激波矢量控制噴管技術(shù)分析

激波矢量控制噴管結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、響應(yīng)速率快、推力矢量效率高，用于未來(lái)先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)高落壓比排氣系統(tǒng)，可使戰(zhàn)斗機(jī)提高空中優(yōu)勢(shì)和生存概率。

隨著先進(jìn)機(jī)載武器、紅外/電磁探測(cè)系統(tǒng)等相繼投入使用，戰(zhàn)斗機(jī)的生存環(huán)境日益惡化。為了能在各類(lèi)空戰(zhàn)中取得優(yōu)勢(shì)、提高生存率，對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)性能提出了更高的要求（如超機(jī)動(dòng)、超聲速巡航、短距/垂直起降及隱身性能等），推力矢量技術(shù)成為一種必不可少的關(guān)鍵技術(shù)[1]。

推力矢量技術(shù)最終體現(xiàn)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)的推力矢量噴管上，一般可分為機(jī)械矢量噴管和氣動(dòng)矢量噴管。其中，機(jī)械矢量噴管起步早、成熟快，在現(xiàn)役戰(zhàn)斗機(jī)上已得到了廣泛應(yīng)用，但自身的一些缺陷，如大幅增加發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量、增多高溫環(huán)境下運(yùn)動(dòng)部件、提高部件冷卻要求、減弱隱身能力、降低可靠性、增加成本等，限制了在未來(lái)高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的使用[2]。而具有相同功能、質(zhì)量更輕的固定幾何氣動(dòng)矢量噴管逐漸步入研究者的視線，這類(lèi)矢量噴管借助二次流對(duì)噴管主流進(jìn)行控制，使之發(fā)生預(yù)期的偏轉(zhuǎn)，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、無(wú)作動(dòng)部件、質(zhì)量輕、成本低、響應(yīng)快、結(jié)構(gòu)完整性好、維修性強(qiáng)等特點(diǎn)[3-5]。

激波矢量控制（SVC）噴管是一種典型的氣動(dòng)矢量噴管，其工作原理是在收擴(kuò)噴管的擴(kuò)張段噴射入高壓二次流，形成激波，促使主流發(fā)生偏轉(zhuǎn)，從而形成可控的矢量角，如圖1所示。該噴管在高設(shè)計(jì)落壓比排氣系統(tǒng)上比其他氣動(dòng)矢量噴管有較明顯優(yōu)勢(shì)，能用于二維、軸對(duì)稱(chēng)收擴(kuò)噴管，在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)及航空發(fā)動(dòng)機(jī)上具有應(yīng)用潛力[6-10]。

圖1 激波矢量控制噴管的工作原理

激波矢量控制噴管氣動(dòng)構(gòu)型設(shè)計(jì)

激波矢量控制噴管氣動(dòng)構(gòu)型設(shè)計(jì)主要包括主噴管型面設(shè)計(jì)和二次流構(gòu)型設(shè)計(jì)。主要設(shè)計(jì)參數(shù)包括收擴(kuò)噴管構(gòu)型、噴管面積比、擴(kuò)張段長(zhǎng)度、二次流噴口形態(tài)、二次流噴口面積、二次流噴口位置、二次流噴口角度等，需要在設(shè)計(jì)及非設(shè)計(jì)落壓比工況下評(píng)估激波矢量控制噴管氣動(dòng)性能。主要性能參數(shù)包括主/次流流量系數(shù)、推力系數(shù)、推力矢量角、推力矢量效率等。

激波矢量控制噴管可用于軸對(duì)稱(chēng)和二維構(gòu)型的收擴(kuò)噴管，如圖2所示。在相同特征幾何參數(shù)下，如進(jìn)口直徑、收斂/擴(kuò)張段長(zhǎng)度、面積比、二次流噴射位置、二次流噴口面積及角度相同時(shí)，二維激波矢量控制噴管可實(shí)現(xiàn)的最大矢量角高于軸對(duì)稱(chēng)激波矢量控制噴管，但在考慮外流影響時(shí)軸對(duì)稱(chēng)激波矢量控制噴管推力矢量效率更高。噴管構(gòu)型的選擇，除了考慮激波矢量控制特性，還應(yīng)考慮與飛行器的融合設(shè)計(jì)。

圖2 不同構(gòu)型激波矢量控制噴管

激波矢量控制噴管用于高設(shè)計(jì)落壓比排氣系統(tǒng)時(shí)，推力矢量性能更好。對(duì)比激波矢量控制技術(shù)用于設(shè)計(jì)落壓比為4.5∶1、8∶1、14∶1等噴管時(shí)，能夠發(fā)現(xiàn)，設(shè)計(jì)落壓比越低，激波矢量控制法能實(shí)現(xiàn)的矢量角越小。其主要的原因是，設(shè)計(jì)落壓比越小，擴(kuò)張段長(zhǎng)度或者角度越小，誘導(dǎo)激波越容易和噴管另一側(cè)壁面相交，導(dǎo)致側(cè)向力/矢量角增長(zhǎng)慢或者逐漸減小。

二次流噴口形態(tài)包括多孔噴射、單縫噴射（含不同展向長(zhǎng)度）、多縫噴射等。一般而言，噴口形態(tài)越復(fù)雜，導(dǎo)致的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)越復(fù)雜，對(duì)激波形態(tài)、渦系發(fā)展等影響越大，如圖3所示。試驗(yàn)及數(shù)值結(jié)果表明，在低落壓比工況時(shí)，多縫噴射略有優(yōu)勢(shì)，但大部分工況下，全展長(zhǎng)單縫噴射結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、推力矢量效率高。

圖3 激波矢量控制噴管二次流多孔噴射構(gòu)型下的流場(chǎng)

二次流噴口面積、位置及角度的設(shè)計(jì)，需要與噴管工作工況綜合考慮。一般而言，二次流噴口面積會(huì)影響二次流的流量系數(shù)，進(jìn)而影響推力矢量效率，噴口大推力矢量效率高，但是對(duì)噴管結(jié)構(gòu)影響大；二次流噴口位置靠后，有利于實(shí)現(xiàn)大的矢量角；二次流噴射角度的優(yōu)化與二次流落壓比（NPR）等需要綜合考慮，如圖4所示。能夠發(fā)現(xiàn)，通過(guò)調(diào)整二次流落壓比或者二次流噴口幾何參數(shù)，使得誘導(dǎo)激波與噴管唇口相交時(shí)，能夠獲得最大的矢量角度，目前激波矢量控制噴管實(shí)現(xiàn)的最大矢量角約為24°。

圖4 二次流噴射角度對(duì)激波矢量噴管性能的影響

研究表明，激波矢量控制噴管推力矢量效率范圍在0.75° / %～1.6° / %之間。有大推力矢量角需求時(shí)，需要從發(fā)動(dòng)機(jī)引出10%甚至更多的高壓二次流，這會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)總體性能產(chǎn)生很大的影響，因此需要從新技術(shù)的優(yōu)化或探索等角度出發(fā)，提升激波矢量控制噴管的效率。

激波矢量控制噴管氣動(dòng)/紅外評(píng)估技術(shù)

激波矢量控制噴管的氣動(dòng)構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)能夠提升戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量能力，保障戰(zhàn)斗機(jī)的作戰(zhàn)效能和生存能力。除此以外，抑制排氣系統(tǒng)的紅外輻射也是提升現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)生存率的關(guān)鍵。排氣系統(tǒng)的高溫壁面和高溫燃?xì)馐菓?zhàn)斗機(jī)的主要紅外輻射源，其紅外輻射能量主要集中在 3 ～5 μm波段，是機(jī)載紅外搜索與跟蹤系統(tǒng)、紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈的主要探測(cè)區(qū)間。綜合考慮推力矢量和隱身性（thrust vectoring & stealth）的航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)理念正逐漸成為發(fā)展新趨勢(shì)。

在排氣系統(tǒng)推力矢量及紅外輻射特性等方面已經(jīng)取得的研究進(jìn)展表明：作為未來(lái)高推重比航空推進(jìn)器排氣系統(tǒng)備用技術(shù)的氣動(dòng)矢量技術(shù)，其基本的探索性研究已經(jīng)初見(jiàn)成效；排氣系統(tǒng)紅外輻射特性研究也日趨成熟，能夠?yàn)榕艢庀到y(tǒng)隱身設(shè)計(jì)提供有力支撐。但是，如何考慮氣動(dòng)矢量與紅外輻射綜合設(shè)計(jì)仍未全面開(kāi)展，特別是基于氣動(dòng)控制的排氣系統(tǒng)，二次流既對(duì)壁面及主流具有冷卻作用，又使得摻混特性比常規(guī)噴管更劇烈，所包含的流場(chǎng)特征，如激波系、渦系、分離流等，在影響推力矢量的同時(shí)也影響紅外輻射（見(jiàn)圖5）。而氣動(dòng)矢量與紅外輻射之間的相互影響關(guān)系、不同設(shè)計(jì)參數(shù)下二者的相干機(jī)制等尚未有明確定論。

圖5 激波矢量控制噴管紅外輻射特性

在綜合考慮推力矢量和紅外輻射的排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)將成為主流方向的形勢(shì)下，基于二次流控制的排氣系統(tǒng)氣動(dòng)矢量和紅外輻射耦合特性評(píng)估應(yīng)是先進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)過(guò)程中必須解決的基本科學(xué)問(wèn)題，急需進(jìn)一步的關(guān)注與研究。

激波矢量控制噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)耦合技術(shù)

激波矢量控制噴管的控制依賴(lài)從航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)的引氣實(shí)現(xiàn)。確定激波矢量控制噴管與航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)耦合方案是評(píng)估激波矢量控制噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)耦合性能的基礎(chǔ)。一般而言，研究部件與整機(jī)匹配最直觀的方法是整機(jī)試驗(yàn)，將激波矢量控制噴管安裝在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上，進(jìn)行地面或高空驗(yàn)證，但是開(kāi)展此類(lèi)試驗(yàn)研究難度過(guò)大、成本偏高。首先，結(jié)構(gòu)改動(dòng)大，需要在發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)不同位置開(kāi)孔引氣，并增加二次流流路系統(tǒng)；其次，測(cè)試內(nèi)容眾多，包括不同發(fā)動(dòng)機(jī)工況、二次流引氣量、二次流引氣位置、二次流噴射位置、二次流噴射角度等。試驗(yàn)研究方法在技術(shù)評(píng)估階段并不可行，該類(lèi)部件與整機(jī)匹配性問(wèn)題的研究仍需以數(shù)值模擬為主。

目前，較為可行的激波矢量控制噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)耦合方法是：基于試驗(yàn)設(shè)計(jì)技術(shù)（design of experiment）產(chǎn)生具有代表性的試驗(yàn)點(diǎn)，對(duì)各試驗(yàn)點(diǎn)進(jìn)行數(shù)值模擬，并把所得的結(jié)果進(jìn)行近似建模，將該近似模型與航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)模型通過(guò)壓力、流量等平衡關(guān)系耦合起來(lái)，即整機(jī)耦合模型。此模型能夠用來(lái)評(píng)估不同工況下激波矢量控制噴管與航空發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配特性，即整機(jī)耦合模型在不同引氣量及不同引氣位置工況下對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作點(diǎn)、激波矢量控制噴管性能的影響，如圖6所示。

圖6 激波矢量控制噴管與航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)耦合方法

激波矢量控制噴管面臨技術(shù)問(wèn)題及發(fā)展趨勢(shì)

大幅提升推力矢量效率以降低對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響

激波矢量控制噴管所需的二次流引自風(fēng)扇/壓氣機(jī)等高壓部件，這意味著獲得推力矢量角是以犧牲發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能為代價(jià)的。研究發(fā)現(xiàn)，從風(fēng)扇后引出10%的二次流進(jìn)行激波矢量控制可獲得14°推力矢量角，推力矢量效率為1.4° / %，造成推力下降約15%，耗油率增加約13%。實(shí)現(xiàn)更大的推力矢量角，需要更多的高壓二次流，發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能的損失更大，因此，激波矢量控制面向工程化時(shí)必須解決推力矢量效率低的問(wèn)題，用盡可能少的二次流獲得最大推力矢量角。應(yīng)進(jìn)一步開(kāi)展噴管設(shè)計(jì)參數(shù)智能優(yōu)化、激波氣動(dòng)/機(jī)械矢量方法組合、激波/其他氣動(dòng)矢量方法組合等策略研究，以期實(shí)現(xiàn)高推力矢量效率。

實(shí)現(xiàn)飛機(jī)/排氣系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)

不同構(gòu)型飛機(jī)后機(jī)體形狀差別較大，激波矢量控制噴管與后機(jī)體融合處的幾何形態(tài)也不盡相同。噴管出口附近幾何形態(tài)會(huì)嚴(yán)重影響排氣的波系結(jié)構(gòu)發(fā)展和流動(dòng)方向，導(dǎo)致激波矢量控制偏轉(zhuǎn)規(guī)律發(fā)生變化。同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)排氣也會(huì)影響后機(jī)體外流狀態(tài)，在推力矢量偏轉(zhuǎn)時(shí)，與外流來(lái)流相互作用，在飛機(jī)后體外蒙皮上產(chǎn)生不同大小的作用力，影響飛機(jī)的飛行姿態(tài)。因此，在激波矢量控制噴管設(shè)計(jì)時(shí)，需要考慮在特定后機(jī)體構(gòu)型下，噴管內(nèi)外流氣體流動(dòng)機(jī)理及激波矢量控制偏轉(zhuǎn)規(guī)律，以支撐激波矢量控制噴管與未來(lái)可面對(duì)目標(biāo)機(jī)型的飛發(fā)一體化設(shè)計(jì)。

發(fā)展可靠的控制方法實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行姿態(tài)控制

為了確保激波矢量控制噴管在飛行器上穩(wěn)定工作，需要確定一套激波矢量控制規(guī)律，如以二次流流量或壓比作為控制變量實(shí)現(xiàn)對(duì)矢量角度的精準(zhǔn)控制，制定引氣流量范圍、可實(shí)現(xiàn)的推力矢量角度范圍以及引氣流量與推力矢量角之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系。發(fā)展可靠的推力矢量控制方法是激波矢量控制噴管在飛行器上應(yīng)用不可或缺的一步。激波矢量控制的實(shí)施會(huì)直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)工況、性能以及飛機(jī)的飛行姿態(tài)，未來(lái)的推力矢量控制系統(tǒng)應(yīng)當(dāng)與發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)及飛行控制系統(tǒng)耦合，形成一體化矢量控制系統(tǒng)。該系統(tǒng)在飛機(jī)飛行時(shí)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)飛行狀態(tài)參數(shù)，指導(dǎo)發(fā)動(dòng)機(jī)及矢量噴管的及時(shí)響應(yīng)，確保飛行器機(jī)動(dòng)操作的安全穩(wěn)定。

結(jié)束語(yǔ)

激波矢量控制噴管技術(shù)利用橫向射流對(duì)超聲速主流進(jìn)行控制，對(duì)二維、軸對(duì)稱(chēng)收斂-擴(kuò)張噴管均可實(shí)施，在高落壓比工況下氣動(dòng)性能好、推力效率高，在減輕質(zhì)量、隱身及一體化設(shè)計(jì)等方面具有顯著優(yōu)勢(shì)。目前，該技術(shù)成熟度在5 ～6級(jí)，近幾年該技術(shù)的成熟度可能得到大幅提升。預(yù)計(jì)未來(lái)各種氣動(dòng)推力矢量控制方法可相互結(jié)合、互為補(bǔ)充，在不降低發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能的基礎(chǔ)上顯著提升飛行器機(jī)動(dòng)能力，促進(jìn)飛行器一體化綜合控制系統(tǒng)的發(fā)展。