口的動作，使噴口面積能保持於最佳狀態又不失圓。地面測試與試飛時皆顯示出AL－31FP發動機具有優異的耐衝擊(Surge)能力，可使飛機以發動機的推力垂直靜止於空中，甚至在尾滑的情形下發動機仍能獲得足夠的氣流而不致熄火。

　　全權數位發動機控制系統使發動機動力輸出反應相當靈敏，即使在劇烈操作下仍可精確地控制噴口面積，以使發動機保持最佳動力輸出並可避免衝擊的發生。推力向量控制系統是整合在線傳飛控系統上，飛行員操作時毋需分心扳動任何電門，也不需擔心是否會因啟動推力向量控制而使飛機超出負載限制，使飛機在高攻角或超低速時靈敏度大增。

　　使用推力向量噴嘴並非毫無缺點，增加機械結構的複雜性與重量令人望而卻步，F－15S/MTD所搭載之F－100－PW－220加裝二維向量噴口後重量增加了2,300磅之多，且有諸多操作上的限制；Su－37所搭載的AL－31FP發動機憑藉優異的氣封技術，加裝軸對稱向量噴口後重量僅略增加40kg，它雖宣稱在操作上無任何限制，且不會縮短發動機各模組的使用壽限，但因操作時間尚短，無法驗證於操作向量噴口時增加的背壓是否真如所言不致影響發動機的壽命。改變噴口方向時對發動機流場的影響，也會造成推力的下降，最大可達百分之十之多，噴口處的機件冷卻與壽命亦將影響到發動機的妥善率；而若想在失速後倚賴推力向量噴嘴作改出，發動機必須在飛機進入失速或螺旋狀態，進氣氣流畸變時，仍能提供足夠的推力供推力向量噴嘴使用才能解出，如此又將牽扯到進氣道的設計與發動機的匹配，不可謂不複雜。
實際飛行測試

　　由F－15B加裝前翼與二維向量噴嘴的F－15S/MTD發現其俯仰控制能力更為靈敏，可先將向量噴嘴向上擺動產生機頭上仰的力矩；再將向量噴嘴向下擺動增加向上的合力，使戰機提早升空，縮短戰機起降距離。

　　更先進的三翼面構形戰機則為俄羅斯的Su－35戰機，與過去使用線傳飛控設計的戰機相比，加裝前翼之後，成為三翼面構形的Su－35成為全世界第一架可主動對抗失速與螺旋的戰機，以往的戰機因為線傳飛控系統的限制使得飛行員做出超過飛機性能限制的動作時會被抑制，以避免戰機進入失速或螺旋狀態，戰機所做的動作事實上是已被電腦修改過的動作，飛行員雖無需擔心是否會超過了飛機性能的限制，但也間接地限制了飛機的動作。Su－35則無此侷限，由於將Su－35的攻角限制放大到120度，在實際的飛行測試中發現，三翼面的構形設計，使得想讓Su－35進入失速或螺旋狀態是不可能的事，飛行員可隨心所欲地做出想做的空戰動作而無離控(Departure)之虞，在未加強機身結構的情況下，可做出10G的動作而不破壞機身；即使因為戰損使得飛機進入失控的情況，飛操軟體也能以尚能正常作用的氣動力控制面在損失最少高度的情況下，讓飛機脫離失速或螺旋的狀態。較之初期的Su－27系列相比，則可更靈巧地做出眼鏡蛇與尾滑動作。

　　眼鏡蛇與尾滑動作的出現使得空戰纏鬥的理念為之改觀，將使飛行員對整個空戰戰術重新考量，與過去尾追敵機軌跡的戰術相比，飛行員可先爬升後以120度攻角迅即倒轉機頭觀察尾追敵機，並以雷達鎖定後發射飛彈；另一方面，尾滑則是一種很好的防禦戰術，當遭敵機由後尾追鎖定時可拉大攻角，在短時間內減速（又稱「動力減速」）並以尾滑方式略為降低高度後回復正常飛行姿態後攻防易位，攻擊原先尾追的敵機。

　　國內曾有人仿Su－35戰機外型的遙控飛機試飛，除可做出類似的高難度飛行動作外，並在右垂直尾翼遭路燈撞毀飛脫的情況下仍將飛機安然落地，三翼面氣動力布局之優異可見一般。

　　依據Su－35的經驗改良，加裝向量噴嘴的Su－37戰機則擁有更為靈敏的操作性能，雖然因為水平尾翼與尾桁的配置，使得Su－37無法發揮三維向量噴嘴偏航控制能力，但Su－37仍藉向量推力噴嘴之助，除了更靈敏地做出所有Su－35可以做到的動作外，還可將攻角拉到180度，成為機尾朝前的方式飛行，並維持足夠的時間以鎖定並射擊尾追的敵機，此種特性使得Su－37與其他高性能戰機在空戰纏鬥之彈性更大。

結語

　　由於機身結構與飛行員所能承受的G力負荷，推力向量噴嘴並非在整個飛行包絡線都可發揮超乎想像的作用，僅能在氣動力控制面無法充分發揮效應的低速下方能作出諸多匪夷所思的高難度動作；或在超音速的空戰條件下因氣動力控制面效應降低的不足，以推力向量的方式來增加飛機的操控性。由F－22的試飛經驗來看，使用向量噴嘴的配平功能平常雖然足夠，但姿態控制能力還是不如水平尾翼；然而對隱形戰機而言，使用推力向量噴嘴控制飛機的姿態則可避免氣動力控制面的作動時造成戰機RCS值大增而被偵知。

　　儘管歐美國家的專家一再宣稱超級機動性在未來著重視距外攻擊的戰場條件下僅是一種譁眾取寵的雜耍，但我們觀察其發展中的下一代戰機F－22、JSF、EF－2000、JAS－39等，莫不公開或暗地裡積極加強其失速後控制的能力，向量噴嘴即為其中的一項重點，即使是現役的F－16，也以F110－GE－100發動機加裝軸對稱向量噴嘴來使飛機的運動性更加靈活，希望提升其攻角50度以後的性能。即將試飛的中共殲十戰機與俄羅斯發展中的S－54戰機則可能搭載更先進的三維向量噴嘴來增加其機動性。

　　我們無法預知未來的空戰環境，不過當Su－35與Su－37皆有著120公里以上的視距外攻擊能力，F－22也因配備相位陣列雷達與先進中程空對空飛彈，擁有相當優異的視距外攻擊能力，卻仍加強其超級機動性，也都仍備有機砲與短程空對空飛彈，以避免視距外攻擊未擊中敵機而進入纏鬥的情況發生。即使中長程空對空飛彈真如測試時一樣準確，在遭遇配備同等級中長程空對空飛彈的對手時，也希望能以超級機動性的操控性迅速轉向，儘速脫離敵方飛彈的包絡線，避免玉石俱焚的下場。顯而易見，失速後控制將是未來空戰中的一項重要的利器。

　　反觀我國，雖然許多人對經國號戰機所使用之TFE1042－70發動機的推力不足頗多微言，然而在軍用發動機發展史上，它卻可能是第一部數位控制的發動機，加上模組化設計的理念，蘊藏了加裝向量噴嘴的潛力，吾人實不應妄自菲薄，應就前人的基礎持續建立自主的國防研究。

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augu

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厲害厲害
     謝謝大大的分享     感恩

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aqua1314

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3# 大 中 小 發表於 2008-6-20 08:05  只看該作者
好文章∼知道了不少
感謝大大的分享

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isly999

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4# 大 中 小 發表於 2008-6-22 00:13  只看該作者
應該要歸功於向量噴嘴
向量推力(TVC)，是〝推力向量控制能力〞之簡稱。顧名思義，就是改變發動機出力方向，藉此達到傳統控制翼面以外的控制能力。這種控制力可以減低轉彎時的阻力，更使得失訴後動作成為可能，還能減少起飛滑跑距離，是現代戰機動力發展的趨勢之一。

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birthday08 該用戶已被刪除
5# 大 中 小 發表於 2008-6-30 00:09  只看該作者
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XXnima 該用戶已被刪除
6# 大 中 小 發表於 2008-6-30 00:20  只看該作者
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