射流推力矢量技術的研究現狀與發展

王杰

射流推力矢量技術的研究現狀與發展

王杰

（中國民航飛行學院 飛行技術學院，四川 廣漢 618307）

飛行器的空間姿態變化主要依靠常規氣動舵面的偏轉，使用推力矢量噴管，可以提高飛行器的機動性能和飛行包線。傳統的推力矢量噴管由機械活動部件的偏轉產生矢量推力，缺點是質量大、結構復雜、維修困難等，射流推力矢量技術的研究可以有效解決這一問題。對機械式推力矢量噴管的研究和優缺點進行了描述，解釋了Coanda效應的原理，介紹了射流推力矢量技術的特點、方案及國內外的研究現狀，指出了射流推力矢量技術的 不足。

Coanda效應；射流推力矢量；推力矢量技術；二次流

飛行器控制機動動作，主要依靠副翼、方向舵、升降舵和鴨翼等常規空氣動力舵面的偏轉來實現[1]。這些舵面的偏轉會改變飛行器的氣動外形，從而使作用在飛行器上的氣動力和力矩發生變化，飛行器發生機動。然而，使用氣動舵面會限制飛行器氣動性能的進一步提升，低速大迎角飛行時，氣動舵面的效率低；高速飛行時，又會增大飛行器的氣動阻力。傳統發動機的固定式噴管，產生的推力通常與飛行器縱向一致或保持一個固定夾角，無法提高飛行器的失速特性。

隨著現代航空技術的發展，世界航空制造強國在戰機的設計上開始追求敏捷性和過失速機動能力。推力矢量控制和推力矢量噴管成為現代戰機的核心和關鍵技術之一。推力矢量技術可以將發動機的推力進行水平或垂直方向的調整，將一部分推力變成操縱力，控制飛行器的俯仰、偏轉和滾轉運動，代替傳統氣動舵面。甚至在飛行器失速時，推力矢量噴管也能進行有效控制，即克服失速極限。利用推力矢量技術，不僅可以提高飛行器的機動性和敏捷性、增大臨界迎角、縮短起飛/滑跑距離，對于減小飛行器的氣動阻力、減輕結構質量、擴大飛行包線、增強隱身性也效果顯著[2]。目前，推量矢量噴管采用機械式的方法來產生矢量推力，包括折流板式矢量噴管、二元矢量噴管、軸對稱矢量噴管、球面收斂調節片式矢量噴管。20世紀70年代以來，歐美等主要國家開始大規模研究推力矢量噴管在戰機上的運用，包括美國的F-22、F-35，俄羅斯的米格I.44、Su-37，英國的“鷂”式戰斗機等[3]。

機械式推力矢量噴管在提高飛行器性能的同時，也給傳統推進系統帶來了很大難題：有多達上萬個活動部件控制推力矢量，導致噴管結構變得復雜；由于復雜的結構，增大了噴管維修的困難程度，降低了可靠性，縮短了使用壽命；噴管質量增加，對飛行器的隱身和配平十分不利；采用機械作動器，推力矢量的動態響應會受到噴管偏轉響應的限制。鑒于機械推力矢量技術的缺點，國內外開展了射流推力矢量技術的研究。

1 射流推力矢量技術

在自由環境中，氣體從噴管噴出，會與周圍環境混合并帶走自由氣體邊界的氣流。當物體的表面靠近射流時，由于粘性作用，物面附近的氣流被帶走，導致壓力降低，從而產生一個作用在射流上的壓力差，使射流偏向物體表面，并最終附著在物面上。即使物面發生彎曲與射流原來的流動方向不一致，射流也一直保持附著，這種射流附著在曲面上的趨勢被稱為Coanda效應，如圖1所示，以羅馬尼亞空氣動力學發明家亨利·科恩達命名[4]。

圖1 Coanda效應[4]

射流推力矢量技術是基于Coanda效應的流動控制方法。射流推力矢量噴管不是通過偏轉機械活動部件來產生矢量推力，而是利用一個或多個二次射流來影響噴管主流的狀態，改變主流的面積和方向，從而實現無需活動部件的推力矢量化[5]。最早的射流推力矢量技術研究可以追溯到20世紀50年代，當時科研人員用導彈武器的火箭發動機對激波矢量控制方法進行了驗證。

與機械式推力矢量技術相比，使用射流推力矢量技術可消除活動部件，簡化噴管的硬件結構、減輕質量、減少拆卸維護的需要、降低維護成本。相關研究結果表明，該技術預計可將噴管質量減輕80%，維護成本降低50%[6]。同時，射流推力矢量裝置的動態響應速度快，可以提供有效的主流偏轉，消除了附加機械部件的相關問題。射流推力矢量技術經過多年發展，形成了5種主要技術方案：激波矢量控制、喉道偏置控制、逆向流控制、同向流控制和雙喉道控制。5種主要射流推力矢量方法的控制原理如圖2所示。

圖2 5種主要射流推力矢量方法的控制原理[7-8]

激波矢量控制方案是在噴管的擴張段一側注入二次流，當噴管內的超音速主流經過時，二次流表現為一個斜激波，主流經過斜激波后，會偏向擴張段的另一側，如圖2（a）所示。喉道偏置控制方案是在噴管喉道附近注入不對稱的二次流射流，通過改變喉道的面積對主流進行干擾，從而改變主流方向，產生矢量推力，如圖2（b）所示。逆向流控制方案是在主噴管口的下游增加一個外套管，利用主噴管和外套管之間的縫隙，形成逆向二次流的通道。逆向流作用時，會在主流與外套管壁面之間形成低壓，導致主流朝這一側偏轉，產生矢量推力，如圖2（c）所示。同向流控制方案是注入與主流流動方向相同的高速二次流，利用Coanda壁面卷吸效應，使主流朝二次流注入一側偏轉，如圖2（d）所示。雙喉道控制方案的噴管具有兩個喉道，在上下游喉道之間注入與主流反向的二次流，控制兩個喉道之間的氣流分離，從而使主流發生偏轉，如圖2（e）所示。

2 發展情況

20世紀90年代以來，為解決機械式推力矢量噴管的相關問題，提高未來作戰飛機的性能，世界各國相繼開展了大量關于射流推力矢量技術的研究和應用。

據公開資料顯示，在航天飛行器應用方面，北極星A3潛射彈道導彈、民兵3洲際導彈、大力神3運載火箭等使用了激波矢量噴管；在航空器應用方面，除了英國的DEMON無人機、后續項目MAGMA、國內的“暗流”小型無人機等少數模型驗證機使用了射流推力矢量噴管，還未有資料顯示真機使用情況[9]。

2.1 國外研究現狀

射流推力矢量技術成為空氣動力學領域的研究熱點已有幾十年，美國NASA蘭利研究中心聯合美國空軍、工業界及研究院共同發起了對固定形狀噴管的射流推力矢量技術的研究，即射流噴管技術項目（FLINT）。該項目提到，射流推力矢量噴管具有超過機械式推力矢量噴管的潛在優勢。蘭利研究中心對射流推力矢量技術進行了大量實驗和數值模擬研究，已成為該領域的佼佼者[10-11]。該研究中心主要對激波矢量控制、喉道偏置控制和逆向流控制三種射流推力矢量技術方案進行了研究。研究結果表明，激波矢量控制方案的推力系數為0.86～0.94，控制效率為每引射1%的二次流可以獲得0.9°～4°的矢量偏角。但激波矢量控制法存在激波損失和過膨脹損失，所以避免激波損失以及減少因過膨脹流動而帶來的能量損失，可以有效提高推力系數。采用喉道偏置方案，引射量為1%的二次流時矢量角達1.4°～2.2°，推力系數在0.94～0.98之間。經過優化后，采用雙喉道控制方法，可以提升推力矢量效率。逆向流控制方案通過調整噴管落壓比，可以獲得0.92～0.97的推力系數、高達15°的矢量角，是一種很有前景的矢量控制方法。

洛克希德-馬丁公司對固定幾何形狀的噴管進行了喉道偏置控制的多軸推力矢量研究[12]。通過數值模擬和實驗研究，顯示喉道偏置控制方法的噴管響應時間短，并且可以實現噴管的多軸推力矢量化。單獨進行偏航方向的調節，每引射1%的二次流，獲得3.9°矢量角，偏航矢量角最大可達13.66°；單獨進行俯仰方向的調節，每引射1%的二次流，獲得2.4°矢量角，俯仰矢量角最大可達12.3°。

英國曼徹斯特大學的研究人員[13]將射流推力矢量系統應用于低可探測性無人機，對兩種不同出口形狀的噴管進行了同向流推力矢量控制的研究。當主流馬赫數為0.33時，注入主流流量10%的同向二次流，無后掠的噴管產生了6%的矢量推力，而帶后掠的噴管產生了17%的矢量推力，兩種噴管的控制效果均符合線型控制響應。

英國BAE系統設計的Demon無人機是世界上首架應用射流推力矢量噴管進行控制試驗飛行的模型驗證機[14]。Demon無人機主要采用二元推力矢量噴管，代替傳統的升降舵對飛機的俯仰運動進行控制。通過無人機攜帶的壓縮空氣儲存裝置產生二次流，干擾噴管的主流，從而達到矢量控制的效果。

2.2 國內研究現狀

中國關于射流推力矢量技術的研究是從最近幾十年才開始的，與國外相比還有不小差距，尚處于初步研究階段。目前，主要由北京航空航天大學、南京航空航天大學、西北工業大學等部分高校和科研院所進行的射流推力矢量噴管的數值模擬和實驗研究。在噴管的結構優化設計和矢量控制方法研究方面，取得了一定成果。

北京航空航天大學的琚春光等人[15]對環喉環簇塞式噴管發動機進行了射流推力矢量控制的數值模擬。計算結果表明，逆向二次流與主流之間的相對速度增大，可以增大矢量推力。額日其太[16]進行了軸對稱噴管喉道面積控制與推力矢量控制的協調工作研究，喉道單側注入二次流可以獲得8.44°矢量角，擴張段輔助注入二次流可以進一步增大矢量角，達到12.9°。他對雙喉道噴管的效果也進行了數值分析，擴張段注入二次流可以減小激波損失，顯著提高噴管性能，推力系數可以達到0.956～0.97。

南京航空航天大學的顧蘊松等人[17-18]設計了一種無源流體推力矢量噴管，并成功應用“暗流”無人飛行器進行試飛驗證。該噴管基于Coanda效應，通過調節控制縫的流通面積產生不同流量的二次流，利用射流的壁面卷吸作用來控制射流推力矢量的偏轉。實驗結果表明，射流推力矢量噴管可以獲得19°的俯仰方向矢量角，并且矢量推力實現了線型控制。韓杰星[9]對上述流體矢量噴管進行內外流的耦合研究。平直構型噴管的推力矢量角控制存在嚴重的突跳和遲滯，而楔形噴管可以連續變化，控制效果更佳。后續的風洞實驗結果顯示，利用射流推力矢量，可以將飛機的最大升力系數增加22%。

西北工業大學的母鴻瑞等人[19]設計了一種雙喉道射流推力矢量噴管，并將其應用到飛翼布局的飛行器上，對該飛行器的升阻比特性進行了數值模擬。加裝射流推力矢量噴管之后，可以增大飛行器在大迎角下飛行的升力系數，但是阻力系數也明顯增大，最終導致升阻比降低。

3 結束語

隨著國內外對射流推力矢量技術的研究和發展，人們逐漸驗證了這項技術的潛在優勢并取得了初步成果。不過，絕大多數的研究只是數值分析和實驗探索，還沒有轉化成工程應用的成功案例。主要的限制是噴管流場受多種因素影響，流場空間中還有許多未探明的地方，這些對于射流推力矢量噴管的控制都非常重要，需要進行更多的研究。同時，未來飛行器將應用射流推力矢量噴管，而噴管的結構形式、安裝位置、控制策略等，也面臨著一系列問題等待研究和解決。可以預見，在航空技術不斷發展的情況下，越來越多的新技術將應用到航空器的設計和制造中，而射流推力矢量噴管終將會從實驗室走向工程應用。

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2095－6835（2020）10－0081－03

V211.3

A

10.15913/j.cnki.kjycx.2020.10.034

寧夏工業職業學院2017年教改支持項目研究成果

王杰（1991—），男，主要研究方向為飛機性能。

〔編輯：嚴麗琴〕