射流推力矢量技術(shù)的研究現(xiàn)狀與發(fā)展

王杰

射流推力矢量技術(shù)的研究現(xiàn)狀與發(fā)展

王杰

（中國(guó)民航飛行學(xué)院 飛行技術(shù)學(xué)院，四川 廣漢 618307）

飛行器的空間姿態(tài)變化主要依靠常規(guī)氣動(dòng)舵面的偏轉(zhuǎn)，使用推力矢量噴管，可以提高飛行器的機(jī)動(dòng)性能和飛行包線。傳統(tǒng)的推力矢量噴管由機(jī)械活動(dòng)部件的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生矢量推力，缺點(diǎn)是質(zhì)量大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、維修困難等，射流推力矢量技術(shù)的研究可以有效解決這一問題。對(duì)機(jī)械式推力矢量噴管的研究和優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行了描述，解釋了Coanda效應(yīng)的原理，介紹了射流推力矢量技術(shù)的特點(diǎn)、方案及國(guó)內(nèi)外的研究現(xiàn)狀，指出了射流推力矢量技術(shù)的 不足。

Coanda效應(yīng)；射流推力矢量；推力矢量技術(shù)；二次流

飛行器控制機(jī)動(dòng)動(dòng)作，主要依靠副翼、方向舵、升降舵和鴨翼等常規(guī)空氣動(dòng)力舵面的偏轉(zhuǎn)來實(shí)現(xiàn)[1]。這些舵面的偏轉(zhuǎn)會(huì)改變飛行器的氣動(dòng)外形，從而使作用在飛行器上的氣動(dòng)力和力矩發(fā)生變化，飛行器發(fā)生機(jī)動(dòng)。然而，使用氣動(dòng)舵面會(huì)限制飛行器氣動(dòng)性能的進(jìn)一步提升，低速大迎角飛行時(shí)，氣動(dòng)舵面的效率低；高速飛行時(shí)，又會(huì)增大飛行器的氣動(dòng)阻力。傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)的固定式噴管，產(chǎn)生的推力通常與飛行器縱向一致或保持一個(gè)固定夾角，無法提高飛行器的失速特性。

隨著現(xiàn)代航空技術(shù)的發(fā)展，世界航空制造強(qiáng)國(guó)在戰(zhàn)機(jī)的設(shè)計(jì)上開始追求敏捷性和過失速機(jī)動(dòng)能力。推力矢量控制和推力矢量噴管成為現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)的核心和關(guān)鍵技術(shù)之一。推力矢量技術(shù)可以將發(fā)動(dòng)機(jī)的推力進(jìn)行水平或垂直方向的調(diào)整，將一部分推力變成操縱力，控制飛行器的俯仰、偏轉(zhuǎn)和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，代替?zhèn)鹘y(tǒng)氣動(dòng)舵面。甚至在飛行器失速時(shí)，推力矢量噴管也能進(jìn)行有效控制，即克服失速極限。利用推力矢量技術(shù)，不僅可以提高飛行器的機(jī)動(dòng)性和敏捷性、增大臨界迎角、縮短起飛/滑跑距離，對(duì)于減小飛行器的氣動(dòng)阻力、減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量、擴(kuò)大飛行包線、增強(qiáng)隱身性也效果顯著[2]。目前，推量矢量噴管采用機(jī)械式的方法來產(chǎn)生矢量推力，包括折流板式矢量噴管、二元矢量噴管、軸對(duì)稱矢量噴管、球面收斂調(diào)節(jié)片式矢量噴管。20世紀(jì)70年代以來，歐美等主要國(guó)家開始大規(guī)模研究推力矢量噴管在戰(zhàn)機(jī)上的運(yùn)用，包括美國(guó)的F-22、F-35，俄羅斯的米格I.44、Su-37，英國(guó)的“鷂”式戰(zhàn)斗機(jī)等[3]。

機(jī)械式推力矢量噴管在提高飛行器性能的同時(shí)，也給傳統(tǒng)推進(jìn)系統(tǒng)帶來了很大難題：有多達(dá)上萬個(gè)活動(dòng)部件控制推力矢量，導(dǎo)致噴管結(jié)構(gòu)變得復(fù)雜；由于復(fù)雜的結(jié)構(gòu)，增大了噴管維修的困難程度，降低了可靠性，縮短了使用壽命；噴管質(zhì)量增加，對(duì)飛行器的隱身和配平十分不利；采用機(jī)械作動(dòng)器，推力矢量的動(dòng)態(tài)響應(yīng)會(huì)受到噴管偏轉(zhuǎn)響應(yīng)的限制。鑒于機(jī)械推力矢量技術(shù)的缺點(diǎn)，國(guó)內(nèi)外開展了射流推力矢量技術(shù)的研究。

1 射流推力矢量技術(shù)

在自由環(huán)境中，氣體從噴管噴出，會(huì)與周圍環(huán)境混合并帶走自由氣體邊界的氣流。當(dāng)物體的表面靠近射流時(shí)，由于粘性作用，物面附近的氣流被帶走，導(dǎo)致壓力降低，從而產(chǎn)生一個(gè)作用在射流上的壓力差，使射流偏向物體表面，并最終附著在物面上。即使物面發(fā)生彎曲與射流原來的流動(dòng)方向不一致，射流也一直保持附著，這種射流附著在曲面上的趨勢(shì)被稱為Coanda效應(yīng)，如圖1所示，以羅馬尼亞空氣動(dòng)力學(xué)發(fā)明家亨利·科恩達(dá)命名[4]。

圖1 Coanda效應(yīng)[4]

射流推力矢量技術(shù)是基于Coanda效應(yīng)的流動(dòng)控制方法。射流推力矢量噴管不是通過偏轉(zhuǎn)機(jī)械活動(dòng)部件來產(chǎn)生矢量推力，而是利用一個(gè)或多個(gè)二次射流來影響噴管主流的狀態(tài)，改變主流的面積和方向，從而實(shí)現(xiàn)無需活動(dòng)部件的推力矢量化[5]。最早的射流推力矢量技術(shù)研究可以追溯到20世紀(jì)50年代，當(dāng)時(shí)科研人員用導(dǎo)彈武器的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)激波矢量控制方法進(jìn)行了驗(yàn)證。

與機(jī)械式推力矢量技術(shù)相比，使用射流推力矢量技術(shù)可消除活動(dòng)部件，簡(jiǎn)化噴管的硬件結(jié)構(gòu)、減輕質(zhì)量、減少拆卸維護(hù)的需要、降低維護(hù)成本。相關(guān)研究結(jié)果表明，該技術(shù)預(yù)計(jì)可將噴管質(zhì)量減輕80%，維護(hù)成本降低50%[6]。同時(shí)，射流推力矢量裝置的動(dòng)態(tài)響應(yīng)速度快，可以提供有效的主流偏轉(zhuǎn)，消除了附加機(jī)械部件的相關(guān)問題。射流推力矢量技術(shù)經(jīng)過多年發(fā)展，形成了5種主要技術(shù)方案：激波矢量控制、喉道偏置控制、逆向流控制、同向流控制和雙喉道控制。5種主要射流推力矢量方法的控制原理如圖2所示。

圖2 5種主要射流推力矢量方法的控制原理[7-8]

激波矢量控制方案是在噴管的擴(kuò)張段一側(cè)注入二次流，當(dāng)噴管內(nèi)的超音速主流經(jīng)過時(shí)，二次流表現(xiàn)為一個(gè)斜激波，主流經(jīng)過斜激波后，會(huì)偏向擴(kuò)張段的另一側(cè)，如圖2（a）所示。喉道偏置控制方案是在噴管喉道附近注入不對(duì)稱的二次流射流，通過改變喉道的面積對(duì)主流進(jìn)行干擾，從而改變主流方向，產(chǎn)生矢量推力，如圖2（b）所示。逆向流控制方案是在主噴管口的下游增加一個(gè)外套管，利用主噴管和外套管之間的縫隙，形成逆向二次流的通道。逆向流作用時(shí)，會(huì)在主流與外套管壁面之間形成低壓，導(dǎo)致主流朝這一側(cè)偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生矢量推力，如圖2（c）所示。同向流控制方案是注入與主流流動(dòng)方向相同的高速二次流，利用Coanda壁面卷吸效應(yīng)，使主流朝二次流注入一側(cè)偏轉(zhuǎn)，如圖2（d）所示。雙喉道控制方案的噴管具有兩個(gè)喉道，在上下游喉道之間注入與主流反向的二次流，控制兩個(gè)喉道之間的氣流分離，從而使主流發(fā)生偏轉(zhuǎn)，如圖2（e）所示。

2 發(fā)展情況

20世紀(jì)90年代以來，為解決機(jī)械式推力矢量噴管的相關(guān)問題，提高未來作戰(zhàn)飛機(jī)的性能，世界各國(guó)相繼開展了大量關(guān)于射流推力矢量技術(shù)的研究和應(yīng)用。

據(jù)公開資料顯示，在航天飛行器應(yīng)用方面，北極星A3潛射彈道導(dǎo)彈、民兵3洲際導(dǎo)彈、大力神3運(yùn)載火箭等使用了激波矢量噴管；在航空器應(yīng)用方面，除了英國(guó)的DEMON無人機(jī)、后續(xù)項(xiàng)目MAGMA、國(guó)內(nèi)的“暗流”小型無人機(jī)等少數(shù)模型驗(yàn)證機(jī)使用了射流推力矢量噴管，還未有資料顯示真機(jī)使用情況[9]。

2.1 國(guó)外研究現(xiàn)狀

射流推力矢量技術(shù)成為空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)已有幾十年，美國(guó)NASA蘭利研究中心聯(lián)合美國(guó)空軍、工業(yè)界及研究院共同發(fā)起了對(duì)固定形狀噴管的射流推力矢量技術(shù)的研究，即射流噴管技術(shù)項(xiàng)目（FLINT）。該項(xiàng)目提到，射流推力矢量噴管具有超過機(jī)械式推力矢量噴管的潛在優(yōu)勢(shì)。蘭利研究中心對(duì)射流推力矢量技術(shù)進(jìn)行了大量實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬研究，已成為該領(lǐng)域的佼佼者[10-11]。該研究中心主要對(duì)激波矢量控制、喉道偏置控制和逆向流控制三種射流推力矢量技術(shù)方案進(jìn)行了研究。研究結(jié)果表明，激波矢量控制方案的推力系數(shù)為0.86～0.94，控制效率為每引射1%的二次流可以獲得0.9°～4°的矢量偏角。但激波矢量控制法存在激波損失和過膨脹損失，所以避免激波損失以及減少因過膨脹流動(dòng)而帶來的能量損失，可以有效提高推力系數(shù)。采用喉道偏置方案，引射量為1%的二次流時(shí)矢量角達(dá)1.4°～2.2°，推力系數(shù)在0.94～0.98之間。經(jīng)過優(yōu)化后，采用雙喉道控制方法，可以提升推力矢量效率。逆向流控制方案通過調(diào)整噴管落壓比，可以獲得0.92～0.97的推力系數(shù)、高達(dá)15°的矢量角，是一種很有前景的矢量控制方法。

洛克希德-馬丁公司對(duì)固定幾何形狀的噴管進(jìn)行了喉道偏置控制的多軸推力矢量研究[12]。通過數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究，顯示喉道偏置控制方法的噴管響應(yīng)時(shí)間短，并且可以實(shí)現(xiàn)噴管的多軸推力矢量化。單獨(dú)進(jìn)行偏航方向的調(diào)節(jié)，每引射1%的二次流，獲得3.9°矢量角，偏航矢量角最大可達(dá)13.66°；單獨(dú)進(jìn)行俯仰方向的調(diào)節(jié)，每引射1%的二次流，獲得2.4°矢量角，俯仰矢量角最大可達(dá)12.3°。

英國(guó)曼徹斯特大學(xué)的研究人員[13]將射流推力矢量系統(tǒng)應(yīng)用于低可探測(cè)性無人機(jī)，對(duì)兩種不同出口形狀的噴管進(jìn)行了同向流推力矢量控制的研究。當(dāng)主流馬赫數(shù)為0.33時(shí)，注入主流流量10%的同向二次流，無后掠的噴管產(chǎn)生了6%的矢量推力，而帶后掠的噴管產(chǎn)生了17%的矢量推力，兩種噴管的控制效果均符合線型控制響應(yīng)。

英國(guó)BAE系統(tǒng)設(shè)計(jì)的Demon無人機(jī)是世界上首架應(yīng)用射流推力矢量噴管進(jìn)行控制試驗(yàn)飛行的模型驗(yàn)證機(jī)[14]。Demon無人機(jī)主要采用二元推力矢量噴管，代替?zhèn)鹘y(tǒng)的升降舵對(duì)飛機(jī)的俯仰運(yùn)動(dòng)進(jìn)行控制。通過無人機(jī)攜帶的壓縮空氣儲(chǔ)存裝置產(chǎn)生二次流，干擾噴管的主流，從而達(dá)到矢量控制的效果。

2.2 國(guó)內(nèi)研究現(xiàn)狀

中國(guó)關(guān)于射流推力矢量技術(shù)的研究是從最近幾十年才開始的，與國(guó)外相比還有不小差距，尚處于初步研究階段。目前，主要由北京航空航天大學(xué)、南京航空航天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)等部分高校和科研院所進(jìn)行的射流推力矢量噴管的數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究。在噴管的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)和矢量控制方法研究方面，取得了一定成果。

北京航空航天大學(xué)的琚春光等人[15]對(duì)環(huán)喉環(huán)簇塞式噴管發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了射流推力矢量控制的數(shù)值模擬。計(jì)算結(jié)果表明，逆向二次流與主流之間的相對(duì)速度增大，可以增大矢量推力。額日其太[16]進(jìn)行了軸對(duì)稱噴管喉道面積控制與推力矢量控制的協(xié)調(diào)工作研究，喉道單側(cè)注入二次流可以獲得8.44°矢量角，擴(kuò)張段輔助注入二次流可以進(jìn)一步增大矢量角，達(dá)到12.9°。他對(duì)雙喉道噴管的效果也進(jìn)行了數(shù)值分析，擴(kuò)張段注入二次流可以減小激波損失，顯著提高噴管性能，推力系數(shù)可以達(dá)到0.956～0.97。

南京航空航天大學(xué)的顧蘊(yùn)松等人[17-18]設(shè)計(jì)了一種無源流體推力矢量噴管，并成功應(yīng)用“暗流”無人飛行器進(jìn)行試飛驗(yàn)證。該噴管基于Coanda效應(yīng)，通過調(diào)節(jié)控制縫的流通面積產(chǎn)生不同流量的二次流，利用射流的壁面卷吸作用來控制射流推力矢量的偏轉(zhuǎn)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，射流推力矢量噴管可以獲得19°的俯仰方向矢量角，并且矢量推力實(shí)現(xiàn)了線型控制。韓杰星[9]對(duì)上述流體矢量噴管進(jìn)行內(nèi)外流的耦合研究。平直構(gòu)型噴管的推力矢量角控制存在嚴(yán)重的突跳和遲滯，而楔形噴管可以連續(xù)變化，控制效果更佳。后續(xù)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯示，利用射流推力矢量，可以將飛機(jī)的最大升力系數(shù)增加22%。

西北工業(yè)大學(xué)的母鴻瑞等人[19]設(shè)計(jì)了一種雙喉道射流推力矢量噴管，并將其應(yīng)用到飛翼布局的飛行器上，對(duì)該飛行器的升阻比特性進(jìn)行了數(shù)值模擬。加裝射流推力矢量噴管之后，可以增大飛行器在大迎角下飛行的升力系數(shù)，但是阻力系數(shù)也明顯增大，最終導(dǎo)致升阻比降低。

3 結(jié)束語

隨著國(guó)內(nèi)外對(duì)射流推力矢量技術(shù)的研究和發(fā)展，人們逐漸驗(yàn)證了這項(xiàng)技術(shù)的潛在優(yōu)勢(shì)并取得了初步成果。不過，絕大多數(shù)的研究只是數(shù)值分析和實(shí)驗(yàn)探索，還沒有轉(zhuǎn)化成工程應(yīng)用的成功案例。主要的限制是噴管流場(chǎng)受多種因素影響，流場(chǎng)空間中還有許多未探明的地方，這些對(duì)于射流推力矢量噴管的控制都非常重要，需要進(jìn)行更多的研究。同時(shí)，未來飛行器將應(yīng)用射流推力矢量噴管，而噴管的結(jié)構(gòu)形式、安裝位置、控制策略等，也面臨著一系列問題等待研究和解決。可以預(yù)見，在航空技術(shù)不斷發(fā)展的情況下，越來越多的新技術(shù)將應(yīng)用到航空器的設(shè)計(jì)和制造中，而射流推力矢量噴管終將會(huì)從實(shí)驗(yàn)室走向工程應(yīng)用。

［1］JR C，EMMANUEL G.Feedback control design for counterflow thrust vectoring［C］//American Control Conference，2004.

［2］方昌德.飛機(jī)推力矢量技術(shù)發(fā)展綜述［J］.航空科學(xué)技術(shù)，1998（2）：10-12.

［3］任紅磊，王顯偉.推力矢量技術(shù)綜述［C］//發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)與測(cè)試技術(shù)學(xué)術(shù)交流會(huì)，2008.

［4］BHARATHWAJ R，GIRIDHARAN P，KARTHICK K，et al.Computational study of coanda based fluidic thrust vectoring system for optimising coanda geometry［C］//IOP Conference Series：Materials Science and Engineering，2016.

［5］ALI A A A-A，OMAR H A.Fluidic jet vectoring at subsonic flow ay using counter flow method［J］.Al-Nahrain Journal for Engineering Sciences，2017，19（2）：271-285.

［6］KAREN A D.Summary of fluidic thrust vectoring research conducted at NASA langley research center［J］.Aiaa Journal，2003（6）：133.

［7］肖中云，江雄，牟斌，等.流體推力矢量技術(shù)研究綜述［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2017，31（4）：8-15.

［8］宋亞飛，高峰，何至林.流體推力矢量技術(shù)［J］.飛航導(dǎo)彈，2010（11）：71-75，89.

［9］韓杰星.流體矢量噴管內(nèi)外流耦合研究［D］.南京：南京航空航天大學(xué)，2018.

［10］JEFFREY D F.Experimental study of a nozzle using fluidic counterflow for thrust vectoring［J］.AIAA Journal，2012（8）：3255.

［11］HUNTER C A，DEERE K A.Computational investigation of fluidic counterflow thrust vectoring［J］.AIAA Journal，1999（8）：1999-2669.

［12］DANIEL M，PATRICK Y，JEFFREY H.Fluidic throat skewing for thrust vectoring in fixed-geometry nozzles［C］//37th Aerospace Sciences Meeting and ExhibitAIAA，1999.

［13］MASON M S，CROWTHER W J.Fluidic thrust vectoring for low observable air vehicles［C］//Aiaa Flow Control Conference，2004.

［14］陳黎，常亮.英國(guó)惡魔無人驗(yàn)證機(jī)及射流飛控技術(shù)發(fā)展分析［J］.飛航導(dǎo)彈，2011（10）：56-59.

［15］琚春光，劉宇.環(huán)喉環(huán)簇塞式噴管推力矢量控制研究［J］.固體火箭技術(shù)，1994，30（4）：306-310.

［16］額日其太.噴管排氣引射冷卻及射流控制推力矢量技術(shù)研究［D］.北京：北京航空航天大學(xué)，2015.

［17］顧蘊(yùn)松，李斌斌，程克明.基于主動(dòng)流動(dòng)控制的射流矢量偏轉(zhuǎn)技術(shù)［J］.實(shí)驗(yàn)力學(xué)，2012，27（1）：87-91.

［18］曹永飛.射流推力矢量控制［D］.南京：南京航空航天大學(xué)，2011.

［19］母鴻瑞，楊青真，鄧雪姣，等.雙喉道噴管與飛翼布局無人機(jī)氣動(dòng)數(shù)值研究［J］.航空計(jì)算技術(shù)，2014，44（1）：90-93.

2095－6835（2020）10－0081－03

V211.3

A

10.15913/j.cnki.kjycx.2020.10.034

寧夏工業(yè)職業(yè)學(xué)院2017年教改支持項(xiàng)目研究成果

王杰（1991—），男，主要研究方向?yàn)轱w機(jī)性能。

〔編輯：嚴(yán)麗琴〕