司芳芳，袁先旭，李建强，陈 琦

（中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000）

0 引 言

新一代战斗机要求具有良好的机动性和短距离起降性能。在进行大迎角机动飞行时，飞机绕流现象复杂，流动分离严重，垂尾等操纵面浸没在尾迹流动之中，操纵面效率急剧降低甚至完全失效，通过操纵面偏转获得所需控制力和力矩的方法，已经很难满足大迎角机动的要求，必须采用推力矢量控制技术。推力矢量技术作为第四代战斗机设计的一项关键技术，从上个世纪八十年代开始，美国就开展了广泛的研究，包括理论与计算分析、缩比模型试验、飞行模拟器仿真和飞行演示验证等多种手段，并已成功应用于F－22、F－35等第四代主力战机中。

现代战斗机的大后掠角、尖前缘的机翼气动布局在较大迎角下会产生前缘涡，在加装推力转向喷管后，矢量喷流的引射作用，使前缘涡的位置向内和向下移动，即向机身方向移动；再加上涡对的诱导作用，会减少机翼后缘的逆压梯度，使前缘涡涡核轴向速度增加，前缘涡旋紧，涡强增强，对翼面流动的诱导能力增强；在破裂涡流动状态，矢量喷流对主流影响最大，可能使前缘破裂涡恢复，从而引起超环量效应。在实际飞行中，推力转向尾喷流和主流之间，特别是在飞行攻角较大或来流马赫数较高时，喷流和外流之间产生强干扰，从而形成复杂的涡系，波系和分离流，同时改变了喷管内流状态，使激波、分离波系产生位置发生变化，并使机身压力分布发生变化，影响飞机的整体气动特性。……