雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的現(xiàn)狀及將來＊

具有推力矢量功能的飛機(jī)，可以通過推力產(chǎn)生的直接控制力矩完成姿態(tài)控制，獲得更好的敏捷性、過失速機(jī)動(dòng)能力以及良好的飛行品質(zhì)，從而在空戰(zhàn)中取得優(yōu)勢。氣動(dòng)推力矢量噴管特別是雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的應(yīng)用逐漸成為大勢所趨。

推力矢量噴管是推力矢量控制的核心部件，也決定了飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)水平，是未來戰(zhàn)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一，如圖1所示。氣動(dòng)推力矢量噴管大多依靠次流對(duì)主流的干擾產(chǎn)生推力矢量，具有結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕及維修性和隱身性好的特點(diǎn)，成為了未來推力矢量噴管技術(shù)的發(fā)展重點(diǎn)。根據(jù)美國國家航空航天局（NASA）和美國空軍的評(píng)估，相較于機(jī)械式推力矢量噴管，通過氣動(dòng)方式完成喉道面積和出口面積的控制，實(shí)現(xiàn)推力矢量，可使噴管減輕多達(dá)80%的質(zhì)量，制造成本也可減少一半，發(fā)動(dòng)機(jī)推重比明顯提高。此外，幾何固定的氣動(dòng)推力矢量噴管消除了許多移動(dòng)部件和縫隙，大大提高了噴管的隱身性能。而且，具有隱身修形的氣動(dòng)推力矢量噴管還可以進(jìn)一步減弱噴管后半球的紅外輻射信號(hào)，降低飛行器的可探測性。未來，翼身融合飛行器成為下一代戰(zhàn)斗機(jī)和無人機(jī)主流的布局形式，隨之而來的是飛行器的高機(jī)動(dòng)、強(qiáng)隱身需求與固有的操縱性和穩(wěn)定性的矛盾，氣動(dòng)推力矢量噴管除了可以提高飛行器機(jī)動(dòng)性，還可以實(shí)現(xiàn)飛行器姿態(tài)控制。

雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管原理

常見的氣動(dòng)推力矢量噴管有激波矢量控制型、同向流/逆向流型、喉道偏移型和雙喉道型等幾種類型。

喉道偏移型氣動(dòng)推力矢量噴管是雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的基礎(chǔ)，一般基于拉瓦爾噴管構(gòu)型實(shí)現(xiàn)，如圖2所示。常見的喉道偏移式氣動(dòng)推力矢量噴管通過在喉道處注入射流，偏斜聲速線，進(jìn)而使喉道后的氣流發(fā)生偏轉(zhuǎn)，避免因產(chǎn)生激波造成流動(dòng)損失。

圖2 喉道偏移式氣動(dòng)推力矢量噴管

雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管是基于喉道偏移式氣動(dòng)推力矢量噴管而提出來的一種“收斂—擴(kuò)張—收斂”的噴管，即在拉瓦爾噴管下游又增加了一個(gè)收斂段，如圖3所示。因此，噴管的主要流動(dòng)截面分為一喉道截面和二喉道截面（出口截面）。雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管一般通過合理控制次流的流量或壓強(qiáng)，實(shí)現(xiàn)推力矢量連續(xù)偏轉(zhuǎn)，矢量偏轉(zhuǎn)線性度較好。

圖3 雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管

雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管分類

作為一種典型的氣動(dòng)推力矢量噴管，雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管可以通過矢量產(chǎn)生的來源進(jìn)行分類，常見可分為有源注氣型和無源型，而無源型可以進(jìn)一步分為零質(zhì)量射流型、自適應(yīng)旁路型和機(jī)械擾動(dòng)型等。

有源型通過外加氣源或者從航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)引氣的方式產(chǎn)生矢量擾動(dòng)，這種方式可以通過更精準(zhǔn)的次流控制來實(shí)現(xiàn)矢量角的控制，減小了噴管內(nèi)流不穩(wěn)定對(duì)噴管性能的影響。但是，一旦噴管的流動(dòng)控制和矢量產(chǎn)生從航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)引氣，將直接引起發(fā)動(dòng)機(jī)性能的變化，最終影響總推力。據(jù)統(tǒng)計(jì)，每從航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)引1%的氣流量用于冷卻、次流流動(dòng)控制，將會(huì)導(dǎo)致總推力下降3%～5%。因此，無源型雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管是近年來研究的重點(diǎn)，其無須外加氣源的特點(diǎn)成為重要的技術(shù)優(yōu)勢。

零質(zhì)量射流型多采用電磁激勵(lì)器的方式產(chǎn)生擾動(dòng)，但所產(chǎn)生的擾動(dòng)強(qiáng)度較低，推力矢量角偏小。一旦應(yīng)用在工程尺度的噴管上，電磁激勵(lì)器需要輸入的能量更大，而矢量偏轉(zhuǎn)有限。因此，對(duì)該擾動(dòng)方式的研究熱度逐漸下降，取而代之的是自適應(yīng)旁路型。

自適應(yīng)旁路型通過將噴管進(jìn)口的一部分氣流由特殊的旁路注入一喉道，并在一喉道處對(duì)主流產(chǎn)生擾動(dòng)，從而產(chǎn)生明顯的推力矢量。該方式盡可能減小了從發(fā)動(dòng)機(jī)引氣帶來的影響，且推力矢量角大，具有優(yōu)秀的工程應(yīng)用前景。

機(jī)械擾動(dòng)型則是自適應(yīng)旁路型的進(jìn)一步發(fā)展，主要通過小尺寸的機(jī)械擾動(dòng)片在噴管內(nèi)流場最敏感的位置作動(dòng)，對(duì)主流施加影響，從而產(chǎn)生推力矢量。這種方式不僅繼承了自適應(yīng)旁路型的優(yōu)點(diǎn)，還可以控制噴管最小流動(dòng)面積，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)加力時(shí)噴管的調(diào)節(jié)需要。

此外，雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管還可以通過二喉道（出口）與一喉道的面積比來分類，可分為擴(kuò)張型、收斂型和等面積型。一般來講，擴(kuò)張型雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管內(nèi)部流場較為穩(wěn)定，綜合氣動(dòng)性能較優(yōu)。

雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管發(fā)展歷程及現(xiàn)狀

1998年，喉道偏移氣動(dòng)推力矢量噴管的首次試驗(yàn)由NASA蘭利研究中心的迪爾（Deere）等完成。在后續(xù)研究中，該噴管的擴(kuò)張段改成凹腔形狀，形成了雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的雛形，如圖4所示。研究表明，喉道偏移法與凹腔的流動(dòng)分離控制技術(shù)相結(jié)合，可以有效地增加推力矢量效果，并且具有明顯的性能優(yōu)勢，為雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管凹腔型面設(shè)計(jì)、次流注入等優(yōu)化設(shè)計(jì)指明了方向。

圖4 NASA的雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管構(gòu)型

2006年，空軍工程大學(xué)王慶偉、張相毅等展開了雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的相關(guān)研究，對(duì)雙縫射流的矩形拉瓦爾噴管的流場進(jìn)行了二維數(shù)值模擬，探索了兩道射流的注入角度對(duì)噴管的流場結(jié)構(gòu)和矢量性能產(chǎn)生的影響。此后，空軍工程大學(xué)的郭飛飛、夏雪峰、高峰等人不斷通過數(shù)值計(jì)算的方法，進(jìn)一步研究了旁路式雙喉道矢量噴管典型工況的流場特性。

北京航空航天大學(xué)卿太木等針對(duì)軸對(duì)稱雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的氣動(dòng)性能、內(nèi)流特性進(jìn)行了詳細(xì)的數(shù)值模擬。額日其太、王健等針對(duì)典型擴(kuò)張型雙喉道矢量噴管內(nèi)常見的激波結(jié)構(gòu)進(jìn)行了研究，指出噴管不起動(dòng)現(xiàn)象可以通過在凹腔擴(kuò)張段再注入次流、提升凹腔內(nèi)主流靜壓來解決，進(jìn)一步地提出了多種在凹腔內(nèi)注入次流的方案，解決了噴管不起動(dòng)問題。

南京航空航天大學(xué)團(tuán)隊(duì)自2008年起開始進(jìn)行氣動(dòng)推力矢量噴管的研究工作，針對(duì)雙喉道氣動(dòng)矢量噴管進(jìn)行了細(xì)致、豐富和連續(xù)的工作。

李明針對(duì)高壓次流注入、產(chǎn)生矢量偏轉(zhuǎn)的喉道偏移式氣動(dòng)推力矢量噴管的流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行了研究，并結(jié)合研究結(jié)果，提出了多種無須外加高壓氣源就可以完成矢量偏轉(zhuǎn)的雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管方案，并進(jìn)行了探索和嘗試，最終采用噴管入口的氣流、通過特殊的旁路注入到一喉道附近，產(chǎn)生穩(wěn)定、高效推力矢量，命名為“旁路式雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管”，奠定了團(tuán)隊(duì)后續(xù)研究的基礎(chǔ)，其典型構(gòu)型如圖5所示。

圖5 旁路式雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管

范志鵬接著對(duì)次流流量及二喉道高度對(duì)雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的性能影響開展了研究，計(jì)算發(fā)現(xiàn)推力矢量角隨次流流量的增加呈先增大后減小趨勢，當(dāng)噴管主流為完全超聲速且二喉道處聲速線消失時(shí)，噴管達(dá)到最大推力矢量角，獲得了二喉道高度與推力矢量角的關(guān)系。

顧瑞隨后使用基于多學(xué)科多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)分析軟件Isight平臺(tái)，針對(duì)旁路式雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的關(guān)鍵幾何參數(shù)，進(jìn)行了多變量、多目標(biāo)優(yōu)化；并針對(duì)典型噴管構(gòu)型進(jìn)行了矢量開啟的動(dòng)態(tài)研究，并提出了使用補(bǔ)充流量通道，進(jìn)行加力狀態(tài)下流量調(diào)節(jié)的方案研究。

汪陽生則針對(duì)雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管起動(dòng)問題進(jìn)行了細(xì)致的工作，獲得了噴管氣動(dòng)性能隨噴管幾何參數(shù)的規(guī)律；開展了軸對(duì)稱構(gòu)型旁路式雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管關(guān)鍵幾何參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)；采用記憶合金材料，完成了軸對(duì)稱構(gòu)型旁路式雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管流量調(diào)節(jié)方案的設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了初步的演示實(shí)驗(yàn)。

在汪陽生的研究基礎(chǔ)上，團(tuán)隊(duì)進(jìn)一步設(shè)計(jì)了多種針對(duì)氣動(dòng)推力矢量噴管的流量調(diào)節(jié)方案。黃帥、潘睿豐、蔣晶晶和張玉琪等提出了以反推、短距/垂直起降為代表的多種功能雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管改型，探索了隱身修形的雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管，并率先開展了相應(yīng)的實(shí)驗(yàn)。林泳辰和黃帥等進(jìn)一步完成了基于旁路式雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的高機(jī)動(dòng)無舵面飛行器飛行實(shí)驗(yàn)。

研制難點(diǎn)和未來研究重點(diǎn)

與其他類型相比，雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管在推力矢量角、響應(yīng)速度等方面具有出色的性能，可以作為未來研究和發(fā)展的重要對(duì)象。面向未來工程應(yīng)用，雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的設(shè)計(jì)優(yōu)化和研究還存在以下問題，需要進(jìn)一步攻關(guān)。

優(yōu)化目標(biāo)多，迫切需要建立高效優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管沿流向截面主要幾何參數(shù)包括一喉道前部收斂角及長度，一喉道面積（高度），擴(kuò)張收斂段的擴(kuò)張段角度、長度和收斂段角度、長度等7個(gè)參數(shù)，并存在一定耦合關(guān)系。一旦在雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的基礎(chǔ)上進(jìn)一步進(jìn)行旁路式無源雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的設(shè)計(jì)優(yōu)化，將引入自適應(yīng)旁路通道相關(guān)幾何參數(shù)，增加優(yōu)化變量的個(gè)數(shù)。

而對(duì)于雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的優(yōu)化目標(biāo)來說，除了需要考慮的噴管推力系數(shù)、推力矢量角、流量系數(shù)等3個(gè)典型的氣動(dòng)參數(shù)外，還要考慮噴管矢量和非矢量等兩個(gè)典型的模態(tài)及其氣動(dòng)性能。同時(shí)，由于本噴管使用過程中會(huì)牽涉到矢量的動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)問題，因此，上述氣動(dòng)參數(shù)的變化規(guī)律也應(yīng)作為優(yōu)化目標(biāo)需要加以重點(diǎn)考慮。

綜上所述，雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管在優(yōu)化設(shè)計(jì)中優(yōu)化變量多，優(yōu)化目標(biāo)多，使用傳統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法工作量非常大，耗時(shí)長。因此，在噴管設(shè)計(jì)理論的指導(dǎo)下，通過已有數(shù)據(jù)，建立噴管典型性能的數(shù)據(jù)庫，結(jié)合最新的優(yōu)化設(shè)計(jì)算法，建立滿足雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管設(shè)計(jì)需要的高效優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，是下一步的研究重點(diǎn)。

尺寸略長，迫切需要建立緊湊型噴管的設(shè)計(jì)方法

雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的凹腔是矢量產(chǎn)生的重要部件，而凹腔的存在使得噴管長度明顯增加。對(duì)于旁路式無源雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管來說，一喉道前部的收斂段決定了自適應(yīng)旁路通道入口和出口的壓差，進(jìn)一步?jīng)Q定了噴管的矢量性能。同時(shí)，自適應(yīng)旁路的存在進(jìn)一步增加了噴管的輪廓尺寸。因此，在長度、輪廓約束下，如何優(yōu)化雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的型面，使得各方面性能盡可能高，是一個(gè)需要綜合優(yōu)化的問題。如果能將發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口的其他部件融于噴管內(nèi)一起設(shè)計(jì)，會(huì)是一個(gè)縮短噴管總長的解決思路。

流道復(fù)雜，迫切需要進(jìn)行輕便的流量可調(diào)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

由于雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管是依靠流場改變來實(shí)現(xiàn)推力矢量功能的，相比傳統(tǒng)的拉瓦爾噴管或者收斂噴管，雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管的流道相對(duì)復(fù)雜。但是，面向現(xiàn)役超聲速飛行器和具有加力功能的渦噴、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，甚至變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，開加力時(shí)必須要放大喉道面積，這對(duì)于原本流道復(fù)雜的雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管來說難度進(jìn)一步增加。單純依靠結(jié)構(gòu)簡單的氣動(dòng)調(diào)節(jié)方式實(shí)現(xiàn)的發(fā)動(dòng)機(jī)喉道面積調(diào)節(jié)范圍較小，難以滿足工程需要。如何利用盡可能少的結(jié)構(gòu)、付出盡可能少的代價(jià)，實(shí)現(xiàn)盡可能大的喉道面積調(diào)節(jié)，成為雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管能否與具有加力功能的發(fā)動(dòng)機(jī)適配的重要因素。

型面精度要求高，迫切需要進(jìn)行“氣動(dòng)-冷卻-結(jié)構(gòu)”一體化設(shè)計(jì)研究

特殊設(shè)計(jì)的流道是雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管矢量產(chǎn)生的關(guān)鍵，也是決定噴管在矢量模態(tài)和非矢量模態(tài)性能的最重要因素。因此，在加工和使用過程中，需要特別關(guān)注噴管型面的精度。一旦噴管關(guān)鍵型面出現(xiàn)輕微的偏差，噴管的關(guān)鍵氣動(dòng)性能則會(huì)出現(xiàn)天壤之別。而在實(shí)際使用過程中，雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管始終處于高溫高壓的工作狀態(tài)，有時(shí)內(nèi)外壓差將達(dá)到十余倍的環(huán)境壓力；同時(shí)噴管需要承受1500K左右的高速氣流沖刷，極易導(dǎo)致型面變形。因此，為了保證型面精度，需要綜合考慮氣動(dòng)、熱變形和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度因素進(jìn)行噴管的設(shè)計(jì)。

控制難度大，迫切需要進(jìn)行“飛機(jī)-發(fā)動(dòng)機(jī)-噴管”一體化控制

對(duì)于氣動(dòng)推力矢量噴管來說，大多數(shù)情況下推力矢量的產(chǎn)生本質(zhì)上就是噴管內(nèi)流場中流動(dòng)的分離與再附，存在一定的非定常性。僅依靠針對(duì)氣動(dòng)推力矢量噴管閥門、開關(guān)等的監(jiān)控難以實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)的閉環(huán)反饋控制，為噴管的精確控制帶來了難度。需要研究建立噴管關(guān)鍵型面壁面壓力分布或者分離點(diǎn)監(jiān)控的手段，或者通過大量計(jì)算和試驗(yàn)建立起較為準(zhǔn)確的數(shù)據(jù)庫，來確定噴管的控制方法和控制程序。若需要從航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)引氣，或者影響噴管進(jìn)口靜壓（即渦輪背壓），部分工況下會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)總體工作產(chǎn)生影響，則需要站在發(fā)動(dòng)機(jī)整體的角度，綜合控制發(fā)動(dòng)機(jī)和噴管。而推力矢量噴管產(chǎn)生的力和力矩對(duì)飛行器姿態(tài)產(chǎn)生影響，從這個(gè)角度上來說，對(duì)于具備推力矢量功能的發(fā)動(dòng)機(jī)、特別是裝備氣動(dòng)推力矢量噴管的發(fā)動(dòng)機(jī)來說，需要站在更高的總體角度謀劃控制系統(tǒng)，將氣動(dòng)推力矢量噴管作為和飛行器、發(fā)動(dòng)機(jī)同樣的層次參與控制。

結(jié)束語

作為氣動(dòng)推力矢量噴管的重要分支，雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管憑借優(yōu)異的綜合氣動(dòng)性能，具備優(yōu)秀的工程實(shí)用潛力。短期內(nèi)，雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管有望在無人機(jī)、靶機(jī)、導(dǎo)彈等平臺(tái)上開展應(yīng)用研究，積累噴管與飛行器、發(fā)動(dòng)機(jī)總體匹配相關(guān)經(jīng)驗(yàn)。未來，憑借高落壓比推力矢量角大、響應(yīng)迅速的特點(diǎn)，雙喉道氣動(dòng)推力矢量噴管完全可以作為推力矢量噴管的典型代表，在超聲速戰(zhàn)斗機(jī)和無人機(jī)上取得應(yīng)用。