流體推力矢量技術研究綜述

肖中云, 江 雄, 牟 斌, 陳作斌

(中國空氣動力研究與發展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

流體推力矢量技術研究綜述

肖中云*, 江 雄, 牟 斌, 陳作斌

(中國空氣動力研究與發展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

流體推力矢量技術不采用機械偏轉，以流動控制方式實現推力轉向，有望成為一種更加高效的推力矢量控制方法。目前實現流體推力矢量的主要方法有激波矢量法、雙喉道方法、逆流控制方法和同向流方法等，對以上方法選擇具有共性的計算與試驗數據，對噴管的推力矢量效率、推力損失和流量系數進行了對比分析。結果表明激波矢量方法、雙喉道方法和逆流方法能夠在大落壓比范圍內(NPR=1.89～10)實現推力矢量控制，并且具有俯仰/偏航耦合甚至多軸控制的潛力。相比激波矢量法和逆流方法，雙喉道和同向流方法在減少推力損失和提高矢量效率上占有優勢，不足之處是雙喉道方法對喉道進行控制限制了流量系數，而同向流方法的適用落壓比范圍受到嚴重限制。為尋求更加高效的矢量噴管技術，國內外相繼發展了多種新概念流體推力矢量方法，對每種方法的控制原理、潛在優勢和存在的問題挑戰進行了探討，新方法著眼于從噴流出口下游進行控制，對主流的干擾很小，值得深入研究，同時也為流體推力矢量的下一步研究方向提供了借鑒參考。

噴管；推力矢量；控制；效率；二次流

0 引 言

流體推力矢量技術是指針對噴氣推進方式，在不采用噴口機械偏轉前提下，通過流動控制手段改變和控制發動機主噴流方向，以此改變發動機的推力方向，獲得飛行控制所需的控制力和控制力矩。推力矢量技術由發動機推力分量產生直接控制力，可以直接對飛行器姿態進行控制或者取代部分原有舵面的控制功能，實現原有飛機無法做到的機動或大迎角飛行能力。大量研究表明，在航空推進系統中采用流體推力矢量控制在技術上是可行的，它通過氣流間的相互作用實現矢量偏轉和喉道調節，結構簡單、重量和造價大大降低，因此有望取代現有復雜的機械推力轉向裝置，帶來推力矢量技術的革命性變化。

傳統推力矢量技術的實現主要采用機械偏轉的方式，主要包括折流板[1]、二元矢量噴管和軸對稱矢量噴管[2](AVEN)幾種方案。推力矢量技術在高性能飛機上有著很大的應用潛力，包括提高飛機的機動性、飛行性能、生存能力以及隱身性能等各個方面。不過，對最新一代飛機來說這些優勢還沒有得到充分的體現，主要原因是額外增加的推力轉向裝置顯著增加了飛機重量、機構復雜程度以及造價。機械系統的過于復雜一定程度上阻礙了這項技術在飛機上的應用。另一方面，由于具有更好的氣動效率，飛翼/無尾布局可能成為未來飛行器的一種主要布局方式，這種布局取消了平尾、垂尾等控制舵面，設計師希望推力矢量能夠成為一種高效的控制方式，在推力損失不大、控制響應不降的情況下，補充一種新的穩定和操控手段。流體推力矢量具有達到這一目標的潛在能力，理想設計狀況下這種方式具有較高的運動、控制可靠性，不僅可以為高機動飛機提供足夠的俯仰控制力矩，也可以為無尾/飛翼布局飛機的飛行安定性，提供頻繁工作的三軸穩定性控制力矩。

本文對目前發展的主要流體推力矢量方法進行了回顧，分別介紹了各方法的控制原理和適用范圍，在同一評價指標下對推力矢量的矢量效率和推力損失進行了比較，探討了實現工程應用還需要解決的問題。在此基礎上，介紹了3種目前還處于實驗室階段的新概念流體推力矢量方法，討論了這些方法的潛在優勢和存在的問題挑戰，為下一步流體推力矢量研究提供借鑒。

1 主要流體推力矢量方法

文獻[3-5]對幾種流體推力矢量的發展歷程進行了很好的綜述，這里主要對比分析幾種方法的優劣。20世紀80年代末，美國航空航天局蘭利研究中心(NASA LaRC)發起了固定形狀噴管的流體推力矢量技術研究，前后提出了3種不同的推力矢量控制方法，分別是激波矢量法、喉道偏斜法和逆流方法。3種方式的控制原理如圖1所示，分別利用了激波、喉道聲速線和抽吸負壓的原理實現偏轉。同向流控制在歐洲國家進行了較多研究，是一種利用Coanda效應實現偏轉的控制方法，適用于對低速主流進行控制。以上控制技術按控制位置不同又可以分為3類，分別是對喉道施加控制、對噴管擴張段的控制和對噴流出口下游進行控制。

1.1 激波矢量法

激波矢量法[6-10](SVC：Shock Vectoring Control)利用了流體經過斜激波后方向發生偏轉的原理，如圖1(a)所示，通過注入二次流動與噴管超聲速氣流干擾形成激波，激波越強，偏轉角度越大。

NASA蘭利中心(LaRC)從20世紀80年代開始開展激波矢量法控制技術研究，首先是在二維收斂-擴張型噴管上進行試驗，實現了俯仰方向的單軸推力矢量控制。隨后又通過在橫側方向上增加科恩達效應吹氣控制，實現俯仰和偏航方向的推力矢量控制[6]。NASA LaRC聯合普惠公司開展了多軸推力矢量噴管(MATV)研究[8]，將二次射流縫布置在噴管擴張段的上下壁面和側壁上，分別對射流產生俯仰和偏航方向的控制。試驗采用高壓冷氣源的方式，二次流總壓與主流總壓的比值變化范圍在0～1之間，二次流流量與主流的比值為0～0.12之間，試驗獲得了俯仰或偏航單個方向上15°的偏角，俯仰和偏航同時偏轉的情況下獲得了10°的偏角。其他嘗試還包括軸對稱收斂-擴張噴管[9]的多軸推力矢量控制研究，目的是實現更好的推力矢量和噴管內流性能。

在激波矢量法中，二次流壓比作為輸入控制參數，理論上二次流壓比越大得到的推力矢量角就越大。在流動形態上，隨二次流壓比增大，二次流注入位置后側的流動分離類型從閉式分離向開式分離過渡。當二次流壓比增大到一定值以后，所產生的誘導激波會碰到另一側壁面后發生反射，起到減小推力矢量角的反向作用。激波矢量法的主要特點是可以產生較大的矢量角和較高的矢量效率(設計狀態下引射量為1%時矢量偏角3.3°)，但是在超聲速區使氣流發生偏轉，產生大的矢量角時要求噴管工作在過膨脹的狀態，因此SVC不僅有激波損失，還存在過膨脹損失，其推力系數一般在0.86～0.94之間。文獻[9]提出為解決激波矢量方法的過膨脹流動問題，利用流體注入方法改變喉道面積和噴管膨脹比，減少因過膨脹流動帶來的推力損失，但必然會帶來控制系統的復雜性。

1.2 喉道偏斜法

喉道偏斜法[11]采用在噴管喉道注入二次流的方法控制氣流偏轉，避免了激波矢量法由于產生激波帶來的流動損失，典型條件下具有更大的推力系數，但獲得的推力矢量角小于激波矢量法。2003年Deere等提出的雙喉道噴管DTN(Dual Throat Nozzle)的概念[12]，如圖1(b)所示，NASA隨后開展了比較廣泛的數值計算和地面試驗研究[13-16]，噴管形狀涉及到二維平面和軸對稱外形，結果表明雙喉道方法可以在較大壓比范圍內實現推力矢量。經過對雙喉道之間區域流道的優化設計后，獲得了比原來喉道偏移法更大的推力矢量效率(引射量為1%時矢量偏角約4°), 并且推力系數也較高(0.92～0.96之間) , 實現了較好的綜合性能。Deere[12]研究后認為，雙喉道方法主流偏轉與聲速線偏離并無直接關系，對上下游喉道之間的分離區進行控制才是產生大的矢量偏轉的真正原因。為了產生大的推力矢量角，應當使二次流的入射角度盡量與主流反向，保持上下游喉道面積相等，同時增大空腔收縮段的角度。為了提高矢量噴管的效率，文獻[17]對二維雙喉道射流推力矢量噴管的靜特性進行了參數化數值研究，比較了雙喉道噴管的空腔長度、空腔擴張角、空腔收斂角、上游喉道高度等設計參數對雙喉道射流矢量噴管的影響。文獻[18]采用徑向基神經網絡( RBF)和粒子群算法( PSO)對設計參數進行尋優，找出了更好的雙喉道氣動矢量噴管設計參數組合。在主流壓比NPR=4，二次流流量3%條件下，經過優化設計以后的噴管的矢量效率從4.039提高到5.147，同時推力損失系數基本保持不變。

雙喉道方法的成功之處在于在噴管喉道處進行二次流控制，減少了激波流動損失；同時去掉了噴管擴張段，讓氣流膨脹發生在管外，減少了過膨脹流動帶來的損失。雙喉道方法在提高推力系數的同時也帶來了新的問題，由于在噴管喉道引入二次流，減小了喉道面積，造成流動出現壅塞而流量系數減小。文獻數據表明，雙喉道噴管在典型控制狀態下流量系數僅為控制前的84%，這就意味著，在施加推力矢量控制以后，由于流量減小導致發動機推力損失，同時為了維持發動機工作穩定，還必須考慮如何處理多余流量的問題。

1.3 逆流控制方法

如圖1(c)所示，逆流控制方法[19-24]在噴管出口截面的下游加一個外套，形成反向流動的通道，在需要主流偏轉時，啟動真空泵抽吸系統形成負壓，使主氣流偏轉產生側向力。逆流方法在出口下游增加固壁延伸面，抽吸噴管主流與固壁面之間的氣體形成低壓區，使主流發生偏轉。由于是對射流在切向上進行控制，具有推力損失小的特點，推力系數約在0.92～0.97之間，被認為是一種有前途的控制方法。Strykowski[21]提出，當逆流速度與主流速度的比值超過臨界值時(即U2/U1<-0.14)，逆流剪切層由對流不穩定轉變為絕對不穩定，剪切層內的渦結構和湍動特性增強，是射流偏轉的內在機制。Hunter[24]在研究中認為，不管剪切流是同向還是逆向，只要注入的動量通量相等，所產生的推力矢量效果就應該是一樣的，Hunter認為套筒壁在吸氣側上的壓力分布是驅動推力轉向的關鍵因素，與二次流的方向無關。Flamm[20]的實驗細致地測量了矢量角和二次流率的關系，證明同向和逆向二次流都能獲得推力轉向。

文獻[22]對逆流推力矢量的外流影響進行了試驗，其中噴管落壓比對應的完全膨脹馬赫數為Ma=1.4，來流馬赫數對應了Ma=0.3、0.5和0.7這3種條件。試驗表明，在來流條件下，逆流推力矢量方法可以比較容易地實現矢量角22°的偏轉，在相同控制條件下，隨來流馬赫數的升高，噴管的推力矢量有微弱的減小。逆流推力矢量的工程應用還有許多問題亟待解決，比如采用什么樣的吸氣裝置、流動遲滯效應、大尺寸的后緣板與機身難以融合等，更為嚴重的是，主流在偏角較大時容易附著于控制面上，導致推力方向的突然變化，給飛行控制帶來風險。

1.4 同向二次流控制方法

為了尋找新的控制途徑，英國曼徹斯特大學Mason等[25]開展了同向二次流控制的射流推力矢量研究。如圖1(d)所示，該方法利用與主流方向平行的二次射流與壁面Coanda效應，使主流方向發生偏轉，在主流馬赫數Ma=0.33條件下，獲得了推力矢量控制效果，研究認為該方案在主流速度為低亞聲速時可以取得很好的控制效率。Banazadeh等[26]在小型渦噴發動機上開展試驗研究，在發動機低轉速下(5.8×104～7.8×104r/min)實現了推力矢量性能，試驗噴管為軸對稱外形，具有多軸推力矢量的功能，但隨發動機轉速升高，射流速度增加，該噴管的矢量控制能力迅速下降。該控制技術被應用到英國無尾飛行器創新研究項目FLAVIIR[27-29](Flapless Air Vehicle Integrated Industrial Research)中，在該項目中Gill[30]探討了從發動機中引氣的方式，作為機翼環量控制和流體推力矢量控制的二次流氣源。后來這些技術都集成在驗證飛行器Demon上，在2010年進行了演示飛行，但是對流體推力矢量的實際控制能力缺少報道。同向二次流也被用來嘗試對高速射流進行控制，Heo[31]通過在噴管下游設置更大的產生Coanda效應的壁面，采用同向二次流的射流控制方法，實現了對超聲速主流的射流偏轉控制。

2 矢量能力與效率

評價一種流體推力矢量方法包括了噴管的單軸/多軸控制能力、最大矢量角、引氣量、推力損失大小等多個方面，在控制效率上主要用以下3個指標進行衡量，一是推力比，即實際推力與理想等熵推力的比值；二是推力矢量效率，即單位引氣量所產生的推力矢量角大小；三是流量系數，即實際流量與理想等熵流量的比值。上述指標的理論公式如下所示。

(1) 推力系數[32]：

(2) 流量系數[16]：

其中wp和ws分別為主流和次流的質量流量，wi,p為理想主流流量。理想質量流率由噴管喉道面積和總壓、總溫等參數決定的。

(3) 推力矢量的效率:

圖2對比了不同流體推力矢量控制方法的推力系數，其中數據來源于公開發表的試驗數據[3, 7-9, 15-16, 20]。由于同向二次流控制方法主要適用于控制低速主流，與其他幾種方法的適用范圍不同，這里沒有列入圖中進行比較。可以看到，雙喉道噴管在低落壓比的時候推力系數較高，而激波矢量法和逆流控制方法在落壓比較大的時候效率較高。就雙喉道噴管來說，噴管設計壓比為1.89，出口速度為聲速，在大落壓比的情況下流動欠膨脹造成推力損失。對于激波矢量法來說，為了使主流能夠偏轉，噴管的設計壓比大于實際流動壓比，噴流處于過膨脹流動，流動壓比越小過膨脹程度就越大，造成較大的推力損失。

Fig.2 Comparison of thrust coefficients for three control methods

圖3顯示的是不同推力矢量方法的矢量效率比較，其中逆流矢量法主要利用真空泵抽吸原理，不同于二次流注入方法，此處不便于進行橫向比較。這里矢量效率用吹氣量占主流1%時得到的矢量角表示，可以看到雙喉道方法具有較高的矢量效率，在壓比NPR=1.89～10范圍內，矢量效率在3.4°/1%～5.2°/1%之間變化。激波矢量法的矢量效率要整體低于雙喉道噴管，從文獻收集的數據顯示矢量效率覆蓋0.8°/1%～3.3°/1%這個區間。圖4給出的是雙喉道方法與激波矢量法的流量系數比較，從圖中可以看到，激波矢量法的流量系數在0.96以上，遠遠高于雙喉道方法。其中原因是激波矢量法在噴管擴張段進行控制，不改變噴管的喉道面積，對流量的影響較小；相反雙喉道法是在噴管喉道位置注入二次流，減小了噴管的最小流通面面積，導致流量減小。由此可見，雙喉道方法實現推力矢量是以改變喉道面積為代價，越是要獲得大的矢量偏角，二次流注入越強，噴管的實際流量就越小，發動機產生的實際推力也就越小。

Fig.3 Comparison of thrust vectoring efficiencies between DTN and SVC

表1給出了3種流體推力矢量噴管的性能比較，可以看到，3種方法中激波矢量法存在較大的推力損失，矢量效率較低，但是流量系數較大；雙喉道方法獲得了較大的矢量效率和推力比，唯一存在的不足是流量系數受到很大的限制，對發動機主流的影響很大；逆流方法在3個方面都有較高的指標，但存在抽吸系統過于復雜的不足。

表1 3種流體推力矢量控制方法的比較Table 1 Comparison of three fluidic thrust vectoring methods

流體推力矢量不同于機械偏轉的另一個特點是，實際外流條件下的推力矢量角小于靜態條件下測得的矢量角。文獻[7]開展了激波矢量法的外流計算，自由來流馬赫數Ma=0.3～1.2，噴管的落壓比NPR=3.6～7.2，二次流的壓比pS/pt=0.6～1.0，結果表明，來流影響會減弱推力矢量性能，減少量從Ma=0.9(NPR=6)的1.5°到Ma=0.7(NPR=5.2)的2.9°，推力系數損失則從4%(對應壓比3.6)到0.8%(對應壓比7.2)。解決從哪里引氣是流體推力矢量面臨的另一難題，一個比較可行的辦法是從發動機的壓縮機段引氣。WANG[10]采用三維CFD方法模擬了激波矢量噴管航空發動機耦合的氣動性能，結果表明采用風扇出口引氣的方式優于從一級壓力機引氣，后者對發動機性能影響嚴重，前者從風扇出口引氣，當推力矢量角達到19°時，推力減少量在17%以內。

3 新概念流體推力矢量方法

傳統流體推力矢量方法目前還存在一些難以解決的瓶頸問題，導致該技術未能在工程實踐中推廣使用。下面介紹幾種完全不同于傳統方法的流體推力矢量控制技術，作為流體推力矢量的一種新的嘗試，可以為下一步推力矢量發展提供借鑒。

3.1 合成射流控制方法

合成射流技術是一種基于小尺度擾動引起大的宏觀效應的主動流動控制技術。Smith和Glezer[33]在1998年用合成射流控制了噴口直徑是自身25倍的噴流轉向，研究中合成射流方向與噴流方向平行，在合成射流不作用時，噴流沿噴口中心線對稱分布，在合成射流作用時，射流致動器所產生的渦環引起主噴流上方的壓力降低，導致主噴流向這一側發生偏轉。本文對合成射流控制主流偏轉進行了非定常數值模擬，圖5顯示的是合成射流控制的渦量云圖，其中時間t=0～T/2區間為射流的噴出階段，可以看到射流在經過特殊設計的噴口噴出以后，右側渦量分布非常集中，左側渦量發展受到抑制，在誘導速度作用下繞右側旋渦旋轉。圖6顯示的是合成射流控制射流偏轉的瞬時速度云圖，其中主流速度7m/s，零質量射流的峰值速度34m/s，動量比值為1∶10，獲得的射流轉向角約為30°。文獻[34-35]對不同出口構型合成射流激勵器開展的射流矢量控制進行了研究，認為低壓、合成射流動量以及合成射流對主流流體的卷吸是控制主流偏轉的主要原因。

為了提高合成射流控制射流偏轉的效果，Park等[36]對出口帶有擴張段的圓管流進行了實驗研究，其中激勵器安裝在圓管出口與擴張段的交接位置。實驗結果表明，出口下游擴張段可以起到增強摻混的作用，同時有控制射流轉向的效果，但是實驗僅限于對低速主流進行控制。合成射流控制射流轉向試驗向人們展示了合成射流控制的奇妙之處，但是將這一技術應用于推力轉向還有很遠的距離，目前成功的射流轉向試驗還局限于小速度尺度和低雷諾數情形，要實現對更大尺度的發動機高速尾噴流的控制還存在很大的難度。

3.2 Coanda效應噴管

Coanda效應噴管在噴管出口下游進行矢量偏轉控制，通常作法是在噴管出口增加后緣板，利用流體自身的附壁效應，在較小輸入能量的前提下實現高速大動量射流的偏轉，也可以簡稱這種方式為后緣板控制。2013年歐盟資助開展了空氣柯恩達效應高效射流矢量噴管計劃ACHEON(Aerial Coanda High Efficiency Orienting-jet Nozzle project)[37-39]，該研究計劃提出利用高速射流在凸表面的Coanda效應和等離子體加速流體延遲分離的作用，提高矢量噴管的偏轉效率。研究內容包括對3種物理效應進行研究，分別是高速射流的混合效應、Coanda效應和靜電場控制。文獻[38]設計了一種雙主流的合成射流噴管，如圖7所示，2股主流在噴管喉道前進行匯合并經過收縮-擴張噴管排出，當2股主流存在速度差的時候，合成射流將向速度高的一側偏轉。

在后緣Coanda壁面采用等離子體控制被認為是未來流動控制的一項關鍵技術，未來有可能用于推力矢量控制。吳云等人[40]對等離子體激勵器種類及流動控制應用進行了綜述，指出了等離子體氣動激勵在抑制流動分離、激波控制、管道流動方面的諸多應用，等離子體產生氣動激勵的物理作用原理包括了動力效應、沖擊效應和物性改變。Samimy研究組[41]開展了等離子體對高速高雷諾數管道射流控制的研究，表明等離子體可以在有效促進流動摻混，增大管道出口流動的湍動能，縮短主流核心區長度，降低排氣噪聲等方面發揮作用。

3.3 引射效應矢量噴管

對高速射流而言，一個重要的特點是具有很強的引射效應，射流速度越大，對周圍氣體的引射作用越強。基于射流的這種特性，本文提出了一種利用引射效應的推力矢量控制方法[42]。如圖8所示，在主噴管出口下游設置有2塊對稱的后緣板，在主噴流的引射作用下，兩側氣體被不斷抽走，同時又從下游以回流形式得到補充。此時主流存在一個非常不穩定的狀態，既可能保持中立狀態，射流方向保持軸線方向不變，又可能因擾動而發生向上或者向下的偏轉，我們把射流的這種行為描述為具有雙穩特性[42-44]。在把射流變得十分敏感以后，加入人為擾動可以很容易地實現射流偏轉。文獻[42]采用改變通氣量的方式實現了射流的上下偏轉控制，但是不足是射流容易附著到固體壁面，導致射流方向的突然變化。

該控制技術被用于對低速主流進行控制[44]，通過改變控制縫入口面積實現了對主射流偏轉的比例控制，在測試條件下主射流最大偏轉角可達19°。控制曲線分為了2個區域，敏感區和遲鈍區。敏感區的控制曲線近似線性，斜率較大，范圍約為±15°；在遲鈍區射流靠近壁面，射流方向對控制的響應比較遲緩。由于該方法采用的是被動控制手段，不需要任何能量輸入，相對其他方法而言具有自己獨特的優勢。

上述3種新概念流體推力矢量方法都試圖從噴管出口下游進行控制，對主流或者說發動機的干擾較小，代表了流體推力矢量研究的一個新方向。目前這些方法還僅限于在設計條件下進行使用，不能勝任大范圍變化壓比等復雜流動條件，因此這些方法在走向實際應用之前還有許多障礙需要克服。

4 結束語

流體推力矢量技術由于其潛在的應用價值得到了國內外研究機構的重視，目前這項技術還沒有得到工程應用，主要原因是制約噴管性能的影響參數較多，這些參數之間的相互作用關系復雜，控制難度較大。未來隨著微型傳感器技術、自動控制技術的發展，流體推力矢量也一定會走上前臺，在工程實踐中發揮作用。本文主要結論如下：

(1) 未來流體推力矢量的發展不僅面臨解決飛行器的機動問題，實現單軸(俯仰或偏航方向)或多軸推力矢量控制，還要面臨解決無尾布局飛行器的安定性問題，為飛行穩定提供頻繁工作的三軸穩定性控制力矩，為實現真正的高氣動效率飛行器布局設計提供技術支撐。

(2) 流體推力矢量控制受多種因素影響，除形狀參數外，還包括噴管落壓比，二次流流量，外流速度等流動參數，這些參數影響噴管的推力比、矢量效率、流量系數大小。流體推力矢量走向工程應用是一個與發動機、與飛行控制相結合的過程，需要解決各項系統參數之間的匹配與銜接問題，而計算機技術、先進傳感器與飛行控制技術的發展將有助于解決這些問題。

(3) 機械偏轉噴管在改變內流道的同時也改變了噴管周圍外流的流動方向。目前流體推力矢量研究主要集中解決內流的偏轉問題，對外流影響的研究較少，缺乏減少外流影響的措施。對目前所有流體推力矢量控制來說，都面臨外流速度增加導致噴管矢量效率下降的問題，如何解決這一問題也應得到重視。

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(編輯：李金勇)

Advances influidic thrust vectoring technique research

Xiao Zhongyun*, Jiang Xiong, Mou Bin, Chen Zuobin

(Computational Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

In contrast to the mechanical deflecting nozzle, the fluidic thrust vectoring control hires flow control methods to realize the jet vectoring, which is expected to be a more efficient way to manipulate the thrust direction. Among the main fluidic vectoring control methods, including shock vectoring control(SVC), dual throat nozzle(DTN), counter-flow(CC) and co-flow control, performance parameters such as the thrust vectoring efficiency, the thrust ratio and the discharge coefficient are compared based on published experimental and computational data. It shows that SVC, DTN and CC methods produce thrust vectoring in a wide range of Nozzle Pressure Ratio(NPR) from 1.8 to 10, and are extendable to pitch/yaw control or multi-axis control. Comparatively, DTN and co-flow control are superior to SVC and CC in the thrust loss and thrust vectoring efficiency, yet DTN is disadvantageous in the discharge coefficient as a consequence of throat injection, and the working range of co-flow method is highly limited. In pursuit of highly efficient control, some new methods of jet vectoring are introduced, and the principles, potential advantages and challenges of each method are discussed. These methods adopt after-deck-flow control and introduce little disturbance to the main jet, which are desirable for the thrust vectoring control. Such methods show promising prospects and the related experience should be drawn on for further studies.

nozzle; thrust vectoring; control; efficiency; secondary flow

1672-9897(2017)04-0008-08

10.11729/syltlx20160207

2016-12-22;

2017-04-20

國家自然科學基金項目(11572341)

XiaoZY,JiangX,MouB,etal.Advancesinfluidicthrustvectoringtechniqueresearch.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(4): 8-15. 肖中云, 江 雄, 牟 斌, 等. 流體推力矢量技術研究綜述. 實驗流體力學, 2017, 31(4): 8-15.

V211.3

A

肖中云(1977-)，男，四川大竹人，副研究員。研究方向：流動控制。通信地址：四川省綿陽市二環路南段6號13信箱08分箱(621000)。 E-mail：scxiaozy@sina.cn

*通信作者 E-mail: scxiaozy@sina.cn