雙喉道推力矢量噴管研究進展

夏雪峰，高峰，黃桂彬，楊文佳

(空軍工程大學 防空反導學院，西安 710051)

雙喉道推力矢量噴管研究進展

夏雪峰，高峰，黃桂彬，楊文佳

(空軍工程大學 防空反導學院，西安 710051)

推力矢量噴管能夠大幅提升飛行器的機動性，傳統機械式矢量噴管因結構復雜、可靠性差等缺點而使用受限，相比之下，氣動矢量噴管的綜合性能更為突出，已發展出多種類型，包括激波控制型、雙喉道型等。本文簡要介紹了氣動矢量控制技術的發展現狀，重點綜述了矢量效果最好的雙喉道噴管在二元、軸對稱模型氣動特性和構型優化等方面的研究情況，并基于現階段研究的不足，對未來發展方向提出設想。

雙喉道噴管；推力矢量；氣動特性；構型優化

0 引 言

高技術條件下的現代戰爭，對制空權的爭奪日趨激烈，戰斗飛行器在具備高空高速性能的基礎上，對高機動性和高敏捷性的需求愈發迫切。20世紀70年代中期，德國MBB公司首先提出通過控制尾流噴射方向來提高飛機的機動能力，并于1990年同美國的Rockwell公司、Boeing公司聯合研制了實驗驗證飛機[1]。經過多年發展與改進，推力矢量控制技術體系日趨成熟，其主要的技術理念是將發動機推力矢量化，使推進系統在提供前進動力的同時還提供側向力[2]。采用推力矢量控制技術后，戰斗機的機動性和敏捷性大幅提升，短距起降性能增強，尾翼反射面積減小也使得其隱身性能相應增強；導彈則能夠在初速低氣動控制力不足、高空巡航氣體密度低影響控制效率、接近目標需要大過載高機動時，及時得到矢量推力從而改變飛行姿態[3]。

推力矢量噴管是實現推力矢量控制技術的核心部件，通常分為機械式和氣動式兩種。機械式矢量噴管通過伺服機構驅動燃氣舵、擾流片、球面收斂調節片或其他機械部件以改變發動機噴管出流方向，從而產生推力矢量。民兵Ⅰ、海麻雀、戰斧等導彈和F22、F35、SU-35等先進戰機均采用了機械式矢量噴管，機動性能得到明顯增強[4]。但機械式矢量噴管存在發動機結構復雜、質量大、可靠性差、可維修性差、推力損失嚴重、材料要求高等突出問題，制約了其進一步發展。20世紀90年代，在流體力學領域相關研究成果的基礎上，提出并發展了固定幾何的氣動矢量噴管技術。與傳統的機械式矢量噴管相比，氣動矢量噴管的矢量偏轉效果好、角度穩定、簡單輕質、可靠性高，其中雙喉道推力矢量噴管的性能尤為突出，受到了廣泛關注。

本文簡要介紹了氣動矢量技術的發展情況，并以雙喉道氣動矢量噴管為研究對象，綜述了其近年來在二元和軸對稱模型氣動特性、構型優化及矢量增強等關鍵問題上的研究現狀。

1 氣動矢量控制技術

2003年，NASA和美國空軍(The United States Air Force，簡稱USAF)對氣動矢量噴管的潛在性能進行了評估，并與機械式矢量噴管的性能進行了對比研究，結果表明：采用氣動方式控制噴管喉道面積，噴管重量下降28%～40%；應用氣動方式同時控制喉道和出口面積，噴管重量下降43%～80%，發動機推重比增加7%～12%，制造成本降低37%～53%[5]。此外，氣動矢量技術還減小了飛行器雷達的反射面積，在很大程度上提高了噴管的隱身性能，減少甚至消除了許多移動部件和縫隙，提高了系統的可靠性和使用壽命。

氣動矢量噴管經過20多年的發展，已經演化出五種技術類型：激波矢量控制型(Shock Vectoring Control，簡稱SVC)、逆流型(Counter-flow)、同向流型(Co-flow)、喉道偏移型(Throat Skewing，簡稱TS)和雙喉道型(Dual Throat Nozzle，簡稱DTN)。

上述五種類型的氣動矢量控制技術因各自的矢量機理不同而具有相應的優缺點。SVC通過注入不對稱二次流產生斜激波來獲得穩定的矢量角[6-7]，但激波帶來的推力損失較大，導致推力系數較低；逆流型通過逆流抽吸形成負壓使主流偏轉，主流容易發生附壁且不易脫離，導致矢量角的調節產生較嚴重的遲滯，動態響應特性較差，降低了矢量控制效率[8-9]；同向流型由于二次流與主流方向相同，能夠貢獻一定推力，因而具有較高的推力效率，在主流Ma<1時，其推力矢量性能較好，但隨著主流馬赫數的增加，矢量效率逐漸下降[10]；TS既能通過注入不對稱二次流實現矢量偏轉，又能通過注入對稱二次流實現流量控制[11-12]，其推力系數能夠達到0.94～0.98，但矢量效率卻低至每消耗1%次流流量只產生1.5°的氣動矢量角[13]；DTN是通過在喉道下游設置凹腔來放大喉道偏移矢量的偏轉效果，經實驗驗證，在噴管落壓比(Nozzle Pressure Ratio，簡稱NPR)為4 時獲得了15°矢量角，矢量效率為6.1°每1%次流流量，推力系數達到0.968[14-15]；理想最佳狀態下，其數值模擬結果顯示，NPR=2時，推力矢量角為20°，NPR=10時，推力矢量角為16°，性能突出[15]。

綜合比對各項研究，表明雙喉道噴管(DTN)基本克服了機械式氣動矢量噴管的諸多缺點，與其他氣動矢量控制噴管相比，其推力矢量效率更高、推力損失較小，在矢量控制技術中具有明顯優勢，應用前景十分廣泛。

2 雙喉道氣動矢量技術

美國NASA蘭利研究中心的Deere團隊在一份技術報告中基于喉道偏移技術率先提出了雙喉道氣動矢量噴管構型[5]，并闡述了其矢量機理，如圖1所示。基于喉道偏移技術，通過設置收斂—擴張—收斂噴管形成雙喉道，在上游喉道注入非對稱二次流，引導主流在凹腔內產生非對稱流場結構，并迫使氣流在分離腔內形成低壓二次回流區，利用壓差使主流以與水平軸線成一定夾角噴出，從而獲得矢量推力[15]。喉道高度、凹腔擴張收斂角、凹腔長度為主要的幾何構型參數，噴管落壓比、次流流量及壓比、入口總溫等為主要的可調節氣動參數，推力矢量角、矢量效率、流量系數為主要的性能表征參數[14]。

圖1 雙喉道矢量噴管示意圖

2.1 二元DTN氣動特性

針對二元雙喉道噴管，Deere團隊首先基于全隱式有限體積法，采用多個先進的湍流模型對非定常平均雷諾Navier-Stokes(N-S)方程進行封閉，以模擬脈沖射流和穩定射流條件下雙喉道噴管的流動邊界情況并獲得流場結構[14-15]。研究發現：凹腔內的流動分離是產生推力矢量角的主要原因；縮短凹腔長度可以增加推力系數并提高推力矢量效率；較大的次流入射角和凹腔收斂角有助于獲得較大的推力矢量角；采用擴張型噴管可以獲得較高的矢量角，但推力系數有所下降；脈沖次流與穩定次流矢量效果相當。隨后開展了DTN風洞實驗，如圖2所示[16]，并將實驗和數值研究結果與其他類型氣動矢量噴管的性能進行對比分析[17]，對比結果如圖3所示。

(a) DTN風洞實驗照片

(b) 紋影圖

(a) 矢量效率

(b) 推力系數

從圖3可以看出：雙喉道噴管推力矢量性能明顯優于其他氣動矢量方式，且隨著落壓比的增加，矢量效率逐步減小，推力系數先增大后減小。

Choon Sik Shin等[18]以次流流量和NPR為主要變量，改用二維穩態可壓縮N-S方程進行模擬求解，結果表明：噴管推力矢量角隨著次流流量的增加而先增加后趨于穩定，流量系數則逐步降低；噴管推力系數隨著NPR的增加先增大后減小，在NPR為5時得到最大值0.96，同時獲得最佳矢量性能。譚慧俊等[19]沿用國外數值方法在國內率先開展了二元雙喉道氣動矢量噴管的研究，探索了噴管矢量產生的機理以及各設計參數對推力矢量性能的影響，得到的主要規律與國外一致。采用控制變量法進行了大規模的初步試驗優化，獲得的較優參數組合方案為：空腔長度為2.61 m、擴張角為10°、收斂角為30°，上游喉道高度為1 m，次流引射角為150°。汪明生等[20]對DTN在非矢量和矢量狀態下的內流特性進行了數值模擬，提出為了獲取較高的內流性能，建議噴管設計NPR為3～4，次流引射量為3%左右。范志鵬等[21-22]研究了下游喉道高度H及次流通道對二維雙喉道噴管矢量性能的影響，結果表明：H>1與H<1時的噴管腔內會出現不同的主流發展過程；收擴的次流通道相對于平直的次流通道不會改善DTN的推力矢量性能；隨著次流流量的增加，DTN的推力矢量角存在一個最大值，超過該值各推力矢量性能均會降低。吳正科等[23]為了避免控制變量法優化設計帶來巨大的試驗量，同時考慮噴管各設計參數間的耦合作用，提出了一種多變量綜合優化方法，用均勻實驗設計方法求出各項參數后，用試驗樣本對徑向基神經網絡(RBF)對進行訓練，擬合出噴管參數與性能之間的關系，再用粒子群算法(PSO)在設計區間內尋優，得到更好的噴管設計參數組合，使噴管矢量角得到明顯提高，而其他性能基本保持不變。

另外，顧瑞[24]采用變比熱容的數值方法首次研究了熱態條件下雙喉道氣動矢量噴管的性能變化規律，發現入口總溫是影響噴管推力矢量性能的敏感因素，推力系數和推力矢量角都隨著入口總溫的升高而下降，高NPR和高入口總溫下噴管矢量性能不甚理想。Gu Rui等[25]對二元雙喉道噴管縮比模型與實際應用的尺寸量級模型的矢量起動過程開展了動態數值模擬，對容腔內的復雜流動現象和機理進行了分析研究，發現矢量起動會先產生約為最大推力矢量角60%的負向矢量角，并在5 ms后轉化為最大推力矢量角，快速轉換瞬間變化率達8 (°)/ms，從起動到穩定整個調節過程約為30 ms；尺寸擴大10倍后，各項參數動態響應率均延遲10倍左右，相同邊界條件下推力矢量角同比增加5%。

2.2 三維軸對稱DTN氣動特性

雙喉道氣動矢量技術應用于工程實際通常是以軸對稱噴管的形式。K.A.Deere等[26-27]通過數值和實驗研究(如圖4所示[27])發現：沿周向設置60°的次流噴注口能夠在大矢量角和高內流性能間達到很好的平衡；凹腔擴張角超過10°會使推力矢量角減小，縮短凹腔長度在提高噴管內流性能的同時，對矢量性能影響較小；擴張型噴管在飛行條件下并不能提高推力系數。K.A.Deere等還提出了噴管面積隨噴管包線可調的技術方案，如圖5所示[27]，同時發現擴張型噴管在起動時會產生喉道擁塞的問題。

圖4 軸對稱雙喉道噴管實驗研究模型

圖5 DTN面積隨噴管包線可調方案示意圖

卿太木等[28]采用數值模擬方法對軸對稱雙喉道氣動矢量噴管的主要幾何參數對噴管內特性的影響進行了研究分析，發現次流注入角、空腔收斂角、空腔長度等幾何因素對噴管的矢量特性影響較大，次流注入角、空腔擴張角等對噴管推力特性有較大影響，影響規律與二元雙喉道噴管基本一致。同時，研究了噴管主、次流落壓比對其內特性的影響，得到當噴管次流流量比恒定時，隨著主流落壓增大，推力矢量角逐步降低，而流量系數和推力系數先逐步升高達到某一最大值后，推力系數緩慢降低，流量系數則基本維持不變；當噴管主流落壓比固定時，隨著次流落壓比的升高，推力矢量角增加，推力系數無明顯變化，而流量系數則呈下降趨勢[29]。

2.3 DTN矢量性能增強構型

雙喉道噴管氣動矢量效果仍有較大提升空間，可通過多種方式改進噴管構型，提高噴管矢量性能。Erik等[30]將噴管凹腔優化為方程曲線并進行了數值和實驗驗證，在落壓比為4、次流比為3%的情況下，將原有的質量流率為6.01 kg/s得到13.5°矢量角，優化到了質量流率為5.47 kg/s得到24.5°矢量角。流場馬赫數對比如圖6所示[30]。

(a) 優化前

(b) 優化后

周慧晨等[4,31]通過在基準雙喉道矢量噴管尾部附加擴張段來增加雙喉道噴管的有效矢量偏轉角，并對擴張段進行開縫改進以彌補附加擴張段帶來的推力損失，同時獲得了24.12°的推力矢量角和0.929的推力系數。周輝華等[32]對尾部附加擴張段雙喉道噴管開展了內流特性試驗研究，得到其靜壓分布規律與原型噴管一致，但在擴張段上下壁面存在明顯壓差，增強了矢量效果，證明了設計概念的可行性。額日其太等[33-34]為了解決K.A.Deere等[26-27]發現的擴張型雙喉道噴管喉道起動擁塞問題，通過在凹腔擴張段注入氣體(如圖7所示[33])，在主流通道內產生斜激波系和大的分離區，進而改變主氣流通道的形狀，減小激波損失，噴管起動性能及推力性能均得到較大改善，且通過對比不同算例發現，注氣縫位于擴張段中間位置時效果最好。

(b) 擴張段注氣

李明[35]提出了“零質量”流動控制方案，利用激振腔產生零質量射流代替有源二次流，在NPR為2時，取得最大角度為23°的穩定無振蕩偏轉射流。顧瑞[24]在此基礎上對噴管構型進行了多參數、單目標優化設計，將噴管理想最佳推力矢量角提高至32°；還設計了旁路補充射流方案以補償噴管流量系數和推力損失，并首次對該噴管動態氣動性能進行了數值仿真和風洞實驗，得到噴管矢量起動動態調節時間為10.5 ms，關閉調節時間為2.5 ms，無矢量狀態調節動態遲滯時間小于1 ms，矢量調節動態遲滯時間均小于10 ms。

為了簡化二次流系統，李明等[36]提出了旁路式雙喉道噴管(Bypass Dual Throat Nozzle，簡稱BDTN)方案，通過旁路通道從上游引入二次流，避免在發動機內設置復雜的二次流流道的同時，帶來的流動損失小，矢量效果好。Gu Rui等[37]對該型噴管進行了實驗與數值分析，初步研究了其推力矢量特性，BDTN的流場馬赫數云圖如圖8所示，可以看出：該型噴管能夠產生穩定高效的矢量偏轉而不需要從發動機引流，其流場結構與常規DTN無異，但推力矢量性能更好。BDTN具有快速響應性能，矢量變化率在NPR為3、5、10時分別達到了50、40和34 (°)/s，能夠快速地實現矢量控制[38]。

圖8 BDTN流場馬赫數云圖(NPR=3)

3 結束語

在現有氣動矢量噴管中，雙喉道噴管綜合性能較為突出，研究價值較大。目前，DTN矢量機理分析與參數優化設計均已較為成熟完備。為了更加貼近工程實際，下一步的研究重點可考慮以下四個方面：

(1) 當前的參數化研究大多基于控制變量方法，即研究某項參數對性能的影響時保持其他參數固定不變。充分考慮各因素間的耦合作用，有助于加深對矢量性能變化規律的認識。

(2) 真實工況噴管入口為高溫高壓的非均勻氣體，進一步探究大NPR、高入口總溫和非均勻來流條件下噴管矢量性能，具有較大工程應用意義。

(3) 軸對稱雙喉道噴管具有較強的實際應用價值，其噴管內側膨脹對其性能有何影響，矢量調節動態響應如何，如何在矢量調節中保持噴管工作的穩定性，均是未來軸對稱雙喉道噴管研究中亟待解決的問題。

(4) 飛行器飛行過程中對推力矢量的需求是在一定區間內動態變化的，針對某一特定構型噴管建立各項幾何參數、氣動參數和矢量性能參數之間的對應關系，以對DTN進行方案化的矢量控制，使其各項參數能夠根據飛行需要進行實時匹配。

綜上所述，進一步研究雙喉道氣動矢量噴管，并逐步將其應用于工程實際，對于發展推力矢量控制技術，提高飛行器性能具有廣泛前景和重要意義。

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(編輯：馬文靜)

Research Progress of the Dual-throat Thrust-vectoring Nozzle

Xia Xuefeng, Gao Feng, Huang Guibin, Yang Wenjia

(College of Air and Missile Defense, Air Force Engineering University, Xi’an 710051, China)

Trust-vectoring nozzle can visibly enhance the maneuverability of aircraft. The applications of mechanical vectoring-nozzle are limited due to the complicated structure and poor reliability, while the pneumatic vectoring-nozzle has a better performance. Series of pneumatic vectoring-nozzle are developed in recent years. The development of pneumatic-vector-control technology is introduced briefly. The research progress on the aerodynamic performance and configuration optimization of dual throat nozzle is reviewed in detail. Problems in existing research are summarized and the future developments of dual throat nozzle are prospected.

dual throat nozzle; thrust vector; aerodynamic performance; configuration optimization

2017-01-19；

2017-03-17

夏雪峰,292714172@qq.com

1674-8190(2017)03-249-07

V231.1

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.03.001

夏雪峰(1992-)，男，碩士研究生。主要研究方向：宇航推進理論。

高 峰(1965-)，男，教授，博導。主要研究方向：航空宇航推進理論與技術。

黃桂彬(1992-)，男，碩士研究生。主要研究方向：飛行器設計與論證。

楊文佳(1994-)，男，碩士研究生。主要研究方向：宇航推進理論。