S/VTOL战斗机用推力矢量喷管技术的发展及关键技术分析

王占学，刘 帅，周 莉

（西北工业大学动力与能源学院，陕西西安，710072）

0 引言

短距起飞/垂直降落(S/VTOL)性能已成为未来战斗机的1项重要性能指标要求。具有S/VTOL性能的战斗机降低了对机场跑道的要求，减少了对机场的依赖程度[1]。20世纪中期至今，S/VTOL飞行器的动力装置发展了多种形式，其中包括尾座式[2]、升力风扇[3]、升力发动机、升力发动机与巡航发动机[4]及升力风扇和巡航发动机[5-6]等。随着S/VTOL技术的发展，在升力方案上，由飞机转向变为发动机转向进而过渡到发动机推力转向；在起降方式上，由最初的垂直起降变为短距起飞垂直降落。目前，典型的S/VTOL战斗机包括英国“鹞”式战斗机、苏联Yak-141战斗机及美国的F-35B战斗机[7]，其升力/巡航发动机用矢量喷管都可以向下偏转至与地面垂直使喷气流垂直向下喷射，便可具备S/VTOL能力。

国外对S/VTOL战斗机用矢量喷管做了大量的方案设计及试验研究工作[8-9]，具有代表性的S/VTOL战斗机用矢量喷管有单膨胀斜面喷管(SERN)、加力偏转喷管(ADEN)、转向喷管及3轴承偏转喷管。从偏转形式上可将上述喷管分为2类：S/VTOL战斗机用2元矢量喷管和旋转喷管。S/VTOL战斗机用2元矢量喷管包括单膨胀斜面喷管和加力偏转喷管，其前部分的喷管通道固定，通过尾部可调的偏转机构实现喷管偏转到垂直状态；旋转喷管包括转向喷管及3轴承偏转喷管，通过单个或多个喷管筒体相互旋转实现喷管整体型面的偏转。

1 典型的S/VTOL战斗机用矢量喷管

1.1 S/VTOL战斗机用2元矢量喷管

1.1.1 单膨胀斜面喷管（SERN）

单膨胀斜面喷管是美国GE公司发展用于短距起降的矢量喷管[10]，其结构如图1所示。GE公司对单膨胀斜面喷管的研究始于1972年，研究的初衷是为舰载截击机提供短距起降所需的矢量推力功能。该单膨胀斜面喷管的上下调节片由作动器分别控制，下调节片实现喷管面积控制并与上调节片差动定位实现气流方向的改变。其缩比模型曾被安装在F-18飞机上进行了常规状态及矢量角为20°的气动性能测试。

图1 单膨胀斜面喷管

1986年，英国RR公司对单膨胀斜面喷管进行了设计及研究，并在NASA兰利研究中心对喷管模型进行了试验。试验主要是针对单膨胀斜面喷管侧壁几何形状、上斜面长度、上斜面曲率、腹部调节片、斜角以及可调外部膨胀斜面对喷管性能的影响而展开的[11]。在联合先进攻击技术计划(JAST)中，RR公司设计了S/VTOL升力系统用单膨胀斜面喷管，可通过偏转喷管外侧调节片至垂直位置改变气流方向产生升力。为了控制喷管90°矢量角下的出口面积，喷管内侧调节片设计成可滑动的嵌板，根据发动机不同模态需要，调节喷管面积以保证涡轮轴驱动升力风扇系统的正常工作。RR公司在美国国防先进研究项目局用于测试缩比轴驱动升力风扇动力系统模型性能的LSPM试验台架上对该单膨胀斜面喷管进行性能测试，如图2所示。结果表明单膨胀斜面喷管在90°矢量角下，气流首先与外侧调节板发生碰撞，随后在内侧调节板的唇口出现气流分离。由于单膨胀斜面喷管在90°矢量角下的推力系数偏小，且喷管总体质量偏大，因此X-35升力系统用单膨胀斜面喷管被后来的3轴承偏转喷管所代替。

图2 单膨胀斜面喷管在LSPM试验台架试验

1.1.2 加力偏转喷管（ADEN）

1974年，GE公司针对美国海军发展先进多任务S/VTOL战斗机的需要提出了加力偏转喷管方案（ADEN）[10]，如图3所示。加力偏转喷管主要包括如下组件：（1）2元变几何收－扩调节片。（2）腹部调节片。（3）外部膨胀斜面（可固定或可调，依赖于具体的安装要求）。（4）可旋转的推力矢量导流管。该喷管通过可旋转的推力矢量导流管改变气流流动方向从而产生垂直于地面的升力。但受喷管结构限制，该喷管只能产生俯仰方向的矢量推力，不能产生偏航推力。1976年，该加力偏转喷管在YJ101发动机上进行了长达4h的性能测试试验。在试验过程中，当发动机处于加力模态且喷管偏转至92°矢量角状态下，喷管排气温度达1967K。此外，该喷管还在NASA刘易斯研究中心的推进系统试验室进行了测试，并于1983年在F404-GE-400发动机上进行了装机性能评估及实际导热性评估。

图3 GE公司设计的ADEN喷管

1.2 S/VTOL战斗机用旋转喷管

1.2.1 转向喷管

转向喷管最早应用在“飞马”发动机（如图4所示）上，并于1959年9月首次运转。喷管安装在发动机两侧，前端通过轴承与发动机联接，可由水平位置旋转到垂直位置及反推位置产生巡航推力、垂直升力及反推力。RR公司早期还对带导流叶片的斜切出口转向喷管进行研究[11]，分别对不同的导流叶片数量、叶型、喷管弯转半径、弯转角度及喷管收缩比等9种不同构型的喷管进行了性能测试评估，并将带导流叶片的喷管与无导流叶片的喷管进行了气动性能上的对比。20世纪60年代，英国皇家空军对S/VTOL战斗机提出超声速要求，英国霍克公司在P.1154试验机的前转向喷管中应用了喷管加力燃烧（PCB）技术[12]，以期与发动机的加力燃烧室共同工作使飞机达到超声速飞行。同时，RR公司为满足发动机的超声速工况，对转向喷管进行了结构上的改变，在喷管尾缘安装了可调斜面支板用以调节喷管喉部面积，并在BS100/PCB发动机上进行了试验。

图4 RR公司转向喷管试验件

1.2.2 3轴承偏转喷管（3BSN）

3轴承偏转喷管由3段可相互旋转的喷管筒体构成，3段筒体主要由椭圆型面构成以保证3段筒体的斜切面为便于轴承安装的圆截面。3段筒体通过筒体间特殊的几何关系及联接轴承的相互旋转实现喷管由0°到90°的偏转，且根据特定的调节规律保证偏转过程中矢量推力在同一俯仰面内。同时，3轴承偏转喷管也可通过旋转第1个轴承产生通过飞机中心线的偏航推力，而不产生附加的滚转力矩。

20世纪60年代中期，英国RR、美国GE、PW 和柯蒂斯莱特公司都对3轴承偏转喷管进行了结构研究及气动性能计算[13-14]。1967年，GE公司基于3轴承偏转喷管的型面及结构设计，在JT8D发动机上对3轴承偏转喷管进行了首次气动性能试验[8]。由于受温度的限制，喷管试验件并未安装轴承，3段喷管筒体刚性连接并使喷管型面保持在90°矢量角状态。在试验过程中，发动机为全加力模态，为避免高温排气流对试验台架下方地面的烧蚀，3轴承偏转喷管喷口朝向上方。

1972年6月，为满足美国海军制海舰计划(SCS)对S/VTOL战斗机的需求，GE公司的康维尔分公司设计了Convair200S/VTOL战斗机。Convair200的升力布局与后期前苏联研制的Yak-141战斗机的类似，Convair200采用PW401发动机作为升力/巡航发动机，发动机后采用3轴承偏转喷管提供垂直起降用升力，并在驾驶舱后面安装2台AllisionXJ99升力发动机增加升力，该升力分配于飞机重心前方以平衡由3轴承偏转喷管产生的升力[15]。在SCS计划的竞争中，Convair200战斗机败给了罗克韦尔公司设计的XFV-12战斗机，美国关于3轴承偏转喷管的研究也随之暂时终止。

1989年，在前苏联Yak设计局设计的Yak-141战斗机上实现了3轴承偏转喷管的首次试飞，其应用的3轴承偏转喷管在偏转原理上与之前其他西方国家设计的3轴承偏转喷管偏转方案相同，但在喷管型面设计上略有不同，Yak-141战斗机应用的3轴承喷管在常规状态时型面略有弯曲，如图5所示。Yak-141战斗机虽然成功地实现了垂直起降试飞，但由于前苏联的解体及研究经费的欠缺，Yak-141战斗机的研制于1991年终止。

1994年，美国X-35原型机用单膨胀斜面喷管在试验中表现出较差的气动性能。为取代单膨胀斜面喷管，PW 公司与洛克希德·马丁公司对3轴承偏转喷管开展了气动性能试验，测试了喷管在90°矢量角下的后体阻力及喷管与发动机一体化气动特性。试验表明，3轴承偏转喷管在气动性能及结构质量上均比单膨胀斜面喷管的更具优势。1995年，洛克希德·马丁公司正式用3轴承偏转喷管取代单膨胀斜面喷管应用在X-35原型机中，X-35原型机后期衍生为JSF计划中的X-35B试验机并发展为F-35BS/VTOL战斗机，标志着3轴承偏转喷管真正进入了实用状态。F-35B装配的3轴承偏转喷管模型如图6所示。

图5 Yak-141战斗机用3轴承偏转喷管

图6 F-35B战斗机的3轴承偏转喷管模型

2 S/VTOL战斗机用矢量喷管的关键技术

2.1 同时满足大矢量偏角和多任务作战需求的技术

S/VTOL战斗机用矢量喷管除了可在飞机垂直起降时实现90°的大矢量角偏转产生升力外，同时应满足新一代战斗机多任务作战需求。首先，喷管偏转机构的设计应在保证喷管常规状态气动性能的前提下，实现大矢量角偏转功能。其次，喷管应考虑调节喉部面积及出口面积的机械设计以保证新一代战斗机在亚声、跨声及超声工况下喷管与发动机工作状态的匹配，满足发动机宽范围工作需求。喷管喉部及出口面积的调节需要单独的驱动及控制系统实现，调节机构的设计应兼顾喷管常规、矢量状态的气动性能及喷管特殊型面对调节机构的限制，增加了新一代S/VTOL战斗机用矢量喷管的设计难度。

2.2 矢量喷管偏转机构的设计及特性研究技术

S/VTOL战斗机用矢量喷管的偏转机构不仅应满足大矢量偏角需求，且应能够实现飞机飞行过程中的俯仰、偏航、滚转等姿态控制及反推功能。喷管由常规状态过渡到垂直起降状态过程中，偏转机构应保证矢量推力的连续变化且方向保持在同一俯仰平面内而不产生侧向力。

矢量喷管偏转机构的特性研究技术主要包括喷管的运动规律研究及喷管克服气动载荷偏转时所需力矩的研究。矢量喷管的偏转机构机械系统复杂，需要对偏转机构的运动规律进行优化研究，掌握矢量喷管在不同工况下的运动规律，以实现对喷管机械运动的控制。喷管偏转机构偏转所需驱动力矩的计算是确定喷管作动系统体积、质量及设计复杂程度的关键。2元S/VTOL喷管的驱动力矩的计算较为简单，但对于旋转喷管，尤其是3轴承偏转喷管，由于其特殊的3维偏转方式，各段筒体驱动力矩的计算较为复杂，需要通过数值模拟及试验来确定驱动力矩的大小，从而合理设计喷管的驱动系统。

2.3 高温下大角度偏转喷管的密封、冷却及质量减轻技术

S/VTOL战斗机用矢量喷管通过可动部件实现偏转，且喷管工作在高温环境中，因此对喷管的密封、冷却及质量减轻技术的研究尤为重要。

2.3.1 喷管的密封技术

密封是保证S/VTOL战斗机用矢量喷管工作可靠性及气动性的关键技术。一方面，S/VTOL战斗机用矢量喷管一般安装在发动机加力燃烧室后面，喷管在热燃气环境中应保证结构的完整性，避免高温燃气泄漏造成火灾；另一方面，良好的密封性能可减少喷管漏气造成的推力损失。喷管的密封系统要克服高温环境下温度对密封件的热载荷，保证旋转件与固定件间的最小间隙，减小旋转件与固定件之间摩擦，避免动部件所需驱动力矩的增加，同时又要保证良好的密封性能。

2.3.2 喷管的冷却技术

喷管处于偏转状态时，弯曲的型面会造成喷管壁面温度分布不均匀，从而引起局部温度过高使喷管发生形变。通常采用气膜冷却方式从发动机冷流部件引出冷却气流对喷管壁面进行冷却，同时起到降噪作用。F-35B战斗机装配的3轴承偏转喷管采用双层壁面的结构形式，冷却气流从双层壁面之间流过，降低了内壁面对外壁面的热传导且使内壁面温度降低。由于冷却气流由发动机冷流部件引出，引气流量的大小会影响发动机的尺寸和质量，甚至影响发动机的热力循环，过多的引气会造成发动机的推力损失，同时，冷却气流在喷管偏转状态下受到压力梯度的影响使气流的流动受到干扰甚至反向流动，因此，有必要对喷管进行热传导及压力损失分析。冷却气流对喷管进行冷却后会重新参与发动机的热力循环从喷管排出，冷却气流流路的合理设计可减小冷却气流的能量损失，增大喷管的推力系数。

2.3.3 喷管的质量减轻技术

喷管质量的增加会造成飞机质量的增加及飞机重心的改变。喷管质量与喷管长度及喷管机械设计的复杂程度有关。喷管长度较长时会增加喷管的质量，喷管长度不足时会影响喷管偏转状态下的内流特性，所以需要认真衡量喷管推力与质量之间的关系。除此之外，复杂的喷管偏转机构、作动系统及控制系统也会使喷管质量增加。喷管质量减轻可从喷管材料及机械结构的简化上着手，例如考虑耐高温轻质量喷管材料—陶瓷、碳-碳复合材料。

2.4 矢量喷管的飞机平衡技术

升力/巡航发动机产生的升力（依靠大角度偏转喷管实现）与前置升力装置产生的升力（依靠升力风扇等实现）的大小及其相对飞机重心的水平距离是飞机在俯仰方向上保持平衡的重要参数。所以需要对S/VTOL战斗机用矢量喷管的升力大小及其相对于飞机重心的位置进行研究。对于给定质量及升力需求的飞机，升力/巡航发动机所需产生的升力随着升力作用点与重心距离的减小而增加。为充分利用升力/巡航发动机用矢量喷管产生的升力，应尽量使喷管的出口位置即升力/巡航发动机的升力作用点靠近飞机的重心。这种升力布局方式可以减小飞机对前置升力装置的升力需求，从而降低了仅在发动机悬停及垂直起降模态下工作的前置动力装置设计的复杂度、尺寸和质量，使推进系统的整体质量减轻，提高了战斗机的多任务作战能力。

2.5 矢量喷管在近地面条件下的升力损失评估技术

在S/VTOL战斗机起降过程中，喷管偏转时出口与地面之间的距离随着矢量角的增大而逐渐缩短。与其他S/VTOL战斗机用矢量喷管相比，安装在出口直径较大的单台升力/巡航发动机上的3轴承偏转喷管在偏转过程中喷管出口与地面距离最短。喷管出口与地面间隙过小会影响喷管出口背压，进而造成喷管的升力损失，因此需要评估喷管出口与地面之间的间隙对喷管升力损失的影响以确定喷管出口的合理高度。另外，在近地面条件下造成喷管升力损失的原因还包括飞机下表面的卷吸效应及喷泉效应。因此需要对飞机下表面的卷吸效应及喷泉效应的形成机理及其对喷管升力损失的影响进行数值模拟及试验验证，并对不同形式的升力系统进行升力损失评估。

3 开展S/VTOL战斗机用矢量喷管技术研究的建议

相比于西方国家，中国对S/VTOL战斗机用矢量喷管研制经验尚浅，应吸取国外对S/VTOL战斗机用矢量喷管的研制经验及教训，结合中国发动机实际需要，对S/VTOL战斗机用矢量喷管进行技术积累及机型验证，为中国S/VTOL战斗机的型号研制做好充足的技术储备。

美国和英国对多种S/VTOL战斗机用矢量喷管进行了大量的基础研究工作，为后期的S/VTOL战斗机的型号研制提供了宝贵的试验数据及技术积累，加快了后期S/VTOL战斗机的型号研制进展。前苏联借鉴了美国的经验教训，简化了大量的基础研究工作，重点研究S/VTOL战斗机用旋转喷管，在一定程度上缩短了研制时间，节省了研究经费。根据中国目前的国情，S/VTOL战斗机用矢量喷管的研究应在吸取国外成功经验的同时突出重点研究对象，将基础研究与型号应用相结合，分阶段实现装配型号的S/VTOL战斗机用矢量喷管的最终研制。

中国S/VTOL战斗机用矢量喷管的研究应以3轴承偏转喷管为首选方案。根据国外的技术经验，“飞马”发动机采用的转向喷管增加了发动机的横截面积，不利于飞机实现超声速飞行；单膨胀斜面喷管的质量和气动性能均不如3轴承偏转喷管的；加力偏转喷管的质量在S/VTOL战斗机用2元矢量喷管中最轻，且气动性能相对单膨胀斜面喷管好，但不能提供飞机的偏航控制功能。与其他S/VTOL战斗机用矢量喷管相比，3轴承偏转喷管结构简单，质量轻，气动性能好，横截面积小，利于实现飞机的超声速飞行，且能够提供飞机需要的各种姿态控制，喷管出口更靠近飞机重心。

中国对S/VTOL战斗机用矢量喷管的研究可分3个阶段进行。

第1阶段：基础研究及预言阶段。在研究初期，掌握S/VTOL战斗机用矢量喷管偏转机的构设计及特性研究技术，完成喷管内流特性的数值模拟。基于小型涡喷发动机，对喷管缩比试验件进行关键技术的试验验证、积累试验数据及技术经验。基于小型飞行试验台架进行发动机/喷管一体化试验研究，对喷管配重、喷管平衡性能、喷管姿态控制及垂直偏转功能进行试验测试。

第2阶段：试验验证与技术积累阶段。利用现有的发动机作试验平台，基于缩比试验件的试验数据及技术经验对喷管试验件进行地面冷、热态试验。利用升力系统试验台架对喷管进行喷管、发动机及前置动力装置一体化的性能测试，着重解决喷管关键技术在工程应用中存在的问题，掌握S/VTOL战斗机用矢量喷管的关键技术，为进一步的型号发展奠定坚实的基础。

第3阶段：型号应用与飞行验证阶段。根据S/VTOL战斗机型号对矢量推力的需求，将矢量喷管的研究成果应用到具体S/VTOL战斗机型号研制中，加快S/VTOL战斗机研制进程，最终完成对S/VTOL战斗机用矢量喷管的整机飞行试验验证。

4 结束语

综上所述，国外对S/VTOL升力/巡航发动机用矢量喷管的研究起步较早且从未间断，同时为进一步满足S/VTOL技术对升力系统矢量推力的需求，对多种类型的推力矢量喷管进行了大量研究。

由于S/VTOL飞机用推力矢量喷管技术不仅有助于降低飞机对跑道的依赖性，减小航母的设计难度，同时也可以提高飞机机动性能，因此有必要借鉴国外已成熟的S/VTOL飞机用推力矢量喷管技术来开展国内的相关研究，一方面可为国内S/VTOL飞机用推力矢量喷管技术发展做必要的技术储备，另一方面也可通过其技术牵引作用促进国内航空发动机技术的发展。

[1]Ward B D，Lewis W J.Advantages of thrust vectoring for S/TOVL[R].AIAA-1987-1708.

[2]Allen F J.Bolt upright:Convair's and Lockheed's VTOL fighters[J].Air Enthusiast，2007，127：13-20.

[3]Gerdes R.Lift fan aircraft-lessons learned from XV-5 flight experience[R].AIAA-1993-4838.

[4]Weinraub R A.Reingestion and footprint characteristics of the VAK 191B[J].Journal of Aircraft，1978，15（4）：222-226.

[5]Hill D C，Wasters M H.Conceptual design of a lift fan plus lift/cruise fighter aircraft[R].AIAA-1974-969.

[6]Bevilaqua P M.Joint strike fighter dual-cycle propulsion system [J].Journal of Propulsion and Power，2005，21（5）：778-783.

[7]Bevilaqua P M.Inventing the F-35 joint strike fighter[R].AIAA-2009-1650.

[8]Hall G R.Experimental investigation of a novel VTOL thrust vectoring nozzle[J].Journal of Aircraft，1965，2（4）：312-317.

[9]Romine B M，Meyer B E.A static investigation of several S/TOVL exhaust system concepts[R].AIAA-1989-2928.

[10]Dusa D J,Speir D W,Rowe R K.Advanced technology exhaust nozzle development[R].AIAA-1983-1286.

[11]David J H E.A review of lift nozzle model testing at Rolls-Royce[R].AIAA-1993-4866.

[12]Barnes G R，Curry S G，Wood A C R.Vectoring exhaust nozzle technology[R].AIAA-1984-1175.

[13]Palcza J L，Lander J A.Exhaust nozzle deflector systems for V/STOL fighter aircraft[R].AIAA-1974-1169.

[14]Kentfield J A C.Nozzles for jet-lift V/STOL aircraft[J].Journal of Aircraft，1967，4（4）：283-291.

[15]Maddock I A，Hirschberg M J.The quest for stable jet borne vertical lift：ASTOVL to F-35 STOVL[R].AIAA-2011-6999.