航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管及其發(fā)展趨勢(shì)

崔 響,徐志暉

（沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空航天工程學(xué)部,沈陽(yáng) 110136）

1 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為一種高度復(fù)雜和精密的熱力機(jī)械，被譽(yù)為“工業(yè)之花”，直接影響飛機(jī)的性能、可靠性及經(jīng)濟(jì)性，是一個(gè)國(guó)家科技、工業(yè)和國(guó)防實(shí)力的重要體現(xiàn)。尾噴管作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)里面的一個(gè)重要部件，應(yīng)該具有良好的設(shè)計(jì)性能，保證排氣可以獲得很高的動(dòng)能，這就意味要有很高的出口排氣速度來(lái)為飛機(jī)提供推力。因此好的尾噴管要考慮到其設(shè)計(jì)外形，所安裝的飛機(jī)類型，在發(fā)動(dòng)機(jī)上的位置和自身性能參數(shù)等多方面因素，既不增加發(fā)動(dòng)機(jī)的外部阻力，又可以為飛機(jī)提供一定的軸向推力。所以應(yīng)該做到以下幾個(gè)方面：流動(dòng)損失小、盡可能完全膨脹、排氣方向盡可能沿所希望的方向，截面幾何尺寸可調(diào)以及噪聲低。目前，美、俄所研制的推力矢量噴管是較為先進(jìn)的尾噴管，其可以通過(guò)機(jī)械方法改變發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管的管道轉(zhuǎn)向以控制推力方向，使飛機(jī)做出俯仰、偏航、橫滾等高難度的飛行動(dòng)作。

2 尾噴管分類

尾噴管種類繁多，目前有兩種分類方法，第一種根據(jù)流道的特點(diǎn)分為收斂噴管和收斂擴(kuò)張噴管。第二種根據(jù)噴口面積的變化與否分為噴口面積可調(diào)和不可調(diào)。具體有以下幾種類型的噴管：

不可調(diào)節(jié)的收斂性尾噴管（固定噴口面積的亞音速尾噴管）：其結(jié)構(gòu)最簡(jiǎn)單，便于拆卸，重量最輕，目前廣泛應(yīng)用于亞音速或低超聲速飛機(jī)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)及渦輪后燃?xì)忪瘦^小的渦槳和渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)（如WP5甲的尾噴管）。

可調(diào)節(jié)的收斂形尾噴管：能使發(fā)動(dòng)機(jī)在各種工況下都獲得良好的性能，帶加力的發(fā)動(dòng)機(jī)必須采用可調(diào)節(jié)的尾噴管，保證在家里狀態(tài)下相應(yīng)地加大噴口。有的發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)改變噴口面積來(lái)改變工況。其主要類型有：多魚鱗片式，雙魚鱗片式，移動(dòng)尾椎體式，氣動(dòng)調(diào)節(jié)式。（魚鱗片又叫調(diào)節(jié)片，多魚鱗片式參考WP6,WP7）。

可調(diào)節(jié)的收斂擴(kuò)張形尾噴管：適用于超聲速飛機(jī)（無(wú)論有無(wú)加力燃燒室），其燃?xì)獾呐蛎洷群艽?，用此型尾噴管減小燃?xì)獠煌耆蛎浀耐屏p失。有移動(dòng)尾椎體式和多調(diào)節(jié)片式等。（如AL-31f）超聲速飛機(jī)還用過(guò)引射式尾噴管，用引氣氣流調(diào)節(jié)主流的膨脹比。

以上尾噴管是直流式的，燃?xì)庀蚝笈懦?。還有偏轉(zhuǎn)燃?xì)饬鞯?，如“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)，帶有折流板，用于短距/垂直起降，類似的還有F-135發(fā)動(dòng)機(jī)，3軸承旋轉(zhuǎn)噴管，用于STOVL。

除此之外，還有用于減速，縮短降落時(shí)的滑跑距離，或飛行中機(jī)動(dòng)，減速的反推力裝置，主要是將燃?xì)饬髌D(zhuǎn)向前方，產(chǎn)生反推力。有蛤殼形門式，戽斗門式，外涵反推裝置。

3 尾噴管的功能和主要性能指標(biāo)

對(duì)尾噴管的研究主要集中在噴管的內(nèi)特性和氣動(dòng)載荷兩方面。在噴管的內(nèi)特性方面所考慮的是噴管的推力系數(shù)和流量系數(shù)隨噴管的流動(dòng)損失、漏氣量、冷卻空氣損失和氣流分離損失的變化，供發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算用，另外還有速度系數(shù)和出口壓力比兩個(gè)參數(shù)（參見文獻(xiàn) [1]）。在氣動(dòng)載荷研究方面，要估算作用在主噴管、副噴管調(diào)節(jié)和外魚鱗片上的氣動(dòng)載荷，用于零件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)和作動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

（1）流量系數(shù)Cd，用來(lái)評(píng)估噴管的流通能力，定義式為Cd=WN1/Wt=實(shí)際流量/等熵流量。

（2）推力系數(shù)CFg,用來(lái)評(píng)估噴管的推力大小，定義式為CFg=噴管總推力/理想主推力。

（3）速度系數(shù)Cvel,用來(lái)評(píng)估噴管將壓力能轉(zhuǎn)化為動(dòng)能的效率，定義式為Cvel=VN1/Vt=噴管出口的實(shí)際流速/出口壓強(qiáng)相同時(shí)噴管出口處的等熵流速。

（4）噴管壓力比FNPR,用來(lái)反映內(nèi)外流干擾的一個(gè)參量，其定義式為FNPR=Pe/Pamb=噴管出口壓強(qiáng)/環(huán)境壓強(qiáng)，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)處于地面靜止?fàn)顟B(tài)時(shí)，噴管出口壓強(qiáng)和環(huán)境壓強(qiáng)才相等。

（5）尾噴管在設(shè)計(jì)安裝的過(guò)程中存在多種阻力，其中常見的有進(jìn)氣口附加阻力，縮尾阻力和沖刷阻力，其中縮尾阻力分為風(fēng)扇外罩的縮尾阻力，后體的縮尾阻力和尾塞氣流分離阻力。沖刷阻力是指被自由流空氣沖刷的風(fēng)扇或者核心噴管表面產(chǎn)生的摩擦阻力。

4 尾噴管發(fā)展現(xiàn)狀及未來(lái)趨勢(shì)

在噴氣式飛機(jī)發(fā)展初期，飛機(jī)大多數(shù)是亞音速或者低超音速，尾噴管大多采用收斂噴管，70年代，高涵道比的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)分開排氣噴管。在早期的超音速飛機(jī)上面采用印射噴管。為實(shí)現(xiàn)垂直起落動(dòng)力裝置，從50年代開始研究轉(zhuǎn)向噴管，可以向下旋轉(zhuǎn)90度或者更多，以提供垂直推力或者反推力。

在80年代初期，美國(guó)進(jìn)行了帶矢量噴管的發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)和飛機(jī)的飛行試驗(yàn)。在此基礎(chǔ)上，為研究大迎角下過(guò)失速狀態(tài)飛行特性和推力矢量飛機(jī)綜合飛行規(guī)律，驗(yàn)證矢量噴管技術(shù)，評(píng)估推力矢量技術(shù)對(duì)飛機(jī)性能和作戰(zhàn)效能的影響，美國(guó)和德國(guó)進(jìn)行了多次飛行試驗(yàn)計(jì)劃。90年代開始，美國(guó)進(jìn)行了二元矢量噴管的F119發(fā)動(dòng)機(jī)的工程研制。俄羅斯方面，從1980年開始研制推力矢量技術(shù)。1985年開始進(jìn)行二元和軸對(duì)稱矢量噴管的研制工作，并在蘇-27上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)。經(jīng)比較后認(rèn)為，軸對(duì)稱矢量噴管較有前途，于是，便集中力量發(fā)展軸對(duì)稱矢量噴管。在90年代的研制基礎(chǔ)上改裝了軸對(duì)稱矢量噴管，裝載這種噴管的戰(zhàn)斗機(jī)還在英國(guó)和法國(guó)的航展上作了精彩的飛行表演。目前，美、俄的推力矢量飛機(jī)已接近實(shí)用階段。西歐、日本和印度也制定了重大的飛機(jī)推力技術(shù)研究和發(fā)展計(jì)劃，預(yù)計(jì)下世紀(jì)初可進(jìn)行飛行試驗(yàn)。

噴管對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和重量有很大影響，未來(lái)尾噴管的發(fā)展應(yīng)在以下幾個(gè)性能方面有所提升：實(shí)現(xiàn)大迎角過(guò)失速機(jī)動(dòng)，突破失速障；改善飛機(jī)性能，機(jī)動(dòng)性和敏捷性；縮短起落滑跑距離；提高隱身能力。

5 結(jié)束語(yǔ)

尾噴管的研究技術(shù)從一開始的簡(jiǎn)單收斂噴管到后來(lái)研制的可以改變氣流方向的矢量噴管，可以分析得到噴管技術(shù)的提高對(duì)于航空戰(zhàn)斗機(jī)的飛行性能有大幅度的提升，不僅改善飛機(jī)的失速能力和機(jī)動(dòng)性，提高空戰(zhàn)效能，還可以減少飛機(jī)阻力，提高隱身能力。因此尾噴管的研究工作的突破進(jìn)展將直接影響一個(gè)國(guó)家的軍事力量，影響其綜合國(guó)力。

[1]F.K內(nèi)特爾等著.內(nèi)流空氣動(dòng)力學(xué)[J].1990(01).

[2]王志棟.渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管的氣動(dòng)設(shè)計(jì)[J].1995(03).