超音速分离线喷管研究进展①

赵 康，王周成，张 飞，刘元敏，李 耿，董新刚

(西安航天动力技术研究所 燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710025)

0 引言

推力矢量控制(Thrust Vector Control，TVC)是战略战术导弹、运载火箭和动能拦截器等飞行器飞行姿态控制的重要手段，其主要通过改变推力方向来获得侧向控制力矩[1]，具有推力致偏效率高、响应速度快和不受飞行工况限制等特点，尤其对于稀薄大气层飞行器，推力矢量控制手段显得难以替代。就固体推进系统而言，提升推力矢量控制技术水平对增强敏捷性、机动性和攻击精度具有重要意义。

推力矢量控制方式一般分为机械式和流体喷射(Fluidic Thrust Vectoring，FTV)[2]。与流体喷射控制方式相比，机械式推力矢量控制具有原理简单易实现、在工艺和伺服控制等方面的技术成熟度高和工程应用广泛的特点。机械式推力矢量控制方式主要有全轴摆动喷管(柔性喷管、球窝喷管和珠承喷管)、燃气舵、转动喷管和扰流片等。其中，全轴摆动喷管无疑是实现飞行过程中俯仰和偏航控制的主流装置，如美国标准-3 III级[3]、美国战斧MK111[4]、美国三叉戟[4]等多型固体火箭发动机均有应用，而燃气舵[5]能与固定喷管结合，实现燃气流向偏转调节，主要用于小型战术发动机。早期全轴摆动喷管在结构尺寸较大的战略发动机和大型运载助推器等方面应用较多，随着多型产品需求牵引和技术不断进步，发展高性能、小型化、轻质化的全轴摆动喷管日益迫切。

目前，工程型号应用的全轴摆动喷管均为低亚音速分离线(Low Subsonic Splitline，LSSSL)或高亚音速分离线(High Subsonic Splitline，HSSSL)喷管[6]。然而，全轴摆动喷管结构设计不限于此，其摆动分离线也可设计在超音速区域，可动部分仅为扩张段，这样就形成了超音速分离线(Supersonic Splitline，SSSL)[7]喷管。

本文主要针对具有良好应用前景的超音速分离线喷管的发展历程进行梳理，归纳分析了偏转放大效应、烧蚀特性、性能评估和润滑密封等关键技术的发展和现状，讨论了研究方向和有待进一步解决的重要问题，以期为后续研究工作提供借鉴和参考。

1 超音速分离线喷管主要特点

超音速分离线喷管主要由喉衬组件、柔性接头(或球窝、滚动球窝等)和扩张段组成，分离线间隙一般位于喉衬组件和扩张段之间，如图1所示[8]。

由于摆动分离线位于超音速区域的结构布局，超音速分离线喷管通常设计为前摆心结构，这使其具有一些不同的特点。超音速分离线喷管的主要优点有结构简单紧凑、消极质量轻、伺服作动力矩小、能放大偏转侧向力、发动机可靠性高、研制成本低等，具有良好的应用前景。

图1 超音速分离线喷管典型结构

2 超音速分离线喷管技术进展

超音速分离线喷管已有60余年的研究历史。1952年，英国帝国理工学院的Eisenklam和Rowe[9]以主题为“超音速喷射偏转”的学术报告，就奠定了超音速分离线喷管研究的理论基础，其实这与“无源式”二次喷射TVC有异曲同工之处，只是超音速分离线喷管借助结构设计实现诱导激波。随后，1958年英国剑桥大学Fraser和Rowe[10]经过实验研究指出，摆动结构能够产生推力偏转放大现象。

自20世纪60年代以来，美国、法国、瑞典和中国的多家科研机构对超音速分离线喷管相继开展了一定的理论和试验研究工作。

2.1 航天公司

美国航天公司(Aerospace Corporation)的Strahle[7]将超音速来流作三维微扰动处理建立了超音速分离线喷管的空气动力学模型，参数化分析了超音速分离线喷管的尺寸效应规律、最小力矩下摆心位置和推力矢量偏转放大与抑制作用，并与试验结果进行了比较。结果表明，计算结果得到的侧向力和力矩放大系数与实验结果的最大偏差分别为12.2%和27.1%，如图2所示。同时，研究发现侧向力和力矩放大系数均随分离线位置距原点距离增大而急剧减小，在相同分离线位置处，扩张比越大，力和力矩放大系数越大，而相同扩张比和分离线位置的情况下，上游分离线结构产生的侧向力和力矩放大系数均大于下游分离线结构。

(a) 侧向力随分离线位置变化

(b) 力矩放大系数随分离线位置变化

2.2 空军火箭推进实验室

美国空军火箭推进实验室(Air Force Rocket Propulsion Laboratory，AFRPL)在1970年前后分别在固体火箭硬件/设计评估(Solid Rocket Hardware/Design Evaluation)项目的资助下，开展了超音速分离线矢量喷管的冷流试验和热试车。

Lavery[11]针对Flex-X柔性喷管进行了27组摆动角度分别为0°、2.5°、5°和10°的冷流试验，比较分析了柔性接头位置、摆心位置、扩张半角、扩张比和摆角的变化对侧向力、力矩和轴向推力的影响。结果表明，对于扩张比为10和25的喷管获得的最大侧向力放大系数分别为1.65和1.95，力矩放大系数分别为3.6和2.9，获得的轴向推力损失为1%～2%。同时发现，当喷管摆角为5°～10°之间，膨胀壁面压缩斜激波向喷管出口方向移动，导致侧向力放大系数减小。

1969年8月，Ellison和Ojala[12]对Flex-X柔性喷管进行了点火热试车考核，然而由于控制系统故障引起弹性橡胶材料密封失效，导致试车失败，这是研究历史上公开报道的唯一试验失败。同年10月，Strome[13]利用吉尔摩工业公司设计的六分力推力试车台精确测量了超音速分离线喷管的轴向推力、侧向力、放大系数及力矩，发现摆角1°时获得最大放大系数为1.46，最大摆角为3.4°～3.92°时，喷管总力矩在304～395 N·m之间。

为准确掌握超音速分离线喷管工作过程非金属材料烧蚀和炭化情况，1972年，Holder[14]借用文献[13]的燃烧室进行了热试车，发动机工作压强为4.483 MPa，工作时间为35 s，摆动角度为4°。试车后喷管烧蚀炭化形貌见图3，分离线间隙上游和下游石墨布/酚醛的平均烧蚀率分别为0.05 mm/s和0.04 mm/s，分离线处激波并明显增大喷管局部热防护材料烧蚀率。

图3 试车后喷管最大烧蚀图

2.3 大西洋研究公司

1986年，美国大西洋研究公司(Atlantic Research Corporation, ARC)Yezzi和法国SEP公司Gainesville[15]联合采用长尾超音速分离线球窝喷管结构进行了ARC-SEP超音速分离线喷管的多分力台热试车，并与标准试验发动机的试验结果进行比较(表1)。

结果表明，当机械摆角为5°～18°时，超音速分离线喷管推力矢量角放大系数为1.1～1.35，其随摆角增大而逐渐减小。

2.4 欧洲动力装置公司

1990年，法国欧洲动力装置公司(Société Européenne de Propulsion，SEP)Crapiz[16]比较了SEP公司4台发动机的热试车结果(表2)，当偏转角为18°时，可获得23°的推力矢量角；当分离扩张比减小，在较小偏转角下，使效率(推力与偏转角之比)增大。

表1 标准试验发动机和ARC-SEP发动机主要性能参数

表2 超音速分离线喷管热试车结果

在综合高性能火箭推进技术(Integrated High Payoff Rocket Propulsion Technology，IHPRPT)项目资助下，1997年，Ellis和Berdoyes[8]设计了超音速分离线双柔性接头喷管(图4)，利用Orbus1发动机成功进行了海平面热试车考核，试车后分离线间隙下游分解情况见图5，通过测试获得了工作压强、推力、力矩特性和放大因子等关键数据，试验发动机的推进剂采用三组元HTPB，平均压强为5.9 MPa。结果发现，与配置潜入式喷管的标准Orbus1发动机相比，比冲提高9.8 N·s/kg，最大力矩和最小力矩分别为700 N·m和658 N·m，喉部烧蚀率降低25%。同时，在45°合成摆动1.41°角度时，获得最大放大因子(侧向力角与机械摆角之比)为1.6。此外，超音速分离线双柔性接头喷管能够减轻43%消极质量。

2.5 纳摩公司

瑞典纳摩(Nammo Raufoss AS)公司于19世纪90年代开始关注超音速分离线喷管发展，至2006年，Orbekk[17]在挪威推进技术发展项目(Norwegian Propulsion Technology Development Programme，NPTDP)的资助下，利用改进CFD程序进行了超音速分离线球窝喷管的设计、尺寸优化和性能的数值模拟分析，并成功完成了地面热试车。

通过数值模拟发现，当地马赫数和分离线上游激波强度是影响偏转性能的重要参数，分离扩张比和喷管扩张比均对放大系数(推力偏转角与喷管摆角之比)有影响，在相同的分离扩张比下，喷管扩张比逐渐增大获得的放大系数能够达到最大值。设计分离线下游扩张长度应依据侧向力、推力和力矩参数折中选择。

图4 超音速分离线双柔性接头喷管

图5 分离线下游分解照片

在试验方面，在2000年和2005年分别进行了第一阶段和第二阶段的地面热试车考核。第一阶段设计的喷管方案见图6，分离扩张比和喷管扩张比分别为2.1和7.2，燃烧时间约5 s。

图6 超音速分离线球窝喷管设计方案

试验结果表明，最大铰链力矩约为300 N·m，放大系数在1.2～1.4之间。通过热试车(图7)考核也验证了以钨和钼作为阴阳体材料的良好抗烧蚀性能，能够作为用于长时间工作发动机的备选材料。

第二阶段优化设计了单轴摆动超音速分离线球窝喷管(图8)，其分离扩张比和喷管扩张比分别为1.5和6。与第一阶段主要不同之处在于：阴球体采用钢和C-C/SiC陶瓷复合材料，并优化了球窝接触球面摩擦性能，在球面间增加密封元件。

通过2台热试车试验获得推力偏转角、侧向力、放大系数和铰链力矩随工作时间变化，最大侧向力为1.5 kN，放大系数基本维持在1.4左右，与第一阶段结果相比，力矩特性得到较大改善，铰链力矩为40～60 N·m。

图7 热试车照片

图8 第二阶段发动机实物

2.6 赛峰集团

2013年，法国赛峰集团(Safran Group)的Larrieu等[18]在法国武器装备总署(MOD)项目资助下，对超音速分离线冷球窝演示验证喷管(图9)作温度循环(-55～120 ℃)后成功进行了冷态试验和热试车，发动机采用HTPB推进剂，工作时间为15 s，最大工作压强和单向最大摆角分别为15 MPa和8°。其中，阳球体采用钢和炭/酚醛复合材料，阴球体选用含金属复合材料，阴阳球面间润滑措施采用聚四氟乙烯(PTFE)纤维织物层，其摩擦系数在-45～120 ℃范围内为0.05～0.12，并随载荷及摆动速度增大而减小。通过热试车获得效率角(侧向力与轴向推力之比的反正切函数)、喷管效率和球面温度分布。结果表明，不同时刻的效率角均大于机械摆角。

图9 超音速分离线冷球窝喷管冷态试验实物照片

2.7 西安航天动力技术研究所

2017年，西安航天动力技术研究所率先在国内开展超音速分离线喷管的研究工作。通过数值模拟方法对超音速分离线柔性喷管的流动特性进行分析，获得了超音速分离线的侧向力和偏转放大因子等随喷管摆角的变化规律。结果表明，在2.5°摆角下，偏转放大因子(相同机械摆角下超音速分离线喷管与亚音速分离线喷管的侧向力之比，见图10)达到最大1.36[19〗。

图10 放大因子随摆角变化

同时，对保护装置的强度进行校核计算，预估了喷管的摆动力矩。在此基础上进行了超音速分离线柔性喷管的冷态试验和热试车考核，获得了超音速分离线柔性喷管的间隙压强(图11)、推力和力矩特性等重要数据，试验取得圆满成功。通过热试车考核，验证了超音速分离线柔性喷管整体结构设计的可行性和保护装置的工作可靠性。这标志着已初步掌握了分离线结构热防护、分离线下游烧蚀特性和柔性接头反向状态工作等关键技术，具备了超音速分离线喷管的研制能力。

2018年，研制了具有新型限位结构的超音速分离线冷球窝喷管，通过冷态试验考核，验证了摆动力矩特性、新型限位装置的可行性和接头摩擦及密封性能，力矩特性达到了设计预期效果。

图11 分离线间隙压强随时间变化

2.8 上海航天动力技术研究所

2018年，上海航天动力技术研究所的童悦等[20]设计了超音速分离线单轴摆动喷管(图12)，利用数值仿真方法，对摆角和分离线间隙大小的影响规律进行研究。结果发现，随着摆角增大，喷管轴向推力系数与矢量角放大系数(矢量角与机械摆角之比)下降，摆角为7°时，矢量角放大系数为1.19。此外，随着分离线间隙增大，喷管侧向力和矢量角放大系数均减小。

图12 超音速分离线单轴摆动喷管模型

3 存在的问题及后续工作建议

近几十年来，国内外多家研究机构主要围绕分离线结构参数、偏转放大因子、烧蚀特性和性能评估等方面对超音速分离线喷管开展了大量的研究工作，获得了实质性的发展，同时取得了显著的成果。但国内对超音速分离线喷管的研究正处于起步阶段，应用基础研究相对较薄弱，性能评估指标尚不完善，缺乏大量的试验数据支持，还需开展更加深入和系统的研究。

(1)对于偏转放大效应这一重要的性能量化评价指标的定义仍存在差异，需要明确评价指标的合理性，提出更完善的性能评价指标。

(2)以往进行分离扩张比、分离线间隙大小和摆心位置等结构参数对超音速分离线喷管性能的影响，缺乏由燃烧室工况和锥形及钟形型面等因素变化引起的喷管性能变化规律，需进一步通过数值模拟方法进行研究。

(3)迄今为止，还没有通过数值模拟方法获得侧向力模型，为总体提供准确可靠的侧向力计算模型。

在试验研究方面，后续建议开展的主要工作有：利用高精度六分力实验系统精确测量获得工作过程中侧向力和轴向推力，以结合理论计算结果建立可靠的侧向力、气动恢复力矩和推力性能损失预估模型。开展更长工作时间(40 s以上)的热试车，进一步考核分离线间隙的热防护和密封性能的可靠性，为其工程应用范围推广提供技术储备。针对不同分离线下游构型，通过试验分析烧蚀规律，同时优化分离线下游构型，以减小大摆角下的推力性能损失。

4 结束语

超音速分离线喷管具有结构简单紧凑、减轻消极质量、减小伺服作动力矩、放大偏转侧向力、提高发动机可靠性和降低研制成本等特点，具有良好的应用前景。为推动超音速分离线喷管技术发展，国内外科研人员以理论和试验手段从分离线结构参数、放大因子、侧向力和烧蚀及力矩特性等方面进行了大量的研究。在总结分析现有研究成果的基础上，探讨了偏转放大效应评价指标、性能评估和分离线结构优化等需要进一步深入研究的问题，并建议通过理论分析和试验验证提出侧向力预估模型，期望可为超音速分离线喷管后续的研究工作提供思路，同时为其工程应用提供参考和借鉴。