固定幾何氣動矢量噴管技術綜述

賈東兵，周吉利，鄧洪偉

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽 110015）

固定幾何氣動矢量噴管技術綜述

賈東兵，周吉利，鄧洪偉

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽 110015）

賈東兵（1967），男，自然科學研究員，從事航空發(fā)動機噴排氣系統(tǒng)設計工作。

推力矢量控制技術的噴管實施方案普遍存在著結構復雜、質量重和可靠性設計難度高等問題，而固定幾何氣動矢量噴管技術因具有不變的幾何結構和巧妙的流體控制方式，有望得到結構簡單、質量輕和高可靠性的矢量噴管。綜述了該技術的設計原理、特點以及國內外的技術現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢，并認為先進推力矢量噴管技術的設計和應用應從深入研究主次流參數(shù)對噴管性能的影響、引氣對發(fā)動機主機的影響、喉道調節(jié)范圍的合理確定、應用技術研究和新型流體控制技術的開發(fā)等多角度進行固定幾何氣動矢量噴管的技術研究。該技術具有較好的未來發(fā)展前景。

流體控制；氣動控制；矢量噴管；固定幾何；航空發(fā)動機

0 引言

飛機推力矢量控制技術賦予了戰(zhàn)斗機前所未有的機動性和敏捷性，大大提高了戰(zhàn)術效能和生存能力，第4代先進戰(zhàn)斗機必須配備推力矢量發(fā)動機已成為共識。而推力矢量噴管是實現(xiàn)推力矢量控制的核心部件，推力矢量噴管的優(yōu)劣已成為衡量發(fā)動機技術水平的重要標志[1-2]。但是，以二元俯仰矢量噴管和軸對稱矢量噴管為代表的傳統(tǒng)機械式推力矢量噴管，其結構復雜，質量偏重，設計難度也很大。為了突破傳統(tǒng)技術的約束，相關研究機構吸收流體力學領域所取得的技術成果，提出了利用流體注入實現(xiàn)噴管調節(jié)和推力矢量的方法，即固定幾何氣動矢量噴管（fluidic control fixed geometry nozzle）。

本文著重闡述固定幾何氣動矢量噴管技術的設計方案以及在航空發(fā)動機上的應用。

1 固定幾何氣動矢量噴管技術及特點

1.1 固定幾何氣動矢量噴管技術概念

固定幾何氣動矢量噴管（如圖1所示）包含2個技術標志，即“固定幾何”和“氣動”。“固定幾何”是指噴管結構是幾何不變的，在這種類型噴管上沒有任何形式的運動構件；“氣動”實際上表達的是“氣動調節(jié)”或者是“氣動控制”的含義，意指該類型噴管的調節(jié)控制是用控制流的變化來實現(xiàn)。

圖1 固定幾何氣動矢量噴管原理

噴管氣動調節(jié)/控制技術是基于流體的射流控制技術，其控制原理都是利用二次流對主流的干擾實現(xiàn)對主流流動的調節(jié)/控制。

1.2 固定幾何氣動矢量噴管技術特點

固定幾何氣動矢量噴管具有2大鮮明的技術特點：“固定幾何”對應的是結構上的簡單輕質，也決定性地表明該類噴管相對于傳統(tǒng)機械式調節(jié)噴管的巨大優(yōu)勢；而“氣動”則代表其在空氣動力學上的復雜性，也是該類噴管的最重要的關鍵技術和最難以突破的技術難點。

1.2.1 簡單輕質

與傳統(tǒng)的機械式可調收斂/收擴/矢量噴管擁有數(shù)以千計的運動構件（如圖2所示）相比，固定幾何氣動矢量噴管具有結構簡單（如圖3所示）的特點，因而具有天生的質量輕和可靠好的特性（見表1）。

圖2 傳統(tǒng)的機械式可調收斂/收擴/矢量噴管的復雜結構

圖3 美國IHPTET/VAATE計劃展示的固定幾何氣動矢量噴管方案

1.2.2 氣動調節(jié)/控制

固定幾何氣動矢量噴管是通過氣動控制來實現(xiàn)噴管復雜的調節(jié)控制功能，以滿足發(fā)動機對噴管調節(jié)和飛機推力矢量控制的要求。

表1 固定幾何氣動矢量噴管與機械式噴管的技術特點對比

簡單地說，固定幾何氣動矢量噴管通過在喉道附近的控制流進口對稱地向主流注入控制流體，則可以實現(xiàn)噴管喉道面積的調節(jié)；在噴管擴張段的特定位置單側注入控制流體，或者在不對稱的位置分別注入控制流體，則可以實現(xiàn)噴管的推力矢量控制。

然而，由于流體運動是1個復雜的非線性問題，要對這種噴管進行精準的控制，并獲得較高的非設計點噴管性能，用可接受的流量提供發(fā)動機需要的喉道調節(jié)功能等氣動問題，這都是固定幾何氣動矢量噴管的關鍵技術。

2 國內外技術發(fā)展現(xiàn)狀

由于推力矢量技術能夠在全部飛行包線范圍內為飛機提供主動穩(wěn)定的控制力矩。這種能力除顯著增強了戰(zhàn)斗機的性能外，一方面決定性地提高飛機在低速飛行時的姿態(tài)控制能力，增加了飛機的安全性能和生存能力；另一方面，全面降低，甚至取消整個飛行包線內飛機對傳統(tǒng)氣動舵面（平尾和垂尾）的需要和依賴，從而減小氣動舵面的面積，或完全取消氣動舵面。減小、或取消氣動舵面，在結構上減質效果明顯，在性能上可以大大降低飛機后體的阻力，同時，可減小后體的雷達反射面積，以獲得一定的隱身效果。所以，航空業(yè)界均致力于發(fā)展推力矢量噴管技術，并已取得了成效斐然的技術突破，其中，最具代表性的就是二元俯仰矢量噴管和軸對稱矢量噴管，如圖4、5所示。

圖4 二元俯仰矢量噴管

圖5 軸對稱矢量噴管

這2種矢量噴管均為機械調節(jié)，其結構復雜，一般較常規(guī)的收擴噴管增質50～100 kg，加之復雜的結構所帶來的可靠性設計難度，使其實施的代價很大，在一定程度上制約了該技術的應用和發(fā)展。因此，流體控制的固定幾何氣動矢量噴管就是其中設計技術的1項成果。

理論上的流體控制技術并不算是新技術，早在1904年，德國流體力學專家普朗·特就提出用吹/吸附面層的辦法來延緩氣流分離的流動控制概念，且已在超聲速進氣道中得到應用。20世紀50年代末，利用二次流噴射控制推力矢量的技術研究已在火箭發(fā)動機上得到應用。當時，北極星導彈的軸對稱排氣噴管就成功地利用了二次流噴射實施推力矢量控制技術。到了1962年，Olson、Comparin、Warren等人為了檢驗小型邏輯控制裝置的可行性，曾嘗試采用二次流噴射的方法實現(xiàn)小流量主流流動方向的變化。

但是，直到20世紀90年代初或稍早一些，才針對航空推進系統(tǒng)展開流體推力矢量技術研究。在十幾年的時間里，國外開展了各種流體推力矢量控制方式的研究，綜合起來，主要集中有3種控制方法，即激波矢量控制（SVC）技術、噴管喉部偏移（TS）技術、反流控制（CF）技術（如圖6所示）。盡管每1種方法實現(xiàn)推力矢量的方式不同，但其控制原理都是利用二次流對主流的干擾形成推力矢量。

圖6 3種典型流體控制方法

激波矢量控制概念最早是在1987年由美國NASA Langley研究中心的Abeyounis等人在二元收斂-擴張噴管上完成的，當時僅僅驗證了采用激波法實現(xiàn)二元收斂-擴張噴管俯仰推力矢量。在1992年，Wing、Chiarelli等人將激波矢量法結合附壁吹除（Coanda blowing）技術完成了俯仰、偏航矢量功能[3-4]。在1995年，Giuliano在NASA蘭利噴流排氣試驗裝置上專門進行了基于激波矢量控制的二元球面收斂/擴散調節(jié)片俯仰推力矢量噴管試驗，并在1996年進行了基于激波矢量控制的既具有俯仰推力矢量功能，又具有偏航推力矢量能力的噴管試驗[5]。而Federspiel、Anderson等人則在1995、1996年進行了激波矢量控制法和喉部偏移法組合控制的推力矢量技術研究，以及機械/流體組合式推力矢量噴管的理論和試驗研究，試圖進一步多途徑發(fā)展推力矢量技術[6]。值得注意的是，這些推力矢量模型試驗都是在外流靜止的條件下完成的，也就是說，并未考慮外流對流體推力矢量的影響，因此，在1998年，基于流體噴射影響模型，Deere開展了考慮外流影響的流體推力矢量噴管性能研究，其重點是研究外流對流體推力矢量技術的影響[7]。從1999年以后，關于激波矢量控制法實現(xiàn)推力矢量的研究更多地集中在多孔噴射技術方面，以期以最小的發(fā)動機引氣量，降低其性能損失的同時，實現(xiàn)最大的推力矢量角控制。

喉部位置偏移技術是通過在噴管喉部位置附近噴射二次流控制聲速面位置的方法實現(xiàn)主流的偏轉。在1995年，Deere在流體偏航矢量噴管的基礎上，開展了喉部位置偏移法實現(xiàn)推力矢量的試驗和數(shù)值計算研究[8]，當時的研究僅僅是為了驗證這種方法實現(xiàn)推力矢量的可能性。經(jīng)過不斷的試驗和理論分析，Deere和Beerrier等人在2002年提出了將收斂/擴張噴管的擴張段改成凹形腔形狀的噴管，并利用PAB3D計算軟件進行了詳細的氣動、幾何參數(shù)的數(shù)值計算分析，計算結果表明，結合喉部位置偏移法和在凹形腔的流動分離控制技術可以有效增加推力矢量的效果[9]，模型試驗驗證工作在2003年3月也已經(jīng)完成，取得了與數(shù)值計算非常一致的效果和驗證結論。

反流控制技術實現(xiàn)推力矢量概念提出的初衷是結合流體推力矢量控制的結構簡單和機械式推力矢量可以實現(xiàn)推力矢量連續(xù)的優(yōu)點而提出的。其主要特點是在噴管出口截面的外部加裝1個外套，形成逆向流動的2股反流腔道。在需要主流偏轉時，啟動抽吸系統(tǒng)（負壓源）。當上部腔道產(chǎn)生負壓差時，主氣流向上偏轉，當下部腔道產(chǎn)生負壓差時，主氣流向下偏轉。反流法實現(xiàn)推力矢量的研究最早是在1992年由Strykowski和Krothapalli在小的噴管模型實驗件上完成的[10]，在1995～1998年間，NASA蘭利研究中心進行了大尺寸的反流法實現(xiàn)推力矢量的試驗研究。在CFD計算研究方面，Hunter在1999年采用PAB3D計算軟件，這是完成[11]反流法計算研究的唯一1個成功的例子。

從1995～1997年，美國空軍和NASA主持實施射流噴射噴管技術（FLINT）計劃，組織全國合作研究射流技術在飛機排氣系統(tǒng)上的應用，研究的重點是推力矢量、面積控制、加強混合和降低噪聲；根據(jù)FLINT項目的研究結果，與全機械式方案相比，流體推力矢量噴管具有如下潛在優(yōu)勢：減輕質量43%～80%，發(fā)動機推重比增加7%～12%，購買和全壽命使用成本減少37%～53%。接著，美國空軍實施內流控制（IFL）計劃，并對選定的途徑做進一步地研究。目前，1種流動控制矢量噴管正在美國綜合高性能渦輪發(fā)動機技術（IHPTET）計劃的第3階段中驗證。

國內在流體推力矢量技術方面也開展了一定的研究工作，在SVC法、TS法實現(xiàn)流體推力矢量方面進行了初步的數(shù)值計算和實驗研究。喬渭陽等人在2000年采用實驗和數(shù)值計算相結合的方法，研究了二次流噴射對流體推力矢量的影響，研究認為，只有在二次流總壓與主流總壓比達到一定值時，推力矢量才建立起來。2002和2004年，王強等人采用數(shù)值模擬的方法，計算分析了流體噴射對噴管氣動矢量角的影響，結果表明，隨著注氣流量和注氣壓強增加，流體注入所產(chǎn)生的噴管矢量角相應增加，注氣位置對噴管矢量角影響較大，同時還認為TS法因其推力損失較小，且能夠降低噴管的質量與造價而更具發(fā)展前景[12]。2004年，張群峰等對SVC法實現(xiàn)推力矢量的軸對稱射流矢量噴管的縮比模型進行了測力和測壓試驗，并用推廣到可計算可壓縮流的SIMPLE方法對其內外流場進行了數(shù)值模擬，研究認為，在一定落壓比范圍內，二次流和噴管主流流量比值增大，氣動矢量角增大，2者比值相同時，落壓比增大，氣動矢量角減小。2008年，西北工業(yè)大學王占學等人完成了基于二次流噴射的流體推力矢量實驗方案，包括考慮2次流噴射影響的噴管的設計與加工，以及基于激波控制的二元矩形收縮擴張噴管的試驗模擬[13-14]。南京航空航天大學的汪明生等人從數(shù)值計算角度對逆流控制推力矢量噴管方案進行了驗證。

比較研究結果可以看出，國內外關于流體推力矢量的研究所得到的結論是一致的。

3 技術研究成果分析

綜合國內外相關技術的研究情況，首先可以確定的是通過大量的理論分析和實驗室狀態(tài)的試驗驗證證明，這種固定幾何氣動矢量噴管在概念上是合理可行的，并可以預測其在結構質量和可靠性等方面具有巨大的潛在優(yōu)勢（表1）。

已有的數(shù)值模擬和試驗研究表明：

（1）理論分析、數(shù)值模擬和相應的試驗研究相互驗證，得到的噴管主次流氣動、幾何參數(shù)對噴管特性參數(shù)的影響規(guī)律具有一致性。

（2）如果不考慮喉道面積的調節(jié)，在設計上，精細設計的固定幾何噴管的推力系數(shù)可以達到0.99以上。

（3）就目前已有兼顧喉道面積調節(jié)和推力矢量控制的固定幾何氣動矢量噴管的推力效率基本上都小于0.95，部分小于0.90或更低，對于工程應用來講普遍偏低。

（4）綜合所有能夠獲得的數(shù)據(jù)，固定幾何氣動矢量噴管的喉道調節(jié)大體上符合1%的控制流量能夠獲得3%的當量喉道面積變化率，顯然，對于動輒要求噴管喉道變化率達到150%～180%的帶加力燃燒室的發(fā)動機來講，50%～60%的控制流量是難以接受的附加要求。

（5）綜合所有能夠獲得的數(shù)據(jù)，固定幾何氣動矢量噴管的喉道調節(jié)大體上符合1%的控制流量能夠獲得1°～2°的矢量偏角，并在噴管壓比2～10的范圍內有1種隨著壓比增加先增加后減小的趨勢；一般來講，消耗10%的額外流量來獲得將近20°的矢量偏角是可以接受的。

（6）存在使推力矢量角達到最大的二次流壓比，這個壓比大體上在1.0～1.2之間。

（7）基于激波控制實現(xiàn)固定幾何噴管氣動矢量的技術適用于噴管設計面積比較大的噴管；而基于喉部位置偏移實現(xiàn)固定幾何噴管氣動矢量的技術則適用于設計面積比較小的噴管。這說明，雖然從理論上講氣動矢量調節(jié)有SVC法、TS法等不同的方式，但在工程應用時應考慮混合使用多種方法，以適應多變的工作狀態(tài)。

4 結束語

固定幾何氣動矢量噴管技術在減輕發(fā)動機質量、減少成本、實現(xiàn)飛機后體與發(fā)動機高度一體化方面具有明顯的技術優(yōu)勢，因此，基于流動控制技術的固定幾何氣動矢量噴管將是未來新型飛行器和高推重比渦扇發(fā)動機的首選技術方案之一。但就目前的技術現(xiàn)狀看，該類噴管適合不需喉道調整或小喉道調整量的發(fā)動機的總體方案，或者在未來發(fā)動機總體方案設計時為獲得該類噴管所帶來的巨大優(yōu)勢而選擇的適合方案，或者噴管專業(yè)需探索能夠滿足的大的喉道調節(jié)范圍要求的、可靠輕質的矢量噴管技術方案。

對于固定幾何氣動矢量噴管技術，未來的研究將重點集中在以下方面：

（1）深入研究主次流氣動、幾何參數(shù)對固定幾何氣動矢量噴管性能的影響，針對確定的高推重比渦扇發(fā)動機方案，給出最優(yōu)的固定幾何氣動矢量噴管部件方案。

（2）在可接受的從發(fā)動機壓縮部件引氣量范圍內，基于流動控制技術的固定幾何噴管氣動矢量調節(jié)范圍和喉部面積調節(jié)范圍都是有限的，如何實現(xiàn)有限的引氣量時的大推力矢量角和大喉道面積調節(jié)范圍是需要進一步研究的問題。

（3）從研究結果來看，基于流動控制的固定幾何氣動矢量噴管喉道調節(jié)范圍是不能完全滿足發(fā)動機實際工作需要，因此，在發(fā)動機氣動設計方面尚需更先進的技術，以減小渦扇發(fā)動機加力狀態(tài)對噴管喉部面積過度開發(fā)的要求。新的發(fā)動機循環(huán)參數(shù)確定需要結合新型噴管技術發(fā)展共同完成。

（4）作為真正意義的固定幾何氣動矢量噴管，必須實現(xiàn)推力矢量調節(jié)和喉道面積調節(jié)均采用流動控制方式實現(xiàn)。

（5）無論是國內還是國外，在固定幾何氣動矢量噴管技術方面的研究都不涉及2次流參數(shù)的控制問題，后續(xù)工作中必須結合發(fā)動機控制技術綜合考慮2次流的控制問題。

（6）對于未來高膨脹比或異形噴管，如何采用固定幾何氣動矢量噴管技術。

（7）對于更多的新型噴管設計和控制技術，如合成射流技術、等離子體控制技術、熱控技術，還應做進一步的研究。

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Summary of Fluidic Control Fixed Geom etry Nozzle Technology

JIA Dong-bing,ZHOU Ji-li,DENG Hong-wei（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

The similar disadvantages include complicated structure，low reliability and overweight in the nozzle project for thrust vectoring control technology.But the fluidic control fixed geometry nozzle technology has fixed geometry structure and subtle fluidic control method which can meet to simple structure,high reliability and light weight.The design princip le,characteristics and the status and the development trend in the world were summaried.The design and application of the advanced thrust vectoring nozzle technology should be investigated deeplywhich include the effectof the aerodynamic parameters ofmain and secondary flow path on nozzle performances,the influence of the secondary flow path on aeroengine,research of optimum aerodynamic throatmodulation range,the application of fluidic control fixed geometry nozzle and the new method of fluidic control.The technology will have better development.

fluidic control;vectoring nozzle;fixed geometry;aeroengine

2011-12-14