AL-41F
动力来源为留里卡土星公司的AL-41F发动机,该发动机研发多年,因涡轮前温度相当高,比AL-31
多出约摄氏250度,而一直存在瓶颈,近年技术上有所突破,1997年27具此型发动机进行了地
面试验,后来还先后在Tu-16、MiG-25的一侧进行飞行试验,2000年1月装在MiG-1.44上试飞。
最大净推力略大于12000kg,最大后然推力20000kg(196knt),推重比11.1,不论推力或推重比均
高于较早来的F-22使用的F-119,这将是同代战机动力最大的发动机,一如AL-31系列的地位。
但S-37一开始使用的是MiG-31所用的D-30-F6,最大后燃推力150knt,最大静推力94knt,是当时
俄国推力最大的动机,也是体积嘴大的战机用发动机。目前看到的S-37飞行性能,如1.2马赫
巡航、略大于2马赫极速应该是用D-30-F6的数据。
AL-41F将有轴对称向量喷嘴及扁平向量喷嘴供选择。具备三维转向能力,其喷嘴可上下偏转15
度,左右偏转8度。
关于会不会影响向量喷嘴的问题,我们可以自己来观察一下,她的尾杆作成一长一短,如果将来
她的向量喷嘴是像AL-31FP的模式的话,那么应该会装在我们现在看到的喷嘴外侧,这样一来,
短的尾刺影响就较小了。
AL-37FU,制式化型号即AL-31FP。4级低压9级高压压气机,涡轮进口温度1938K,最大军用推
力83.4knt(8500kg),最大后燃推力143.2knt(14500kg),推重比8.7,重量约1666kg。AL-31FP还
附加向量推力喷嘴,能上下偏转15度,偏转速率为每秒30度。其喷嘴之外型与基本型没有太大
的区别,都是圆筒状的敛散喷嘴。AL-31FP之向量推力控制与飞控系统整合在一起,飞控系统可
以根据飞行条件自动控制喷嘴方向。除了自动控制,飞行员也可以用手动控制之,在飞行员左手
边有个按键控制版,可以用按键的方式控制向量推力,这种控制方式在美国F-22上也有用到。
加装向量推力后发动机增加100kg左右,最大航程由SU-35的4000km降至SU-37的3300km,
这可能是缺点之一,不过不带副油箱3300km航程以及一次空中加油后6500km的航程大概也没
几架现役战斗机比得过了。除了推力增大以及向量推力外,更高度的模块化以及易维修性也是
AL-31FP的改良重点之一。
上述消息大概与大多数数据不符,大多数数据都认为AL-31FP只是AL-31F的向量推力版,性
能与AL-31F相同。实则不然,1998年俄罗斯Air Fleet杂志访问AL-31F系列总设计师切普金时,
他亲口表示SU-37装备AL-31FP发动机。他并回答记者的话说,他们除了可为现有的SU-27系列
战机换装全新的AL-31FP外,也可以为现有发动机增设向量推力系统,后者的升级费用约原发动
机价格之15%(约50万美元/具)。DI-6
留里卡设计局还在改良AL-31系列,将使SU-37能具备1.4马赫之超级巡航能力。由于最新的
AL-41F已经于1999年开始飞行测试、2000年随着1.44试飞,代表她攻克了原来的难关。这意
味着推重比大于10的AL-31系列即将问世。军用发动机的发展往往如此,新一代的开发完成后,
用新的技术去改旧的,让就发动机性能报暴增。例如美国F-15与F-16所使用的F-100、F-110系
列,在应用了F-119或F-120发动机技术后,最大推力约145牵牛(F-110-GE-132)。通常发动机在
原始设计的基础上进行修改,最多能提升约30%的推力,AL-37FU的推力仅比AL-31F多约15%,
尚未发挥到31系列的极限。这可能是涡轮入口温度提高的难关无法攻克的缘故,涡轮入口温度
的提高是发动机推力增加的关键之一,也从大方向上决定了发动机的性能。AL-31F的此项参数已
是当代最高,也许是达到该世代的极限,所以一直难以攻克吧。如果技术攻克,按照常理,AL-31F系列推力可提升至约160千牛顿级。但一如使用了F-119/120技术后,F-100/110系列推力提升
了近40%一般,在应用了新一代的AL-41F部分技术后,31系列很可能提升至170千牛顿级推力,
事实上,这也是留里卡设计局对〝推重比达到10的AL-37FU〞的推力估计。
从SU-30MKI的照片可发现,其喷嘴内侧有一层白色涂层,这与过去的AL-31大不同,推测这可
能是陶瓷等绝热材料之涂层,用来增加寿命及减少热讯号用的。!
Su-27系列机型
Su-27(设计局号T-10S) 共青城厂为空军制造的基本空优型
Su-27IB(设计局号T-10V) Su-34的原型机,由新西伯利亚厂制造 Su-27K(设计局号T-10K) Su-34
的电子战派生型
Su-27KM 配备Su-35武器系统的Su-33,由共青城厂制造
Su-27KPP Su-33的电子战型
Su-27KRTS Su-33的侦察型
Su-27KU 并列式座舱教练机
Su-27KUB(设计局号T-10KUB) 由共青城厂制造的并列式座舰载机 Su-27M(设计局号T-10M)
Su-35的原型机
Su-27P 共青城厂为防空军制造的基本生产型 (就是常说的Su-27S)
Su-27PD 加装空中加油装置的Su-27P
Su-27PU(设计局号T-10PU) Su-30的原型机
Su-27R Su-34的侦察型
Su-27SK(设计局号T-10SK) 共青城厂制造的Su-27出口型
Su-27SMK 由Su-27SK改良的多功能出口型
Su-27UB(设计局号T-10U) 伊尔库斯克厂制造的Su-27双座纵列教练机
Su-27UBK(设计局号T-10UBK) 伊尔库斯克厂制造的Su-27UB出口型 Su-30 伊尔库斯克厂制
造的双座纵列空优战机
Su-30I-1 Su-30MKI的首架原型机
Su-30K 伊尔库斯克厂制造的Su-30出口型
Su-30K2(暂时型号) 共青城厂制造的双座并列型战机
Su-30KI 共青城厂制造出口印尼的Su-27SK
Su-30KN 伊尔库斯克厂制造的换装先进雷达的改良型
Su-30MK(设计局号T-10PMK) 双座纵列多功能战机的通用型号
Su-30MKI 伊尔库斯克厂制造的印度Su-30MK,装有前翼、矢量推力和先进火控系统
Su-30MKK 共青城厂制造的中国Su-30MK,采用Su-30的标准机体 Su-30MKR 发展中俄国
Su-30MK,采用Su-30MKI的机体装备俄制航电系统
Su-32FN 供出口用的Su-34陆基海上攻击机
Su-32MF 供出口用的Su-34多功能型
Su-33 共青城厂制造的舰载空优战机
Su-33UB Su-27KUB的军用型号
Su-34(设计局号T-10VS) 新西伯利亚厂制造的双座并列攻击机
Su-35 共青城厂制造的先进多功能战机
Su-35K 在1995年出现在多功能海军型编号
Su-35UB(设计局号T-10UBM) 共青城厂制造的Su-35教练型
Su-37MR Su-35的最终派生型,并装有新型的航电系统和矢量推力,原型机编号T10M-11。
Su-47 改进为前掠翼
矢量推力
利用推力矢量技术到新设计和改型的下一世纪军用飞机上,的确是一个有效的技术突破口,它对
战斗机的隐身、减阻,减重都十分有效。
推力矢量技术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,从而大大减少
了雷达反射面积;不管迎角多大和飞行速度多低,飞机都可利用这部分操纵力进行操纵,这就增
加了飞机的可操纵性。由于直接产生操纵力,并且量值和方向易变,也就增加了飞机的敏捷性,
因而可适当地减小或去掉垂尾,也能替代其他一些操纵面。这对降低飞机的可探测性是有利的,
也能使飞机的阻力
减小,结构重减轻。因此,使用推力矢量技术是解决设计矛盾的最佳选择。许多年来,美、
俄等国作了大量的飞行试验,证明了利用推力矢量技术的确能达到预定的目的。
1991年4月海湾战争结束后,五角大楼拿出500亿美元,研制不同于F-117的新型隐身飞
机,使用了推力矢量技术,于是就有了基本满足上述多种要求的F-22战斗机。俄罗斯开展隐身
和推力矢量技术的应用研究包括,米格1.44利用发动机向不同方向发出的气流的反作用力可以
迅速改变方向。《简氏防务周刊》在1992年就说俄罗斯人已经超越了F-117,直接研制出了现代
的超声速攻击机,成了F-22的竞争对手。
后来的研究还表明,当飞机在飞行速度较低时,采用推力转向这种飞行控制装置是绝对有利
的,速度大时,代价要大些,但是从保证飞行控制有足够的安全裕度出发还是需要配备一些操纵
面。代替垂尾起偏航操纵的一些操纵面研究,对于使用推力矢量技术的无尾飞机的研究来说,也
是一项艰巨的任务。其中包括复杂的控制软件的研究。
技术分类及对飞机总体性能的影响
折流板
70年代中期,德国MBB公司的飞机设计师沃尔夫岗·赫尔伯斯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公司联合进行了可行性研究,1990
年3月,美国Rockwell公司、Boeing公司和德国MBB公司共同研制的在发动机尾喷口装有可改
变推力方向的3块碳纤维复合材料舵面的试验验证飞机X-31出厂,并进行了试飞,其舵面可相
对发动机轴线偏转±10°,在迎角为70°时仍能操作自如,并具有过失速机动能力。
从1993年11月-1994年年底,在X-31与F-18之间进行了一系列的模拟空战,在X-31飞
机不使用推力矢量技术与F/A-18飞机同向并行开始空中格斗的情况下,16次交战中F-18赢了12
次;而在X-31使用推力矢量技术时66次交战X-31赢了64次[3]。此外,美国在F-14和F-18上
分别安装折流板进行了试验。
一般来说,折流板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,
靠尾板的转向来改变飞机尾气流的方向,实现推力矢量。这种方案的特点是发动机无需做任何改
装,适于在现役飞机上进行试验。其优点是结构简单,成本较低,作为试验研究有一定价值。但
有较大的死重和外廓尺寸,推力矢量工作时效率低,对飞机隐身和超音速巡航不利,所以它仅是
发展推力矢量技术的一种试验验证方案。
二元矢量喷管
二元矢量喷管是飞机的尾喷管能在俯仰和偏航方向偏转,使飞机能在俯仰和偏航方向上产生
垂直于飞机轴线附加力矩,因而使飞机具有推力矢量控制能力。二元矢量喷管通常是矩形的,或
者是四块可以配套转动的调节板。二元矢量喷管的种类有:二元收敛-扩散喷管(2DCDN)、纯
膨胀斜坡喷管(SERN)、二元楔体式喷管(2DWN)、滑动喉道式喷管(STVN)和球面收敛调节片