基于微型渦噴發動機熱噴流的無源流體推力矢量噴管的控制規律

龔東升，顧蘊松，周宇航，史楠星

南京航空航天大學 航空學院 非定常空氣動力學與流動控制工業和信息化部重點實驗室，南京 210016

推力矢量控制(Thrust Vector Control，TVC)指推進系統除了為飛行器提供前飛推力外，還能同時或單獨地為飛行器俯仰、偏航、滾轉方向提供控制力及力矩，用于全部或部分取代飛行器舵面進行飛行姿態控制[1]。推力矢量技術是未來先進飛行器的關鍵技術之一[2]，它的應用能夠顯著增強飛行器的隱身性，提高機動性[3]、敏捷性和空中格斗能力，實現短距起降[4]。

推力矢量主要分為機械式和流體式兩類。目前機械式推力矢量技術已應用于型號，例如美國的F-22和俄羅斯的Su-35。機械式通過轉動尾部噴管直接改變射流方向達到推力矢量效果，控制原理相對簡單、控制規律線性、易實用化，但它存在“結構重量重、活動部件多、偏轉機構復雜、射流偏轉響應慢”等不足。而流體式推力矢量控制(Fluid Thrust Vector Control，FTVC)基于流動控制原理實現射流偏轉，克服了機械式諸多不足，具有“噴管型面固定、活動部件少、結構重量輕、射流偏轉響應快”等顯著優勢，成為推力矢量技術的重要研究方向，具有重要的工程實用價值和應用前景[5]。1982年，麥道航空航天公司的Haloulakos[6]首次將該類控制方式定義為“流體推力矢量控制”。流體推力矢量又可分為有源流體式和無源流體式，有源流體推力矢量控制的實現形式主要有激波矢量控制、喉道偏斜控制、雙喉道控制、逆向流控制、同向流控制。隨后十幾年里美國空軍技術學院對上述流體推力矢量技術的偏轉機制和性能進行了研究，發現其射流偏轉雙穩態(矢量角二值化)、矢量角脈動不穩定等問題突出[7]。

1972年，美國Rohr公司聯合NASA蘭利研究中心首次提出基于Coanda壁面吹氣的控制方法[8]，這是同向流控制的雛形。20世紀90年代初，美國明尼蘇達大學Strykowski和Niccum[9]首次提出了“逆向流”概念并論證了技術可行性。NASA蘭利研究中心的Chiarelli[10]、北京航空航天大學的王強[11]等對激波矢量控制進行了大量研究；NASA蘭利研究中心的Wing[12]、洛克希德·馬丁公司的Catt[13]、南京航空航天大學的范志鵬[14]、顧瑞[15]、譚慧俊[16]等對喉道偏斜及雙喉道控制進行了大量研究。2004年南京航空航天大學的李念等[17]對自耦合射流控制主射流的矢量偏轉進行了實驗研究，利用自耦合射流在出口截面附近對主射流強烈的卷吸作用，使主射流產生了顯著的矢量偏轉。2013年韓國航空大學的Song等[18]利用有源二次射流和Coanda效應實現了超聲速主射流的推力矢量控制。2017年，印度理工學院坎普爾分校的Sekar等[19]利用橫向射流和主射流相互作用實現了流體推力矢量三元矢量控制。研究表明，利用二次流和主射流相互作用能夠實現主射流矢量偏轉。

發展至今，人們對有源流體推力矢量技術已經進行了大量的研究，并且在無人驗證機如英國的“惡魔”上進行了試飛驗證[20-21]，如圖1所示。

圖1 英國 “惡魔”無人機[20-21]Fig.1 “ Demon” unmanned aerial vehicle in the United Kingdom[20-21]

但其依然存在“外接氣源、管路和控制規律復雜、能耗大”等不足[22-23]。因此無源流體推力矢量技術研究逐漸得到了各國的重視，該技術無需外接氣源，射流矢量偏轉響應快，矢量偏角大，能耗小，符合未來先進飛行器的發展需求。

無源流體推力矢量采用的是被動控制手段，不需要任何的二次流能量輸入，相比于其他流體推力矢量技術具有自己獨特的優勢。

南京航空航天大學徐驚雷帶領的馭風團隊對無源雙喉道氣動矢量噴管進行了大量的研究，2013年顧瑞[24]在常規雙喉道氣動矢量噴管的基礎上，進一步研究提出了一種新型雙喉道氣動矢量噴管，在噴管內部增加新的次流流道，使噴管自身的部分氣流相互作用，噴管在產生有效推力矢量角的同時，不需要從發動機引氣，保證了噴管整體的工作性能，噴管構型如圖2所示。林泳辰等[25]在2019年利用無源雙喉道氣動矢量噴管完成了無舵面飛翼的飛行試驗。如圖3(a)采用兩個旁路式雙喉道氣動推力矢量噴管各自沿X軸左、右滾轉45°安裝，組成單發動機倒Ⅴ形布置的噴管，飛行器如圖3(b)所示。

圖2 新型雙喉道氣動矢量噴管示意圖[24]Fig.2 Schematic diagram of a new type of double throat fluid vector nozzle[24]

2012年南京航空航天大學曹永飛[26]和中國空氣動力發展與研究中心肖中云等[27]分別對一種基于Coanda效應的新型矢量噴管開展了實驗和計算研究，該方法利用主射流的卷吸引射作用，二次流直接從外界大氣中獲取，稱為“被動二次流”，主要目的是降低二次流能量消耗。該方法實現射流偏角在0°～13°范圍內變化，但當偏角大于13°以后，主射流發生附壁現象，導致偏角突然增大，出現明顯的射流偏轉突跳問題。

2015年曹永飛等[28]采用被動二次流和Coanda壁面相結合的方式對低速主射流進行矢量偏轉控制。如圖4所示，其采用兩段式Coanda壁面，即在噴管出口下游有12°和24°兩次擴張，采用改變控制縫入口面積的方法實現了主射流的可控偏轉。研究結果表明被動二次流控制方式是一種高效的射流矢量偏轉控制手段，主射流兩側的壓力差是造成其偏轉的直接原因。

圖4 二元流體式推力矢量噴管模型示意圖[28]Fig.4 Schematic diagram of two-dimensional fluid thrust vector nozzle model[28]

2018年南京航空航天大學韓杰星[29]對控制縫的形式對矢量性能的影響進行了相關研究。采用了如圖5(a)所示的流體推力矢量噴管，其中將二次流控制縫改為連續排列的圓孔形式后對噴管進行測力研究，研究結果表明該噴管也存在力矢量角控制不連續現象，如圖5(b)，其中橫坐標為二次流控制閥門閉合度δ，縱坐標為推力矢量角α，本文定義射流上偏矢量角為正，下偏矢量角為負。

圖5 無源流體推力噴管控制規律研究[29]Fig.5 Study on control law of passive fluid thrust nozzle[29]

由于國內外對基于Coanda效應的無源流體推力矢量技術的研究起步較晚，部分研究獲得的控制規律存在矢量控制不連續、控制非線性等問題，且大量的研究都使用電動涵道風扇作為動力，其射流為常溫、低速度射流，得到的控制規律不具有通用性、全面性。本文在文獻[29]的基礎上改進噴管設計，設計一種新構型的無源流體推力矢量噴管，噴管構型如圖6所示。與文獻[29]中的噴管相比，本文設計的噴管具有以下特點：

圖6 噴管結構參數圖Fig.6 Structural parameter diagram of nozzle

1) 都采用基于Coanda效應的無源流體推力矢量控制方式。利用射流引射作用產生低壓區，噴管兩側形成的壓差使射流方向偏轉[27]，利用Coanda附壁效應實現射流的穩定附壁，最終實現射流的穩定可控偏轉。矢量控制無需額外二次流供氣氣源，噴管結構重量輕、活動部件少，控制結構簡單。

2) 本文將噴管平直后緣改進為帶V型夾角的后緣，設計夾角αe=90°，將每一側的Coanda壁面一分為二，在射流方向Coanda壁面具有一定的后掠角，利用Coanda壁面的展向流動和三維效應，力求消除射流偏轉的突跳問題。

3) 本文采用微型渦噴發動機取代以往使用的電動涵道作為動力，渦噴射流具有溫度高、速度高的特點，模擬無人機飛行中噴管的實際工況，獲得該噴管在渦噴發動機作為動力時推力矢量角控制規律，為后續無源流體推力矢量技術渦噴驗證機的飛行提供數據支撐和理論依據。

1 實驗模型及測試技術

1.1 實驗模型及工作原理

設計的新型無源流體推力矢量噴管如圖6所示，噴管由Coanda壁面、二次流流入孔、靜壓空腔和控制閥門4部分構成。噴管橫截面為大寬高比的矩形截面,其中H1/H2=10∶1,出口V型夾角αe=90°，側板長度L3=4.2H2，Coanda壁面沿流向偏轉角αc=18°，壁面沿流向長度L4=2.25H2，在Coanda壁面靠近偏轉角位置設置一排圓形二次流流入孔，單側圓孔總面積S1=0.176S,其中S為渦噴發動機尾排氣口面積。二次流控制閥門形式為矩形平板滑動閥門，舵機控制閥門滑動改變二次流入口面積，噴管單側控制閥門總面積S0=0.5S1=0.088S。噴管上下結構關于XOZ平面完全對稱。

該無源流體推力矢量噴管控制原理如圖7所示，利用射流卷吸引射和Coanda附壁效應，通過控制閥門的開關閉合來控制射流方向偏轉。當兩側控制閥門全開時，主射流的卷吸引射作用在二次流流入孔形成二次流，由外界大氣進行補充，平衡腔體內部壓力，射流能夠保持中立穩定；當一側閥門關閉后，由于主射流的卷吸引射作用，腔體內部氣體被抽走后未能得到補充致使腔體內部壓力急劇下降，形成低壓區，同時噴管另一側閥門最大面積開啟，噴管兩側的壓力差致使射流最大角度偏向一側，射流附壁后保持穩定的偏轉方向流動。

圖7 無源流體推力矢量噴管射流偏轉原理Fig.7 Jet deflection principle of passive fluid thrust vector nozzle

本文中采用的渦噴發動機尾排氣截面為圓形，面積為S=1 385mm2，噴管截面為矩形。為盡可能減小推力損失，因此需要圓轉矩形的過渡段進行型面過渡。過渡段結構參數如圖8所示，其中D1為過渡段的射流入口直徑，其對應的截面為射流入口，其直徑等于發動機尾排氣口直徑，本文中D1=42 mm，D2為過渡段前唇口的直徑，D2= 1.26D1。L1為前唇口到射流入口的距離，L1=0.4D1，L2為過渡段射流入口到射流出口的距離，L2=4D1。對于過渡段其射流入口與射流出口面積和發動機尾排氣口面積S應保持相同。

圖8 過渡段結構參數示意圖Fig.8 Structural parameter diagram of transition section

本文中渦噴發動機采用Kingtech K60G 6 kg推力渦輪噴氣發動機，渦噴發動機系統由發動機、發動機控制系統(ECU)、油泵供油系統和電源組成，發動機及線路連接如圖9所示。本文實驗中發動機保持額定工作狀態，狀態參數如表1所示。

表1 實驗中發動機狀態Table 1 Experimental engine status

圖9 渦噴發動機Fig.9 Turbojet engine

設計構建基于渦噴發動機的無源流體推力矢量實驗臺，如圖10所示，其中噴管和過渡段均采用316L鋼進行3D打印加工，滿足高溫高速射流的使用要求。考慮到原渦噴發動機尾噴管帶有溫度傳感器進行溫度測量，故本文實驗中保留了渦噴發動機原裝尾噴管，發動機尾噴管與過渡段采用同心非接觸式的安裝方式，中間留有流向距離為0.1D1的調壓縫，用于PIV實驗中示蹤粒子的投放和引射外界氣流輔助噴管散熱。文中用“U-δU-D-δD”表示實驗閥門狀態，定義字母U代表上控制閥門，D代表下控制閥門，δ為閥門閉合度，δ=0表示閥門全開，δ=100%表示閥門全閉合。噴管閥門控制方式為：單獨控制上閥門或下閥門，分別改變閥門開度δU或δD，令其從0～100%按12.5%步長變化，對應閥門閉合度值為0、12.5%、25%、37.5%、50%、62.5%、75%、87.5%、100%。文中在處理矢量角控制曲線中定義射流上偏矢量角為正，下偏矢量角為負，矢量角控制曲線橫坐標閥門閉合度對應實驗閥門狀態如表2所示。

圖10 基于渦噴發動機的無源流體推力矢量實驗臺Fig.10 Passive fluid thrust vector test bench based on turbojet engine

表2 實驗閥門狀態與橫坐標閥門閉合度的對應關系Table 2 Correspondence between experimental valve status and abscissa

1.2 測試技術

1) 紅外熱成像

由于渦噴出口是高溫射流，且帶有未充分燃燒油粒子及燃燒后廢棄物顆粒，故可以采用紅外熱成像儀紅外拍攝來進行流動顯示。本文中采用的設備是FLUKE公司的Ti400紅外熱像儀，該設備溫度測量范圍為-20°～+1 200°，熱靈敏度<0.05 ℃，標準視場為24°×17°，空間分辨率為0.075°。實驗選取拍攝截面為平行于射流流向的鉛垂面(XOY面)，紅外熱成像實驗臺示意圖如圖11所示。

圖11 紅外熱成像實驗臺Fig.11 Infrared thermal imaging test bench

2) 粒子圖像測速

使用粒子圖像測速(PIV)系統對無源流體推力矢量噴管主射流靜態偏轉規律進行研究。實驗中由于射流溫度達到了466 ℃，示蹤粒子使用粒徑小(粒徑約為0.2 μm)、易于分散、化學性質穩定的鈦白粉(主要成分TiO2)，PIV空間流場測量實驗裝置整體布局如圖12(a)所示。激光片光平面平行于射流流向鉛垂面(XOY面)，CCD相機光軸與激光平面垂直。如圖12(b)所示，PIV實驗選取噴管中心對稱面A作為拍攝截面。

圖12 噴管射流流場PIV測量Fig.12 Nozzle jet flow field measurement with PIV

PIV采用丹麥Dantec公司系統產品，主要由雙脈沖激光器、CCD相機、同步器、片光光學組件、粒子發生器和數據處理工作站等組成。雙脈沖激光器輸出波長為532 nm，每個脈沖輸出能量為500 mJ。拍攝區域片光厚度小于1 mm；同步器的時鐘分辨率小于0.5 μs；互相關CCD數字相機分辨率為2 048 pixel×2 048 pixel，拍攝頻率為10 Hz。相機采集區域大小約為220 mm×220 mm，互相關查問域為16 pixel×16 pixel，每對圖像計算得到128×128=16 384個速度矢量，所以每個速度矢量的空間分辨率為1.7 mm；PIV對流場速度的測量精度約為2%。

3) 推力矢量天平測力

將微型渦噴發動機-噴管實驗臺固定在六分量盒式天平上進行整體測力，如圖13所示。盒式天平可以測得6個分量：分力FX、FY、FZ和力矩MX、MY、MZ。考慮到盒式天平FX、FY、FZ最大量程分別為5、15、5 kg，在設計制作渦噴-噴管實驗臺時做輕量化處理。完成后渦噴實驗臺整體重量約6 kg(FY≤15 kg)，實驗工況下發動機推力實測為2.58 kg(FX≤5 kg)，滿足天平量程使用要求。盒式天平技術指標如表3所示。

表3 盒式天平技術指標Table 3 Technical indicators of box type balance

圖13 推力矢量測力實驗臺Fig.13 Experimental platform for thrust vector force measurement

測力實驗中應先對天平采集零點，然后再啟動發動機，發動機穩定工作后，按照控制閥門閉合度值δ從0～100%以12.5%步長變化，天平進行同步測量采集。在閥門狀態初始位置即U-0-D-0時，應當采集測力結果計算零點矢量角α0，考慮到模型裝配可能存在誤差導致發動機本身推力線和天平X方向不完全重合，故需要每個實驗狀態測量計算獲得的推力矢量角都扣除矢量角基準零點值α0，從而消除模型裝配帶來的實驗誤差。

測力結果取天平測得的各個狀態下X、Y方向的力FX、FY，由式(1)和式(2)計算可得各個狀態的推力矢量角αT，最后繪制獲得推力矢量角隨二次流控制閥門變化的控制曲線。

α=arctan(FX/FY)

(1)

aT=α-α0

(2)

2 實驗結果與分析

2.1 空間流場結果

1) 紅外熱成像

紅外熱成像作為一種流動顯示的手段，可以清晰、直觀顯示主射流整體的偏轉狀態。本文首先通過紅外熱成像進行流動顯示，初步了解主射流偏轉特性。利用紅外熱成像儀顯示每個閥門狀態下主射流的流動狀態，如圖14所示。

由圖14改變δ得到的主射流流動顯示可知：當上下閥門全開時，射流中立穩定；隨著控制閥門的閉合，主射流偏轉角逐漸增大，當上閥門全關、下閥門全開時，射流最大角度上偏，當上閥門全開、下閥門全關時，射流最大角度下偏。

圖14 紅外熱成像顯示的射流偏轉狀態Fig.14 Jet deflection displayed by infrared thermal imaging

2) PIV實驗結果

PIV實驗中首先調整控制閥門，啟動發動機，待到射流穩定后開始拍攝，拍攝時長10 s，獲得100張粒子圖。每個實驗狀態取50張粒子圖做平均計算，獲取A截面每個δ值下主射流偏轉空間流場時均結果。對于射流中立(U-0-D-0)、射流最大角度上偏(U-100%-D-0)、射流最大角度下偏(U-0-D-100%)3個典型狀態，其空間流場速度云圖如圖15所示。

圖15 PIV實驗A截面空間流場速度云圖Fig.15 Velocity contours map of section A in PIV experiment

2.2 流動矢量角控制規律

研究者對流動矢量角的確定方法不一，一般有利用總壓探針測壓的速度型法、根據動量定理的流場法以及壁面壓力法等。本文利用PIV實驗獲得的速度云圖，計算射流的流動矢量角，以射流中立狀態為例，計算過程為:

圖16 流動偏轉矢量角選取流線及計算點Fig.16 Selection of streamlines and points for jet deflect angle calculation

(3)

(4)

計算截面每個狀態的流動矢量角，獲得噴管的流動矢量角αF控制曲線，如圖17所示，其中橫坐標為控制閥門閉合度值。同時擬合出其線性控制方程和線性相關系數平方值R2，線性相關系數R的計算公式為

圖17 流動矢量角隨控制閥門變化曲線Fig.17 Variation curve of flow vector angles under valve’s control

(5)

可得流動矢量角線性控制方程及線性相關系數平方值為

αF=11.75δ-0.05

(6)

R2=0.99

(7)

由圖17可以看出微型渦噴發動機熱噴流條件下噴管最大流動矢量角為-12.3°/12.3°，控制規律曲線線性相關系數平方值為0.99，接近1，控制規律接近線性，不存在明顯的主射流偏轉突跳問題，可用擬合的線性控制方程αF=11.75δ-0.05近似表示該噴管的流動矢量角控制方程。

2.3 推力矢量角控制規律

通過盒式天平對矢量噴管進行4次重復性測力實驗，結果如圖18所示。將4次重復性實驗得到的推力矢量角平均后獲得平均推力矢量角隨控制閥門變化的控制曲線，如圖19所示。

圖18 4次重復實驗推力矢量角隨控制閥門變化曲線Fig.18 Variation curves of thrust vector angles under valve’s control in four repetitive experiments

圖19 平均推力矢量角隨控制閥門變化曲線Fig.19 Variation curves of average thrust vector angle under valve’s control

可得推力矢量角線性控制方程及線性相關系數平方值為

αT=12.79δ+0.54

(8)

R2=0.98

(9)

由圖18、圖19可知，推力矢量控制4次重復性實驗結果基本重合，表明該噴管在渦噴發動機的高速熱噴流條件下具有多次可重復性的控制規律。最大推力矢量角為-12.9°/12.8°，控制規律曲線線性相關系數平方值為0.98，也接近于1，這表明該構型噴管在渦噴發動機動力下具有接近線性的推力矢量角控制規律，故可用擬合的線性方程αT=12.79δ+0.54作為推力矢量角控制規律的簡化方程。

進一步對推力矢量角控制曲線進行多項式擬合，如圖20所示，可得推力矢量角的多項式控制方程為

圖20 推力矢量角隨控制閥門變化曲線的多項式近似Fig.20 Polynomial approximation of variation curves of thrust vector angles under valve’s control

αT=5.76δ6-17.84δ5-12.50δ4+

25.02δ3+6.53δ2+5.53δ+0.11

(10)

R2=0.998 4

(11)

由圖20可知，擬合的六次項方程曲線和推力矢量角控制曲線基本重合，其相關系數平方值達到了0.998 4，高于線性方程的0.98，更加接近于1，表明該六次項方程可以更加精確地表示推力矢量角的控制規律。

2.4 發動機總推力變化情況

流體推力矢量噴管在實現推力矢量化的同時，可能會影響發動機的工作狀態，對發動機總推力產生一些影響。利用盒式天平4次重復性測力結果計算各個控制閥門狀態下發動機的總推力TA，其計算表達式為

(12)

由式(12)計算獲得發動機總推力隨二次流控制閥門閉合度的變化情況，如圖21所示。發動機尾噴流中立穩定不偏轉時推力T0=2.58 kg。發動機總推力變化量為

(13)

圖21結果表明無源流體推力矢量噴管的矢量控制對發動機工況和總推力影響不大，當發動機尾噴流向上/下偏轉時，發動機總推力略有增大，由式(13) 計算得最大推力變化量為1.55%T0。分析其推力變化的原因可能是：射流偏轉后推力損失更小；無源流體推力矢量噴管利用主射流的卷吸引射作用和Coanda附壁效應實現推力的矢量化，主射流卷吸引射外界大氣形成控制矢量所需的二次流后，必會有一定的能量損失。由圖7所示，射流中立，兩側形成穩定的二次流；射流偏轉，單側形成穩定的二次流，射流偏轉后，因引射二次流而導致的能量損失更小，所以總推力會略有增大。

圖21 發動機總推力隨二次流控制閥門變化情況Fig.21 Variation of total thrust of engine with secondary flow valve

3 結 論

本文設計了新型的無源流體推力矢量噴管，構建了基于微型渦噴發動機熱噴流條件下的無源流體推力矢量動力系統，通過紅外熱成像、PIV截面流場測量、推力矢量天平測力的實驗手段對基于渦噴發動機的無源流體推力矢量噴管的控制規律展開研究，定量獲得了渦噴發動機額定工作狀態下該噴管的矢量角的控制規律。結果表明：

1) 在渦噴熱噴流下，該無源流體推力矢量噴管可實現最大流動矢量角-12.3°/12.3°，最大推力矢量角-12.9°/12.8°。

2) 獲得了推力矢量角控制方程。對推力矢量角控制規律擬合多項式方程，六次項方程曲線和推力矢量角控制曲線基本重合，其控制方程的相關系數平方值為R2=0.998 4，接近于1，表明該六次項方程可以精確表示推力矢量角的控制規律。

3) 獲得了接近線性的矢量角控制規律。結果表明流動矢量角和推力矢量角控制規律相似、趨勢相同，擬合線性控制方程的線性相關系數平方值都能達到0.98，表明該構型噴管在微型渦噴發動機熱噴流下主射流連續可控偏轉，并且具有接近線性的控制規律。

4) 獲得了射流矢量偏轉后發動機總推力的變化情況。發動機尾噴流矢量偏轉后總推力最大變化量為1.55%T0，表明該構型噴管矢量控制對發動機工況影響較小。

本文研究結果表明該構型噴管在微型渦噴發動機作為動力時無明顯的射流偏轉突跳問題，具有接近線性的推力矢量角控制規律，符合飛行器控制的要求，能夠為后續無源流體推力矢量技術渦噴驗證機的設計試飛提供數據支撐和理論依據。后續仍須對該流體矢量噴管控制性能展開大量研究，其中包括推力損失、矢量動態響應、空間流場三維結構、Coanda壁面流動結構、噴管結構參數對矢量偏轉規律的影響等。