喷管在飞发一体化设计中的作用

林鹏 汪东

摘 要： 随着飞发一体化设计技术的发展， 飞机和发动机由相互独立逐步走向相互融合， 喷管作为飞发一体化设计的重要部件， 作用也变得更加重要。 本文主要分析了喷管在不同飞发一体化设计技术发展阶段所发挥的作用， 介绍了不同发展阶段喷管设计应着重考虑的问题。 研究表明： 在飞发独立设计阶段， 喷管作为发动机的部件几乎不对飞机设计产生影响; 在飞发联合设计阶段， 喷管在飞发一体化设计中的作用明显增加， 需考虑内外流一体化设计问题; 在飞发综合设计阶段， 推力矢量技术和隐身技术的应用使喷管的重要性更加凸显， 具有隐身能力的矢量喷管成为此阶段飞机的典型特征; 进入飞发融合设计阶段后， 不论是下一代战斗机还是高超声速飞机， 喷管都将成为飞机后机身的组成部分， 将飞机和发动机融为一体。

关键词：喷管; 飞发一体化; 内外流; 推力矢量; 隐身; 飞机; 航空发动机

中图分类号：V43; TJ763  文献标识码：    A   文章编号：1673-5048（2021）04-0001-06

0 引  言

航空发动机是飞机的动力来源， 飞发一体化设计是在既有条件下获得最佳飞机性能的重要手段。 飞发一体化技术是继翼身融合技术、 气动隐身综合技术之后未来作战飞机研制的核心技术[1-3]。 其内涵是在飞机的战术技术指标要求与约束条件下， 寻找最优的飞发整体布局、 使用控制模态和能源利用方式， 以便在整个飞行包线内获得高效的内外流气动特性以及良好的飞行性能和飞行品质， 满足不同飞行阶段飞机推力及能源需求。 飞发一体化技术的难点主要表现为内外流紧耦合问题、 结构综合减重设计问题、 高精度自适应控制问题、 能源生产与热管理问题、 隐身一体化问题和性能一体化问题。

喷管是航空发动机的重要组成部分， 其作用是将燃气以一定的速度和要求的方向排入大气， 提供所需的推力。 喷管的贡献和作用更清晰地反映在性能上， 在飞行马赫数5～6的高超飞机上喷管对推力的影响高达70%[4-5]。 喷管喉道面积的调整可以改变燃气在涡轮和喷管中膨胀比的分配， 即改变压气机和涡轮的共同工作点， 实现对整个发动机工作状态的控制。 现代飞机还要求喷管具有推力换向和反向的能力， 以提高飞机的机动性和起飞、 着陆性能。 喷管的设计还应考虑减小红外辐射、 噪声和雷达信号反射强度等。 喷管按照沿流路面积变化情况可以分为收敛喷管、 收扩喷管、 单边膨胀喷管和引射喷管， 按照流动截面可以分为轴对称喷管和二元喷管， 还可按是否具备矢量功能分为常规喷管和矢量喷管。

喷管是飞机的重要组成部分， 其外壁面为飞机后机身的组成部分， 对飞机的气动性能、 热防护和隐身性

能等都有重要的影响。 在飞发一体化设计中， 喷管设计处于极其重要位置。 以美国F100发动机为例， 装机一体化共列有10多个问题， 其中属于喷管的就有3个。 国内外统计数据表明： 后机身的阻力占整架飞机的38%～50%， 其中约1/3是由尾喷管与机后体的安装引起的。 喷管对推力的影响如图1所示。

从喷气战斗机出现至今， 飞发一体化设计经历了飞发独立设计、 飞发联合设计、 飞发综合设计和飞发融合设计4个阶段， 如表1所示。 在以米格-15和F-86为代表的第一代喷气飞机时代， 飞机和发动机独立设计， 发动机采用不可调节的收敛喷管。 喷管作为发动机部件， 與飞机几乎无联系， 在飞发一体化设计中的作用处于空白状态。 进入到以米格-21和F-4为代表的第二代飞机时代， 飞发一体化设计进入初步联合设计阶段， 发动机采用可调节的收敛喷管。 喷管内壁面作为发动机内流路

的重要组成部分， 外壁面成为飞机后机身的一部分， 其设计应综合考虑对二者功能、 性能的影响。 以苏-27和F-15为代表的三代机普遍装备小涵道比涡扇发动机， 发动机选用的喷管均为可调节收扩喷管， 飞发一体化设计进入联合设计阶段。 在飞发联合设计阶段， 喷管设计应考虑发动机状态动态调节、 飞发气动匹配、 飞发连接和热影响等多种技术问题。 进入到四代机时代， 飞发一体化设计进入综合设计阶段， 呈现出边界局部融合的特征。 在飞发一体化设计中首次出现飞发隐身、 气动综合设计和推力矢量应用等崭新场景， 喷管在飞发一体化设计中的作用也更加突出。 四代飞机的典型技术特征是“4S”， 其中的超机动性和隐身均与喷管关系密切， 喷管提供的矢量推力能力和综合隐身措施是实现上述技术特征的重要手段。 未来作战飞机能力的发展趋势是大空域、 宽速域、 高隐身、 高机动和高能量， 飞机和发动机设计呈现无界面融合特征， 飞发一体化设计进入融合设计阶段。 对于下一代战斗机， 喷管在飞发一体化设计中应在更大的推力矢量使用包线和更高的隐身能力方面发挥作用， 尤其是飞机的后向隐身能力几乎由喷管的遮挡能力决定。 未来飞机的另一个发展方向是高超声速飞行器， 喷管将与机身融为一体， 成为同时隶属于飞机和发动机的关键部件， 在宽速域气动性能、 大载荷运动机构和超高温热防护等方面作用突出。 本文从飞发独立设计、 飞发联合设计、 飞发综合设计和飞发融合设计4个阶段探析喷管在飞发一体化设计中的作用， 如图2所示。

1 飞发独立设计阶段

第一代喷气式飞机面世于20世纪50年代， 采用的发动机均为不加力涡轮发动机， 其喷管均为简单收敛不可调节结构。 配装米格-15飞机的VK-1发动机结构如图3所示， 图中数字22位置即为收敛喷管。 图4为该型喷管装机状态， 喷管与飞机机身无机械连接， 此时喷管完全作为发动机的部件。 在飞发阶段喷管作为发动机涡轮后的节流部件存在， 燃气通过喷管加速排出产生推力。 由于喷管与飞机相互独立， 且喷管设计技术本身尚处于萌芽阶段， 此阶段几乎不存在飞发一体化设计。

2 飞发联合设计阶段

2.1 技术要求

第二代飞机采用了可调收敛喷管或引射喷管，  与飞机间存在更多的气动匹配、 操纵连接和安装结构接口， 使喷管成为飞发联合设计中的重要组成部分。  可调喷管通

过喉部面积调节实现对发动机涡轮膨胀比的控制， 同时喷管外壁面成为飞机后体的一部分， 可对飞机的飞行性能产生影响。 飞发联合设计阶段喷管部件的外形面是飞机后体的组成部分， 承担着尾部整流、 飞发搭接补偿和发动机舱排气等功能。 因此， 在飞发联合设计阶段对喷管的要求包括两个方面： 一是喉道面积无极可调满足发动机动态工作的需要; 二是满足飞发搭接和低外阻的喷管外罩。

2.2 应对措施

喷管喉部面积的无极调节通过液压作动系统驱动的连杆机构和鱼鳞调节片系统实现， 不同发动机采用的结构形式有较大差异， 但其基本原理一致。 当发动机处于非加力状态工作时， 喷管喉面积处于较小状态， 通过动态调节获得相对固定的涡轮膨胀比。 当发动机处于加力状态工作时， 由于燃气总温急剧升高、 燃气流量略有增加。 为维持涡轮膨胀比不变， 需将喷管喉道面积调整到较大位置。 发动机工作的性能提升促进了飞机性能的提升， 在飞发联合设计阶段飞机的最大飞行马赫数超过了2， 部分飞机甚至可以达到3。

喷管的外罩一般由与飞机连接的弹性片和随喷管调节运动的外调节片组成， 如图5所示。 弹性片一端与喷管连接， 另一端与机尾罩搭接。 外调节片通过可调结构与喷管运动机构连接， 随喷管的收放运动而进行收放调节。 收扩喷管外调节片的外形和船尾角是决定推力损失的主要因素， 船尾角的大小取决于外调节片的长度和收扩喷管的出口面积。 船尾角过大会产生较大的阻力， 若发生流动分离会使阻力明显增加。 在喷管一般工作范围内， 外调节片船尾角应控制在0°～17°[6]。 船尾角和外流马赫数对后体阻力的影响关系如图6[7]。 从图中可以看出后体阻力随着船尾角的增加而显著增大， 且增大幅度随着外流马赫数的上升而显著变大。 徐嘉等[8]开展了战斗机后体流场数值模拟和减阻优化设计， 获得了优化设计的后体外形曲率变化规律。

弹性片作为连接发动机与飞机的零件， 除了作为飞机后体的组成部分外， 还要承担补偿发动机及其安装系统弹性变形引起的飞机和发动机间相对位移的作用。 发动机机匣为大尺寸薄壁结构， 在飞行过程中侧向载荷的作用下易发生弹性变形， 且其安装系统仅通过数个支点连接， 在飞行过载条件下易发生相对位移。 弹性片应具有较好的刚度， 且在初始安装时留有一定的预压缩量。 弹性片刚度过大， 在发动机装机过程中易发生安装难度大的问题。

发动机舱通风冷却气流从进气道旁路或整流罩流入， 从喷管弹性片或外调节片的开缝流出， 其主要作用是冷却发动机舱机身结构和舱内附件， 以及改善引射喷管的性能等。 文献[9-10]对喷管外壁面和发动机舱温度分布进行了计算研究， 喷管引射作用加速了舱内冷却气流流动， 加速了冷却气流与热壁间的换热过程。

3 飞发综合设计阶段

3.1 技术要求

飞发综合设计阶段， 喷管在飞发一体化设计中的重要性得到提升， 在第四代飞机的设计中， 推力矢量技术和隐身技术均与喷管密切相关。 推力矢量技术提高了飞机的操纵性能， 隐身技术提高了飞机的生存能力。 推力矢量喷管一般分为轴对称矢量喷管和二元矢量喷管。 矢量喷管的应用对外调节片和弹性片设计均提出了更高的要求， 外调节片需在不同的矢量状态实现闭合和稳定工作， 弹性片需在不同的矢量状态确保发动机与飞机的有效连接。 为满足第四代飞机的隐身设计要求， 外调节片和弹性片应完全闭合， 这与发动机舱冷却引气形成了明显的矛盾。 为实现更好的隐身能力， 不论二元矢量喷管还是轴对称矢量喷管， 均需进行尾缘修形。

3.2 应对措施

二元矢量喷管具有运动机构相对简单、 更易于实现隐身设计的优点， 但也存在内流道湿面积更大， 需要更多的冷却空气、 结构重量较大和推力性能偏低的缺点。 美国普惠公司从1973年开始最初的二元矢量喷管方案设计， 1991年完成二元矢量喷管在F-15飞机上的试飞工作。 该项技术应用在F-22飞机配装的F119发动机上， 是唯一一款现役的二元矢量喷管。 轴对称矢量喷管具有全向矢量偏转能力， 结构重量较轻， 但不利于实施隐身措施。 美国普惠公司以F100发动机的平衡梁喷管为基础研制了俯仰/偏航平衡梁喷管（P/YBBN）， 1992年完成地面试车验证， 1996年在F-15飞机上完成试飞工作。 GE公司在20世纪80年代中期以F110发动机喷管为基础研制了轴对称矢量喷管（AVEN）， 1993～1994年在F-16飞机上完成飞行试验验证。 俄罗斯留里卡设计局在АЛ-31Ф发动机喷管前端增加一个转向装置， 通过转向装置实现矢量偏转， 1989年装有该喷管的飞机首飞。 该型喷管应用在苏-35飞机配装的АЛ-41Ф发动机上， 如图7所示。 欧洲国家也在EJ200发动机上开展了轴对称矢量喷管研究工作。 与常规收扩喷管相比较， 矢量喷管一般矢量偏角可达±20°， 需要复杂的运动机构确保在全部矢量偏转状态保持密封且不会发生相互干涉[11-12]。 弹性片的连接方式也与常规喷管有较大差别， 与发动机连接的一侧需固定在矢量调节机构上并随机构一同运动， 使其设计难度显著提高。

矢量喷管在工作过程中产生的侧向力通过发动机安装结构传递到机身， 由于结构强度等方面的限制， 矢量喷管并不能在整个飞机飞行包线内全状态使用。 图8给出了某型飞机矢量喷管在不同攻角条件下的矢量喷管使用限制情况[13]， 由图可知， 矢量噴管主要在飞机低速状态使用， 在低空、 大马赫数状态是禁止使用的。

隐身性能是飞发综合设计阶段飞机的主要特点， 包括雷达隐身和红外隐身两个方面。 喷管位于飞机/发动机的尾部， 是重要的雷达散射源和红外辐射源， 是飞/发隐身设计重要的一环。 喷管常采用的雷达隐身技术包括遮挡雷达散射源、 边缘和缝隙修形和在表面涂覆雷达波吸收材料。 常采用的红外隐身技术包括遮挡红外辐射源、 冷却高温壁面和选择合理的表面材料。 综合喷管常采用的雷达隐身和红外隐身技术可知， 遮挡、 修形和涂覆涂层是最有效的措施[14]。 F-22飞机和F-35飞机喷管均采用了修形技术提高其雷达隐身能力， 所不同的是F-22飞机采用的二元矢量喷管易于进行壁面冷却， 可以获得更佳的红外隐身能力。

4 飞发融合设计阶段

4.1 技术要求

未来作战飞机能力的发展趋势是大空域、 宽速域、 高隐身、 高机动和高能量， 喷管与飞机的结合更加紧密， 发挥的作用也更加突出。 为实现更好的隐身性能， 喷管应实现对发动机后腔体的完全遮挡， 使飞机的后向隐身能力提高到更高水平。 不论采用何种遮挡方式， 喷管都必将与飞机后体结合， 其大部分结构将作为飞机构件出现。 在飞发融合设计阶段， 飞机对喷管的要求较飞发综合设计阶段有了明显的提高， 针对高超飞机主要体现在宽速域范围内均获得较高的推力性能， 且具有较高的隐身能力。

4.2 应对措施

高超声速飞机（图9）是下一代飞机的一个重要发展方向。 高超声速飞机一般以超过马赫数5进行飞行， 现有战斗机和常规导弹系统无法对其形成威胁， 是一种具有战略性作用的系统， 具有重大的军事和经济意义。 对于采用乘波体构型的高超声速飞机， 通常采用单边膨胀喷管作为飞机后机身的组成部分。 高超声速飞机从起飞到高速巡航需跨越极宽的速度范围， 飞行过程中内外流参数变化剧烈， 喷管作为产生推力的主要部件需满足全部工况的设计要求， 难度极大[15]。 另外， 喷管的上膨胀面作为飞机后体的组成部分， 在工作过程中会产生额外的升力和俯仰力矩， 对于飞机的配平和飞行安全均有重要影响。 为应对单边膨胀喷管宽速域工作的难点和对飞机产生的额外俯仰力矩问题， 需开展单边膨胀喷管气动、 结构和控制等一体化设计技术研究， 使喷管与飞机和发动机真正的融为一体。

高超声速飞机喷管一体化设计问题主要包括内外流一体化、 结构一体化和热管理一体化三个方面的内容。 对于内外流一体化问题， 首先要研究的是高超声速飞机喷管设计方法问题。 高超飞机喷管的设计方法主要有最大推力喷管的设计方法和非对称最短长度喷管（MLN）设计方法。 由于采用理想型面的喷管长度无法在工程上应用， 有研究者提出了截短理想喷管和线性缩短理想喷管的设计方法， 主要有膨胀程度可控的喷管型线设计方法、 给定壁面压力分布的SERN反设计方法和基于流线追踪技术的三维非对称喷管设计方法等[16-17]。 高超声速飞机为实现大空域、 宽速域飞行， 一般采用双模态冲压发动机作为高超声速飞行时的动力。 双模态超燃冲压发动机可以将工作飞行马赫数下限降低至3，发动机在飞行马赫数在3～5时以亚燃冲压模态工作， 在马赫数大于5时以超燃模态工作。 一般来说， 双模态冲压发动机构型共分两种， 应用的范围也有所不同。 一种是发动机采用可变几何结构， 其流道构型可随飞行状态进行变化调整， 结构复杂， 可以适应大飞行马赫数范围内工作的需要; 另一种双模态冲压发动机采用固定几何构型， 其工作状态的变化主要通过调节加热规律来实现， 其结构简单， 飞行马赫数范围有限[18]。 为实现双模态冲压发动机的高效工作， 喷管作为高超声速飞机动力系统的主要调节部件之一， 应发挥更大作用。 由于高超声速飞机喷管需在极高的燃气温度和较高的喷管膨胀比条件下工作， 并实现与飞机、 发动机工作状态相匹配的功能调节， 喷管与飞机的结构一体化设计技术成为实现此功能的关键。 在高超声速飞行中， 气动加热与飞行速度的立方成正比。 当飞行速度达到马赫数6时， 驻点气流温度超过1 800 K。 高温空气经燃烧室加热后到达喷管入口时， 燃气温度高达2 500～3 000 K， 且燃气流冲刷作用显著、 呈现氧化特性， 对喷管的热防护系统提出了极高的要求[19]。 由于进气温度过高， 常规吸气发动机采用的气膜冷却技术不适用于高超声速飞机喷管。 其次， 采用冲压发动机的高超声速飞机携带的燃油较少， 无法满足喷管等高温部件采用再生冷却的技术路线。 先进陶瓷基复合材料制备技术和轻质隔热技术及防热材料技术的发展， 为高超声速飞机喷管的热防护问题提供了解决的思路。 以C/C， C/SiC为代表的陶瓷基复合材料轻质、 耐高温且制备技术日益成熟， 代表了未来热防护技术的发展方向。 法国、 美国等多种陶瓷基复合材料飞行器、 进气道、 燃烧室和喷管热防护结构已通过地面考核试验， 正在研制带有主动冷却的C/SiC热防护结构。 目前， 寻找可实现的冷却方式是高超声速飞机喷管研究工作的核心和重点。

5 结  论

喷管在飞发一体化设计技术的重要性随着飞机设计技术的发展而逐步提高。 在飞发联合设计阶段， 喷管在飞发一体化设计中的作用主要是接口匹配和参数匹配。 在飞发综合设计阶段， 喷管的矢量功能成为飞机操控的组成部分， 喷管隐身性能成为飞机后向隐身能力的关键组成部分。 未来的飞发融合设计阶段， 喷管逐渐由发动机的部件转变为飞机/发动机的共用部件， 其在高隐身、 高机动的下一代飞机中作用将更加突出。 在高超声速飞机设计中， 喷管应着重开展内外流一体化、 结构一体化和热管理一体化等方面技术的研究工作。 高超声速飞机喷管的各项关键技术的研究重点主要是：

（1） 内外流一体化设计应着重考虑宽速域范围内喷管的综合性能。 当飞行马赫数小于3时涡轮发动机产生推力， 冲压发动机处于关闭状态， 应避免出现大的流动分离导致的喷管性能下降。 当飞行馬赫数处于3～5之间时， 亚燃冲压发动机产生推力， 此时应关注动力切换引起的推力突变问题。 当飞行马赫数大于5时， 超燃冲压发动机产生推力， 喷管可用膨胀比较高， 应降低燃气膨胀不完全产生的推力损失。

（2） 结构一体化设计应重点开展喷管调节机构在高温、 高压条件下的运动问题及喷管热端结构与机身结构之间由于温差引起的变形不协调问题。

（3） 喷管作为高超声速飞机动力系统中工作温度最高的部件之一， 热管理一体化设计是喷管研究的关键。 采用传统的气膜冷却、 再生冷却与耐高温复合材料相结合的复合冷却方式， 是解决喷管高温条件下可靠工作问题的关键。

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Function of Nozzle in Integrated Design of Aircraft and Engines

Lin Peng1， Wang Dong2*

（1.  Shenyang Aircraft Design Institute， Aviation Industry Corporation of China，   Shenyang 110035， China;

2.  Yangzhou Collaborative Innovation Research Institute Co.， Ltd.， Shenyang Aircraft Design Institute， Yangzhou 225000， China）

Abstract： With the development of integrated aircraft design technology， aircraft and engines have gradually moved from mutual independence to mutual integration， and the role of nozzle as an important component of integrated aircraft design has become more important. This paper mainly analyzes the role of nozzle in the development stages of integrated design technology for different aircraft， and introduces the issues that should be considered in nozzle design at different development stages. The results show that during the independent design phase of the aircraft， the nozzle as a component of the engine hardly affects the aircraft design. During the joint design phase of the aircraft-engine， the role of the nozzle in the integrated design of the aircraft-engine has increased significantly， and it is necessary to consider the integrated design of internal and external flows. In the integrated design stage of the aircraft， the application of thrust vectoring technology and stealth technology has made the importance of the nozzle more prominent. The vector nozzle with stealth capability has become a typical feature of the aircraft at this stage. After entering the flight fusion design stage， whether it is a next-generation fighter or a hypersonic aircraft， the nozzle will become an integral part of the rear fuselage of the aircraft， integrating the aircraft and the engine.

Key words：  nozzle; aircraft and engine integration; internal and external flow; thrust vector; stealth;  aircraft; aeroengine