發動機的發展及其采用的新技術航空發動機的發展歷史1、活塞式發動機時期

●早期液冷發動機居主導地位很早以前，曾有人把專門設計的蒸汽機裝到飛機上去試，但因為發動機太重，都沒有成功。到19世紀末，在內燃機開始用于汽車的同時，人們即聯想到把內燃機用到飛機上去作為飛機飛行的動力源，并著手這方面的試驗。

1903年，萊特兄弟把一臺4缸、水平直列式水冷發動機改裝之后，成功地用到他們的“飛行者一號”飛機上進行飛行試驗。這臺發動機只發出8.95kW的功率，重量卻有81kg，功重比為0.11kW/daN。發動機通過兩根自行車上那樣的鏈條，帶動兩個直徑為2.6m的木制螺旋槳。首次飛行的留空時間只有12s,飛行距離為36.6m。但它是人類歷史上第一次有動力、載人、持續、穩定、可操作的重于空氣飛行器的成功飛行。活塞發動機原理螺旋槳是如何工作的輪船依靠螺旋槳的轉動在水中航行，飛機是否也可以依靠螺旋槳在空氣中前進呢?在空氣中或水中，螺旋槳所起的作用應該是相同的。但實際上空氣的密度僅為水密度的1／8000，要產生足夠的推（拉）力，在空氣中使用的螺旋槳必須被制作成具有很大長度，很大面積，很高轉速才行。

新舟60觀察螺旋槳的橫切面，發現它和機翼是相似的。螺旋槳在與飛機前進方向垂直的平面上運動，它也會產生一個力，這個力就是向前的推（拉）力。螺旋槳和機翼一樣也有迎角，當把空氣壓向后方時就能增加推力，迎角越大，產生的推力也就越大。與機翼不同的是，機翼上各點在飛機飛行時做平行運動，它們的速度是一樣的，迎角也是相同的；而螺旋槳是在做旋轉運動，其根部運動速度慢，產生的推力小受力也小；而其頂部，運動速度快，產生的推力大，受力也大。這種現象很容易使螺旋槳的頂部受到損壞甚至折斷。設計師們為了避免這種現象的發生就把螺旋槳根部的角度做的大一些，由根部到頂部，迎角逐漸減小，這樣就能使螺旋槳整體在長度方向上所產生的推力大致各點相等，螺旋槳就結實耐用了。螺旋槳在形狀上也就必須變成麻花狀，這就是大家現在所看到的螺旋槳。

要想使螺旋槳產生更大的推力，最簡單的辦法就是加長槳葉。可是槳葉越大，尖端運動的速度也越大，槳的尖端部分受的力也越大，從而帶來強烈的噪聲。受材料強度及控制噪聲要求的限制，飛機使用了長度較短而葉片較多的螺旋槳以便盡可能的增加推力減少噪聲。小型飛機通常使用兩個葉片的單個螺旋槳；大型飛機上使用多臺發動機，每臺裝有三個葉片以上的多葉片螺旋槳。第一次世界大戰飛機裝備伊斯潘諾-西扎V型液冷發動機。這種發動機的功率已達130~220kW,功重比為0.7kW/daN左右。飛機速度超過200km/h，升限6650m。這時，飛機的飛行速度還比較小，氣冷發動機冷卻困難。為了冷卻，發動機裸露在外，阻力又較大。因此，大多數飛機特別是戰斗機采用的是液冷式發動機。

活塞發動機的發展氣冷式活塞發動機活塞發動機成熟期●在兩次世界大戰之間，活塞式發動機發明了1.發動機整流罩，減小了飛機阻力，解決了氣冷發動機的冷卻困難問題。2.兩排或四排汽缸的發動機，增加了功率創造；3.廢氣渦輪增壓器提高了高空條件下的進氣壓力，改善了發動機的高空性能；4.變距螺旋槳可增加螺旋槳的效率和發動機的功率輸出；

5.內充金屬鈉的冷卻排氣門解決了排氣門的過熱問題；6.向汽缸內噴水和甲醇的混合液可在短時內增加功率三分之一；7.高辛烷值燃料提高了燃油的抗爆性，使汽缸內燃燒前壓力由2~3逐步增加到5~6，甚至8~9，既提高了升功率，又降低了耗油率。●從20世紀20年代中期開始，氣冷發動機發展迅速，但液冷發動機仍有一席之地在此期間，在整流罩解決了阻力和冷卻問題后，氣冷星型發動機由于有剛性大，重量輕，可靠性、維修性和生存性好，功率增長潛力大等優點而得到迅速發展,并開始在大型轟炸機、運輸機和對地攻擊機上取代液冷發動機。雙排氣冷星型發動機的研制成功，發動機功率提高到600~820kW。此時，螺旋槳戰斗機的飛行速度已超過500km/h，飛行高度達10000m。二戰時戰斗機上的活塞式發動機P-51野馬美國，最大時速788公里/小時，“活塞式發動機飛機的速度巔峰”活塞發動機的局限性20世紀40年代初期，裝有活塞式發動機的螺旋槳飛機的最大平飛速度已超過700千米／小時，俯沖時飛機速度接近音速，人們發現在這種情況下再增加飛行速度非常困難，出現了所謂音障現象。活塞發動機無法克服音障帶來的阻力。問題的解決渦輪噴氣發動機和噴氣式飛機的出現，為突破音障開辟了道路。從40年代中期以后，從動力裝置角度看，逐步進入渦輪噴氣式發動機時代。渦輪噴氣式發動機

1934年德國人漢斯?萬?奧海因率先試制成功世界上第一臺噴氣發動機。

1937年4月12日弗蘭克?惠特爾試制成功英國第一臺噴氣發動機。第一架噴氣式飛機，德國，He178（1939.8.27首飛）渦輪噴氣發動機渦輪發動機結構壓縮空氣燃燒空氣-高壓高溫氣體氣體帶動渦輪旋轉-帶動壓氣機旋轉高壓高溫氣體-高速噴出牛頓力學第三定律動量守恒

M1V1+M2V2=0M1—氣體質量M2---飛機質量V1---氣體速度V2---飛機速度F=1/2M2V22F---推力渦輪發動機結構噴氣發動機壓氣機壓縮空氣比例越大燃燒室燃燒溫度越高噴口氣流速度越快推力越大噴氣發動機的發展1.離心式壓氣機被迎風面積小的軸流式壓氣機所代替；然后加力燃燒室的出現；最后可調靜子壓氣機、可調加力及氣冷渦輪的出現，使渦輪噴氣發動機在50年代趨于成熟。2.帶加力燃燒室的渦輪噴氣發動機使實用的載人飛機能突破音障，進行超音速飛行。渦噴-5，離心式發動機，裝備殲-5、轟-5渦噴-6，軸流式噴氣發動機裝備：殲-6系列噴氣發動機的缺點噴氣發動機使用煤油為燃油。理由是煤油比汽油性能穩定，熱值高。燃燒以后的煤油變成熾熱的氣體迅速被排出，它的能量未被充分利用，消耗率非常高，使用這種發動機的飛機產生的經濟效益相對較低。渦槳發動機設計者們想到活塞式飛機使用螺旋槳，燃油消耗少且效率高，能不能在渦輪發動機上加裝一個螺旋槳呢?這種想法很容易地就實現了。因為渦輪本來就是通過旋轉的軸來帶動壓氣機的。在其中另加上一組渦輪，用它帶動安裝在前方的一個螺旋槳，這種新型的發動機就是渦輪螺旋槳發動機。渦槳發動機原理運-8渦槳發動機4臺，是我國的中型運輸機新舟60-渦槳發動機渦槳發動機優點安裝有這種發動機的飛機在燃油消耗量方面大為下降，可是也因螺旋槳之故，飛行速度也下降了。這種飛機是介于純噴氣飛機和活塞式飛機之間的中間產物。它的飛行速度為600千米/小時左右，在速度和油耗方面都居于二者之中。渦輪螺旋發動機飛機90％以上的推力來自螺旋槳，只有10％的推力來自發動機尾部噴氣的氣流。這種發動機現在被廣泛應用于中小型民航客機上。

渦輪軸發動機為了把渦輪發動機用在只需要軸動力的地方，如直升機或地面車輛等，可通過增加渦輪的數量，使燃燒氣流中的能量都轉變成渦輪旋轉的能量，只由渦輪軸輸出動力。這種發動機的噴氣已經和活塞發動機排出的廢氣相同，不再做功。這種發動機被命名為渦輪軸發動機，普遍被用于直升機和坦克車上。

渦輪軸發動機渦輪軸發動機直九直升機--2臺“阿赫耶”1C渦軸發動機

渦扇發動機的出現60年代初，美國提出了發展三軍通用多用途發動機的主張。不僅要求發動機在起飛、加速和超音速飛行具有良好的推力特性，而且對降低耗油率也提出了更高要求。美國發展成了第一代加力渦輪風扇發動機TF30。英國和瑞典也發展成功“斯貝”MK202和RM8。從此，軍用飛機逐步進入渦輪風扇時代，目前，高性能戰斗機，特別是第三代超音速戰斗機多數采用渦輪風扇發動機。民航客機也使用了高流量比的渦扇發動機大推重比的加力式渦扇發動機和高流量比渦扇發動機的研制成功并投入使用，標志航空發動機發展到一個具有較高技術水平的新階段。高流量比渦扇發動機---CFM56大推重比渦扇發動機-F404渦扇的發展80年代后，燃氣渦輪發動機的研制工作主要集中于：進一步提高發動機的推重比，降低耗油率；不斷提高各部件性能，提高發動機工作的可靠性和延長發動機壽命等。渦扇發展為：分開排氣渦扇發動機、混合排氣加力式渦扇發動機、變循環發動機等一、分開排氣渦輪風扇發動機分開排氣渦扇發動機由風扇、外函機匣、外函噴管、壓氣機、燃燒室、渦輪和內函噴管等主要部件組成。具有兩個氣流通道：內通道和外通道。內通道相當于一般的渦輪噴氣發動機，外通道則為放置有風扇的環形氣流通道。這兩個通道稱為內函和外函或內路和外路。渦扇發動機又叫內外函渦噴發動機，或叫雙路式渦噴發動機。組成工作原理渦扇發動機工作時，空氣從內外兩路流入發動機，一路空氣經風扇的外函部分(風扇)壓縮后流入外函道，然后從外函噴管高速噴出，產生反作用推力；另一路空氣，通過風扇的內函部分(稱為低壓壓氣機)，壓縮，再經高壓壓氣機壓縮后流入燃燒室，在燃燒室內與噴入的燃料混合燃燒后形成高溫、高壓燃氣進入渦輪，在渦輪內膨脹作功，用來帶動風扇和高壓壓氣機。從渦輪流出的燃氣仍具有較高的壓力和溫度，在內函噴管中繼續膨脹，最后以高速從內函噴管噴出，產生反作用推力。分開排氣渦扇發動機的推力是由外函推力和內函推力這兩部分推力所組成的。渦噴發動機+渦槳發動機=渦扇發動機推力大渦扇發動機的燃氣在渦輪內的膨脹要多一些，這部分多膨脹所發出的渦輪功恰好通過風扇使外函道的空氣能量增加．即燃氣的總能量傳遞給更多的空氣。渦扇發動機所獲得的能量用來增壓更多的空氣，因此，它的推力比渦噴發動機大。優點

2.油率低因燃氣在渦輪內的膨脹比增大，其渦輪后燃氣溫度和壓力就比渦噴發動機低，使內函的排氣溫度和速度比渦噴發動機低，噴管排出機外的熱能和動能減小，使發動機耗油率降低，改善了發動機的經濟性。3.噪音小排氣速度降低，排氣引起的噪音也就大大降低。發展趨勢增大外函空氣流量，將使渦扇發動機的優點得到充分的發揮。外函空氣流量與內函空氣流量的比值，稱為流量比(也叫函道比)。流量比愈高，渦扇發動機外函流量愈大，渦扇發動機的優點也就發揮得愈充分。所以，流量比是渦扇發動機的一個重要性能參數。統計低流量比(一般在0.5～1.5之間)渦扇發動機與渦噴發動機相比，起飛時，耗油率低30％～40％，推重比高30％～40％；M=0.9巡航狀態下，耗油率低15％～20％。高流量比(目前為8~11)的渦扇發動機耗油率更低，起飛推重比更高，在亞音速巡航狀態下，耗油率比低流量比發動機低25％~28％，起飛推重比高20％～25％。應用高流量比的渦扇發動機已廣泛應用于遠程戰略轟炸機、運輸機和大型寬機身旅客機，這類發動機有JT9D、RB211、CF6等。70年代后期又衍生出如CFM56、PW2037、RB2ll一255等，80年代中期又發展了性能更先進的高流量比、大推力的渦扇發動機，如CF6—80C2、PW400和V250O等。波音767-使用JT9D發動機（美國普.惠公司）英國羅羅公司生產的RB-211發動機裝RB-211發動機的-波音757美國通用動力公司的CF6-80E1發動機

裝有CF6-80E1的空客A330V25001983年9月，美國普拉特·惠特尼公司(P&WA)、英國羅爾斯·羅伊斯公司(RR)、日本航空發動機公司(JAEC)、聯邦德國MTU公司和意大利菲亞特公司聯合組成了國際航空發動機公司(IAE)，共同研制和生產一種推力為25000lb(11100daN)級的渦扇發動機，即V2500裝有V2500發動機的空客A320二、混合排氣加力式渦扇發動機目前，低流量比的混合排氣加力式渦扇發動機是格斗用的空中優勢戰斗機的首選動力裝置。第三代超音速戰斗機多采用此種發動機。組成：它的主要部件少了一個外函噴管，但多了一個帶混合器的加力燃燒室。該發動機在不加力時，它的工作原理與分開加力燃燒室排氣渦扇發動機基本相同，只是在低壓渦輪后將內外兩路氣流混合，然后從同一噴管噴出。混合排氣渦扇發動機（F119美國普.惠）1.經濟性好：渦輪后燃氣溫度和壓力較低，平均排氣速度較渦噴發動機低，熱能損耗和動能損耗比渦噴發動機小，耗油比渦噴發動機小。2.推力大：空氣流量增大較多，排出氣體的功量增多，推力比渦噴發動機大。接通加力后(即加力燃燒室工作)，在相同的加力溫度下，加力式渦扇發動機的加力推力增量要比加力式渦噴發動機大。優點混合排氣加力式渦扇發動機的渦輪后燃氣溫度低，在加力燃燒室中加熱到與渦噴發動機相同的加力溫度，加力式渦扇發動機中燃氣獲得的熱量多，因而用以轉換為機械能的燃氣總能量多，其加力推力就比渦噴發動機大。應用用于戰斗機70年代初，加力式渦扇發動機取代了加力式渦噴發動機而成為第三代超音速戰斗機的主要動力裝置。航程遠裝有加力式渦扇發動機的戰斗機作巡航飛行時，由于耗油率低，因此它的航程與續航時間都優于裝加力式渦噴發動機的戰斗機；加速快推力大而接通加力后，發動機的加力推力大于加力式渦噴發動機，使戰斗機的作戰性能優于裝渦噴發動機的戰斗機。發展加力式渦扇發動機已發展到第三代，目前使用的加力式渦扇發動機為第二代，它的推重比(發動機推力與發動機重量之比)約為8左右，其代表型有美國F—l5、F—16和F—18上的F100、F110和F404渦扇發動機原蘇聯蘇—27上的AJI—3lΦ和米格—29上的РД—33渦扇發動機。F-15美國普.惠F100-PW-100發動機單臺最大推力72.5千牛(7400千克)，加力推力111.1千牛(11340千克)F110發動機裝F110發動機的F15戰斗機裝F110發動機的F16戰斗機F110是以F101的核心機和F404的風扇與噴管等技術為基礎研制的一種推重比7的渦扇發動機，1986年裝F-16C/D服役。推力達129千牛，推重比為7.28，1991年10月，其驗證機F110X的海平面試驗推力達到162千牛，推重比接近9.5。轉入工程研制階段后，歷經10年提高性能、可靠性、耐久性和減輕重量等方面的大量試驗研究，取得了巨大進展，并以最大推力為151.4千牛通過定型審定，2002年投產。按美空軍的建議，將推力142千牛的F110-GE-129EFE命名為F110-GE-132；將推力為151.4千牛的命名為F110-GE-134。F110系列殲十中國發動機AL-31（俄羅斯（俄語代號AЛ-31Ф））加力推力12500公斤，推重比8）AL-31F發動機90年代中后期，笫三代加力渦扇發動機將陸續投入使用。第三代加力渦扇發動機的特點是：推重比提高到10～12，而流量比則下降到0.1～0.2。第三代加力式渦扇發動機的代表機型為美國的F119和F120，法國的M88以及歐州四國聯合研制的EJ200。笫三代加力式渦扇發動機結構簡單，壓氣機、風扇的級數少，整臺發動機的零件數目較少。F119美國普.惠單臺加力推力155.7千牛，發動機推重比達到10，飛機推重比達到1.1。發動機不開加力時，飛機能以M1.58作超音速巡航30分鐘。

F-22裝備-2臺F119“斯貝”發動機（秦嶺發動機）我國渦扇發動機裝有斯貝發動機的殲轟七“飛豹”裝有雙發-飛豹“斯貝”發動機（秦嶺發動機）“斯貝”發動機（秦嶺發動機）歷史斯貝是英國著名發動機廠家羅爾斯一羅伊斯在20世紀60年代研制并生產的系列渦輪風扇發動機。其民用型斯貝MK511用于“三叉戟”客機，我國曾批量購買，質量好。從民用型發展的斯貝MK202軍用型渦扇發動機，曾被用于換裝英國購自美國的F-4“鬼怪”式戰斗機。因其技術先進可靠，斯貝MK202軍用型發動機加力比大，耗油率較低，使用壽命長，壓氣機的喘振裕度大，各種工作狀態下部件的效率高，工作可靠，裝有抽氣系統控制襟翼，可改善飛機的起飛著陸性能。1972年，英國同意向我方單方面出售民用”斯貝”發動機，1973年7月17日，英方又約見我駐英大使，表示已授權羅?羅，談判向我方出售軍用斯貝發動機，1975年8月，中英雙方進行實質性談判。1975年12月13日，簽定了中國引進英國斯貝發動機專利的合同。1975年12月13日，簽訂了中國引進英國斯貝發動機專利合同，合同金額5億英鎊。“斯貝”發動機的歷史三叉戟飛機研制過程斯貝發動機，中國型號定名為渦扇9，定點西安航空發動機廠試制生產。西安航空發動機廠于1976年開始試制工作，此前西安生產的是渦噴8，是仿制蘇聯的РД-3М的產品，用于轟6。經過3年多的努力，1979年下半年，分兩批裝出了4臺發動機。同年11月，由中英雙方共同在中國完成了150小時持久試車考核。1980年2月到5月，又在英國完成了高空模擬試車、零下40攝氏度條件下的起動試車，以及5大部件的循環疲勞強度試驗，結果都符合技術要求。中英雙方代表簽署了中國制造渦扇9發動機考核成功的文件。研制意義渦扇9發動機的初步研制成功，使中國有了一臺推力適中的渦扇發動機，填補了空白，并有效提高了自行研制的水平和能力;通過試制引進了70年代水平的新材料、新工藝、新技術，機械加工工藝比原來提高一級精度以上，工廠掌握了諸如金屬噴漆、真空熱處理等12項具有世界先進水平的技術和46項國內先進工藝技術。同時，國內冶金、材料、化工、機械等工業的技術水平，也相應得到提高，從而較大幅度縮短了整個發動機制造技術與世界水平的差距。而且，斯貝發動機的引進還為航空工業迎接新時期的改革開放，引進先進技術，開展技術合作與交流，提高發動機及配套產品的技術水平，開了個好頭。西航公司的產品國產化的過程95年11月，部分國產化的渦扇9通過150小時試車，此時渦扇9的國產化率已達到70％，仍有部分零件不能生產。1999年下半年，渦扇9發動機全面國產化工作啟動，西安航空發動機廠先后攻克無余量精鍛(精鑄)工藝，數字式電子控制系統等一系列難關，西航集團公司僅用了20天時間就完成了發動機的裝配，成功進行了兩次冷運轉。2000年底一次點火成功，隨即開始的150小時工藝試車于2001年圓滿結束，試車檢驗結果表明各項性能技術指標均達到要求，渦扇9被重新命名為秦嶺發動機。2002年6月1日上午，凝聚著西航航空人無數心血和汗水的秦嶺發動機首飛成功。

2003年7月該發動機通過技術鑒定。從此，中國有了全國產的大推力渦扇發動機

性能國產渦扇9最大加力推力9305千克，最大軍用推力5557千克，中間狀態推力4692千克，最大連續推力4692千克最大軍用耗油率0.684千克／時，最大加力耗油率2。0千克／千克／時推重比5.85空氣流量92.5千克／秒，涵道比0.62，總增壓比20渦輪前溫度1167攝氏度直徑1093.32毫米，最大長度5205毫米(噴口全張開)。太行發動機裝有太行發動機的殲十一性能太行的最大推力在132KN，推比7.5，渦前溫度1747K，這么高的渦前溫度在三代發動機中也是少見的。涵道比0.78，風扇是3級軸流式，可變彎度進口導葉，壓比3.4。壓氣機采用9級軸流式高壓壓氣機（壓比12，絕熱效率85），高壓壓氣機0～3級靜葉可調，5級后放氣，燃燒室是短環形帶氣動霧化噴嘴，高壓渦輪是1級軸流式，低壓渦輪是2級軸流式，加力燃燒室是V形加徑向混合型火焰穩定器，尾噴管是收斂－擴張可調噴管控制系統，這是我國首次在發動機上采用這種噴管，估計很快將換裝我國自己的全向推力矢量噴管(AVEN)。

發展歷史２０世紀８０年代中期，沈陽發動機設計研究所（606所）與合作單位一起，開始新一代大推力渦扇發動機----—“太行”發動機的研制。經過18年的研制，2005年末，太行發動機終于研制成功。三、變循環發動機(變幾何發動機)在整個飛行包線內通過改變氣動熱力循環來達到或接近最佳工作狀態的噴氣發動機稱為變循環發動機。這種發動機通常是使一個或幾個主要部件的幾何形狀、位置、尺寸等能隨飛行狀態而改變，以調節發動機的熱力循環，使其接近最佳工作狀態，故又稱變幾何發動機。未來的戰斗機上比較有前途的變循環發動機是變幾何渦輪外函加力式渦扇發動機和連續放氣式渦噴發動機。1．變幾何渦輪外函加力式渦扇發動機

變幾何渦輪外函加力式渦扇發動機是分開排氣外函加力式渦扇發動機，內函不加力；外函噴管喉道面積可調節以使其在外函加力時工作匹配。單級高壓渦輪與二級低壓渦輪均采用面積變化可達40％的渦輪導向器。內函噴管面積也可調，以便與在較大膨脹比范圍內工作的可變渦輪相匹配。變循環發動機(變幾何發動機)優點

①在不同飛行條件下，改善了熱力循環，使推力增加或耗油率降低，其耗油率在大多數飛行條件下約可減少4％～8％(未包括安裝損失在內)，在高M數飛行條件下，最大加力推力可增加25％以上。②可實現等流量的巡航推力調節方案，改善推力系統的流量匹配，增加發動機工作穩定性。③改善了發動機起動和加、減速性能，還可補償由于制造容差造成的部件匹配不良。2．連續放氣式渦噴發動機在亞音速和超音速飛行時，用改變流量比來提高效率的辦法是行之有效的。美國普·惠公司提出了一種超音速巡航性能較好，適當兼顧亞音速性能的連續放氣式渦噴發動機方案。這種發動機的流量比為0.15，外函氣流僅用于冷卻加力燃燒室筒體和噴管。在渦輪和加力燃燒室之間設置一個變函道引射器(又稱可調擴壓器)，用來調節渦輪出口面積與外函道出口截面積的比例關系。這種方案實質上是根據發動機的功率狀態隨時使渦輪和壓氣機保持匹配，以保證在各種飛行狀態下發動機處于最佳工作狀態。因此，這種發動機實際上是一種最簡單的變循環發動機。四、矢量推力控制技術

矢量推力噴管采用矩形截面，故又稱二元噴管。其基本原理是，通過噴管方向的改變，使發動機推力發生偏轉，以提供推力的分量，來滿足改變飛行姿態的要求。典型的矢量推力控制，裝有矢量推力噴管的渦扇發動機。風扇及噴管各有兩個分叉的噴口(共有四個來源提供推力)，噴口可以轉動。可轉噴口是由飛行員操縱的，它可使推力偏轉角度范圍很大。矢量控制方式1．俯仰矢量推力控制。起飛時，四個噴管同時向下偏轉，產生矢量推力升力(即推力在垂直方向分力)，從而縮短起飛滑跑距離。當矢量推力升力大于飛機重量時，飛機便可垂直起飛。2．反向矢量推力控制。此時四個矢量推力噴管同時反向偏轉．這樣，可使飛機急劇減速，從而在空戰中占據有利的攻擊位置。著陸時使用反向矢量推力控制，則可大大縮短滑跑距離。例如，F—15技術驗證機，采用矢量推力控制技術后，滑跑距離比原來減小60％，減速效率提高35％。3．滾轉矢量推力控制。若將左、右兩側的噴管作上、下反向偏轉，則矢量推力控制可提供飛機的滾轉力矩，提高飛機的滾轉速率。目前，矢量推力控制已發展到全向軸對稱矢量推力控制。此時矢量推力噴管內的每個魚鱗扳都可以扭動，這樣，它不僅可提供俯仰、反向、和滾轉操縱力矩，而且可提供偏航操縱力矩。X-35垂直起降矢量噴管鷂式戰斗機矢量噴管五、全功能數字式電子控制系統發動機自動控制歷史：機械液壓式控制系統，控制系統靈敏度低、結構復雜、調整繁瑣、故障率高，也比較笨重。現代發動機采用數字式電子控制系統。發動機控制系統對發動機實施自動調節和控制。調節供油，轉速，及加力等工作狀態。監控發動機溫度，氣流變化等數字控制系統調節方式航空發動機數字式電子控制系統主要由控制計算機及其外部設備和過程輸入通道、過程輸出通道等組成。計算機控制發動機的過程是：計算機通過過程輸入通道采入反映發動機工作狀態的各種信息，再按照人們事先安排好的表征發動機工作規律的程序進行分析計算，最后由過程輸出通道輸出相應的信息，操縱執行器去控制發動機。優點