固定几何气动矢量喷管技术综述

贾东兵，周吉利，邓洪伟

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）

固定几何气动矢量喷管技术综述

贾东兵，周吉利，邓洪伟

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）

贾东兵（1967），男，自然科学研究员，从事航空发动机喷排气系统设计工作。

推力矢量控制技术的喷管实施方案普遍存在着结构复杂、质量重和可靠性设计难度高等问题，而固定几何气动矢量喷管技术因具有不变的几何结构和巧妙的流体控制方式，有望得到结构简单、质量轻和高可靠性的矢量喷管。综述了该技术的设计原理、特点以及国内外的技术现状和发展趋势，并认为先进推力矢量喷管技术的设计和应用应从深入研究主次流参数对喷管性能的影响、引气对发动机主机的影响、喉道调节范围的合理确定、应用技术研究和新型流体控制技术的开发等多角度进行固定几何气动矢量喷管的技术研究。该技术具有较好的未来发展前景。

流体控制；气动控制；矢量喷管；固定几何；航空发动机

0 引言

飞机推力矢量控制技术赋予了战斗机前所未有的机动性和敏捷性，大大提高了战术效能和生存能力，第4代先进战斗机必须配备推力矢量发动机已成为共识。而推力矢量喷管是实现推力矢量控制的核心部件，推力矢量喷管的优劣已成为衡量发动机技术水平的重要标志[1-2]。但是，以二元俯仰矢量喷管和轴对称矢量喷管为代表的传统机械式推力矢量喷管，其结构复杂，质量偏重，设计难度也很大。为了突破传统技术的约束，相关研究机构吸收流体力学领域所取得的技术成果，提出了利用流体注入实现喷管调节和推力矢量的方法，即固定几何气动矢量喷管（fluidic control fixed geometry nozzle）。

本文着重阐述固定几何气动矢量喷管技术的设计方案以及在航空发动机上的应用。

1 固定几何气动矢量喷管技术及特点

1.1 固定几何气动矢量喷管技术概念

固定几何气动矢量喷管（如图1所示）包含2个技术标志，即“固定几何”和“气动”。“固定几何”是指喷管结构是几何不变的，在这种类型喷管上没有任何形式的运动构件；“气动”实际上表达的是“气动调节”或者是“气动控制”的含义，意指该类型喷管的调节控制是用控制流的变化来实现。

图1 固定几何气动矢量喷管原理

喷管气动调节/控制技术是基于流体的射流控制技术，其控制原理都是利用二次流对主流的干扰实现对主流流动的调节/控制。

1.2 固定几何气动矢量喷管技术特点

固定几何气动矢量喷管具有2大鲜明的技术特点：“固定几何”对应的是结构上的简单轻质，也决定性地表明该类喷管相对于传统机械式调节喷管的巨大优势；而“气动”则代表其在空气动力学上的复杂性，也是该类喷管的最重要的关键技术和最难以突破的技术难点。

1.2.1 简单轻质

与传统的机械式可调收敛/收扩/矢量喷管拥有数以千计的运动构件（如图2所示）相比，固定几何气动矢量喷管具有结构简单（如图3所示）的特点，因而具有天生的质量轻和可靠好的特性（见表1）。

图2 传统的机械式可调收敛/收扩/矢量喷管的复杂结构

图3 美国IHPTET/VAATE计划展示的固定几何气动矢量喷管方案

1.2.2 气动调节/控制

固定几何气动矢量喷管是通过气动控制来实现喷管复杂的调节控制功能，以满足发动机对喷管调节和飞机推力矢量控制的要求。

表1 固定几何气动矢量喷管与机械式喷管的技术特点对比

简单地说，固定几何气动矢量喷管通过在喉道附近的控制流进口对称地向主流注入控制流体，则可以实现喷管喉道面积的调节；在喷管扩张段的特定位置单侧注入控制流体，或者在不对称的位置分别注入控制流体，则可以实现喷管的推力矢量控制。

然而，由于流体运动是1个复杂的非线性问题，要对这种喷管进行精准的控制，并获得较高的非设计点喷管性能，用可接受的流量提供发动机需要的喉道调节功能等气动问题，这都是固定几何气动矢量喷管的关键技术。

2 国内外技术发展现状

由于推力矢量技术能够在全部飞行包线范围内为飞机提供主动稳定的控制力矩。这种能力除显著增强了战斗机的性能外，一方面决定性地提高飞机在低速飞行时的姿态控制能力，增加了飞机的安全性能和生存能力；另一方面，全面降低，甚至取消整个飞行包线内飞机对传统气动舵面（平尾和垂尾）的需要和依赖，从而减小气动舵面的面积，或完全取消气动舵面。减小、或取消气动舵面，在结构上减质效果明显，在性能上可以大大降低飞机后体的阻力，同时，可减小后体的雷达反射面积，以获得一定的隐身效果。所以，航空业界均致力于发展推力矢量喷管技术，并已取得了成效斐然的技术突破，其中，最具代表性的就是二元俯仰矢量喷管和轴对称矢量喷管，如图4、5所示。

图4 二元俯仰矢量喷管

图5 轴对称矢量喷管

这2种矢量喷管均为机械调节，其结构复杂，一般较常规的收扩喷管增质50～100 kg，加之复杂的结构所带来的可靠性设计难度，使其实施的代价很大，在一定程度上制约了该技术的应用和发展。因此，流体控制的固定几何气动矢量喷管就是其中设计技术的1项成果。

理论上的流体控制技术并不算是新技术，早在1904年，德国流体力学专家普朗·特就提出用吹/吸附面层的办法来延缓气流分离的流动控制概念，且已在超声速进气道中得到应用。20世纪50年代末，利用二次流喷射控制推力矢量的技术研究已在火箭发动机上得到应用。当时，北极星导弹的轴对称排气喷管就成功地利用了二次流喷射实施推力矢量控制技术。到了1962年，Olson、Comparin、Warren等人为了检验小型逻辑控制装置的可行性，曾尝试采用二次流喷射的方法实现小流量主流流动方向的变化。

但是，直到20世纪90年代初或稍早一些，才针对航空推进系统展开流体推力矢量技术研究。在十几年的时间里，国外开展了各种流体推力矢量控制方式的研究，综合起来，主要集中有3种控制方法，即激波矢量控制（SVC）技术、喷管喉部偏移（TS）技术、反流控制（CF）技术（如图6所示）。尽管每1种方法实现推力矢量的方式不同，但其控制原理都是利用二次流对主流的干扰形成推力矢量。

图6 3种典型流体控制方法

激波矢量控制概念最早是在1987年由美国NASA Langley研究中心的Abeyounis等人在二元收敛-扩张喷管上完成的，当时仅仅验证了采用激波法实现二元收敛-扩张喷管俯仰推力矢量。在1992年，Wing、Chiarelli等人将激波矢量法结合附壁吹除（Coanda blowing）技术完成了俯仰、偏航矢量功能[3-4]。在1995年，Giuliano在NASA兰利喷流排气试验装置上专门进行了基于激波矢量控制的二元球面收敛/扩散调节片俯仰推力矢量喷管试验，并在1996年进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喷管试验[5]。而Federspiel、Anderson等人则在1995、1996年进行了激波矢量控制法和喉部偏移法组合控制的推力矢量技术研究，以及机械/流体组合式推力矢量喷管的理论和试验研究，试图进一步多途径发展推力矢量技术[6]。值得注意的是，这些推力矢量模型试验都是在外流静止的条件下完成的，也就是说，并未考虑外流对流体推力矢量的影响，因此，在1998年，基于流体喷射影响模型，Deere开展了考虑外流影响的流体推力矢量喷管性能研究，其重点是研究外流对流体推力矢量技术的影响[7]。从1999年以后，关于激波矢量控制法实现推力矢量的研究更多地集中在多孔喷射技术方面，以期以最小的发动机引气量，降低其性能损失的同时，实现最大的推力矢量角控制。

喉部位置偏移技术是通过在喷管喉部位置附近喷射二次流控制声速面位置的方法实现主流的偏转。在1995年，Deere在流体偏航矢量喷管的基础上，开展了喉部位置偏移法实现推力矢量的试验和数值计算研究[8]，当时的研究仅仅是为了验证这种方法实现推力矢量的可能性。经过不断的试验和理论分析，Deere和Beerrier等人在2002年提出了将收敛/扩张喷管的扩张段改成凹形腔形状的喷管，并利用PAB3D计算软件进行了详细的气动、几何参数的数值计算分析，计算结果表明，结合喉部位置偏移法和在凹形腔的流动分离控制技术可以有效增加推力矢量的效果[9]，模型试验验证工作在2003年3月也已经完成，取得了与数值计算非常一致的效果和验证结论。

反流控制技术实现推力矢量概念提出的初衷是结合流体推力矢量控制的结构简单和机械式推力矢量可以实现推力矢量连续的优点而提出的。其主要特点是在喷管出口截面的外部加装1个外套，形成逆向流动的2股反流腔道。在需要主流偏转时，启动抽吸系统（负压源）。当上部腔道产生负压差时，主气流向上偏转，当下部腔道产生负压差时，主气流向下偏转。反流法实现推力矢量的研究最早是在1992年由Strykowski和Krothapalli在小的喷管模型实验件上完成的[10]，在1995～1998年间，NASA兰利研究中心进行了大尺寸的反流法实现推力矢量的试验研究。在CFD计算研究方面，Hunter在1999年采用PAB3D计算软件，这是完成[11]反流法计算研究的唯一1个成功的例子。

从1995～1997年，美国空军和NASA主持实施射流喷射喷管技术（FLINT）计划，组织全国合作研究射流技术在飞机排气系统上的应用，研究的重点是推力矢量、面积控制、加强混合和降低噪声；根据FLINT项目的研究结果，与全机械式方案相比，流体推力矢量喷管具有如下潜在优势：减轻质量43%～80%，发动机推重比增加7%～12%，购买和全寿命使用成本减少37%～53%。接着，美国空军实施内流控制（IFL）计划，并对选定的途径做进一步地研究。目前，1种流动控制矢量喷管正在美国综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划的第3阶段中验证。

国内在流体推力矢量技术方面也开展了一定的研究工作，在SVC法、TS法实现流体推力矢量方面进行了初步的数值计算和实验研究。乔渭阳等人在2000年采用实验和数值计算相结合的方法，研究了二次流喷射对流体推力矢量的影响，研究认为，只有在二次流总压与主流总压比达到一定值时，推力矢量才建立起来。2002和2004年，王强等人采用数值模拟的方法，计算分析了流体喷射对喷管气动矢量角的影响，结果表明，随着注气流量和注气压强增加，流体注入所产生的喷管矢量角相应增加，注气位置对喷管矢量角影响较大，同时还认为TS法因其推力损失较小，且能够降低喷管的质量与造价而更具发展前景[12]。2004年，张群峰等对SVC法实现推力矢量的轴对称射流矢量喷管的缩比模型进行了测力和测压试验，并用推广到可计算可压缩流的SIMPLE方法对其内外流场进行了数值模拟，研究认为，在一定落压比范围内，二次流和喷管主流流量比值增大，气动矢量角增大，2者比值相同时，落压比增大，气动矢量角减小。2008年，西北工业大学王占学等人完成了基于二次流喷射的流体推力矢量实验方案，包括考虑2次流喷射影响的喷管的设计与加工，以及基于激波控制的二元矩形收缩扩张喷管的试验模拟[13-14]。南京航空航天大学的汪明生等人从数值计算角度对逆流控制推力矢量喷管方案进行了验证。

比较研究结果可以看出，国内外关于流体推力矢量的研究所得到的结论是一致的。

3 技术研究成果分析

综合国内外相关技术的研究情况，首先可以确定的是通过大量的理论分析和实验室状态的试验验证证明，这种固定几何气动矢量喷管在概念上是合理可行的，并可以预测其在结构质量和可靠性等方面具有巨大的潜在优势（表1）。

已有的数值模拟和试验研究表明：

（1）理论分析、数值模拟和相应的试验研究相互验证，得到的喷管主次流气动、几何参数对喷管特性参数的影响规律具有一致性。

（2）如果不考虑喉道面积的调节，在设计上，精细设计的固定几何喷管的推力系数可以达到0.99以上。

（3）就目前已有兼顾喉道面积调节和推力矢量控制的固定几何气动矢量喷管的推力效率基本上都小于0.95，部分小于0.90或更低，对于工程应用来讲普遍偏低。

（4）综合所有能够获得的数据，固定几何气动矢量喷管的喉道调节大体上符合1%的控制流量能够获得3%的当量喉道面积变化率，显然，对于动辄要求喷管喉道变化率达到150%～180%的带加力燃烧室的发动机来讲，50%～60%的控制流量是难以接受的附加要求。

（5）综合所有能够获得的数据，固定几何气动矢量喷管的喉道调节大体上符合1%的控制流量能够获得1°～2°的矢量偏角，并在喷管压比2～10的范围内有1种随着压比增加先增加后减小的趋势；一般来讲，消耗10%的额外流量来获得将近20°的矢量偏角是可以接受的。

（6）存在使推力矢量角达到最大的二次流压比，这个压比大体上在1.0～1.2之间。

（7）基于激波控制实现固定几何喷管气动矢量的技术适用于喷管设计面积比较大的喷管；而基于喉部位置偏移实现固定几何喷管气动矢量的技术则适用于设计面积比较小的喷管。这说明，虽然从理论上讲气动矢量调节有SVC法、TS法等不同的方式，但在工程应用时应考虑混合使用多种方法，以适应多变的工作状态。

4 结束语

固定几何气动矢量喷管技术在减轻发动机质量、减少成本、实现飞机后体与发动机高度一体化方面具有明显的技术优势，因此，基于流动控制技术的固定几何气动矢量喷管将是未来新型飞行器和高推重比涡扇发动机的首选技术方案之一。但就目前的技术现状看，该类喷管适合不需喉道调整或小喉道调整量的发动机的总体方案，或者在未来发动机总体方案设计时为获得该类喷管所带来的巨大优势而选择的适合方案，或者喷管专业需探索能够满足的大的喉道调节范围要求的、可靠轻质的矢量喷管技术方案。

对于固定几何气动矢量喷管技术，未来的研究将重点集中在以下方面：

（1）深入研究主次流气动、几何参数对固定几何气动矢量喷管性能的影响，针对确定的高推重比涡扇发动机方案，给出最优的固定几何气动矢量喷管部件方案。

（2）在可接受的从发动机压缩部件引气量范围内，基于流动控制技术的固定几何喷管气动矢量调节范围和喉部面积调节范围都是有限的，如何实现有限的引气量时的大推力矢量角和大喉道面积调节范围是需要进一步研究的问题。

（3）从研究结果来看，基于流动控制的固定几何气动矢量喷管喉道调节范围是不能完全满足发动机实际工作需要，因此，在发动机气动设计方面尚需更先进的技术，以减小涡扇发动机加力状态对喷管喉部面积过度开发的要求。新的发动机循环参数确定需要结合新型喷管技术发展共同完成。

（4）作为真正意义的固定几何气动矢量喷管，必须实现推力矢量调节和喉道面积调节均采用流动控制方式实现。

（5）无论是国内还是国外，在固定几何气动矢量喷管技术方面的研究都不涉及2次流参数的控制问题，后续工作中必须结合发动机控制技术综合考虑2次流的控制问题。

（6）对于未来高膨胀比或异形喷管，如何采用固定几何气动矢量喷管技术。

（7）对于更多的新型喷管设计和控制技术，如合成射流技术、等离子体控制技术、热控技术，还应做进一步的研究。

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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