双喉道推力矢量喷管研究进展

夏雪峰，高峰，黄桂彬，杨文佳

(空军工程大学 防空反导学院，西安 710051)

双喉道推力矢量喷管研究进展

夏雪峰，高峰，黄桂彬，杨文佳

(空军工程大学 防空反导学院，西安 710051)

推力矢量喷管能够大幅提升飞行器的机动性，传统机械式矢量喷管因结构复杂、可靠性差等缺点而使用受限，相比之下，气动矢量喷管的综合性能更为突出，已发展出多种类型，包括激波控制型、双喉道型等。本文简要介绍了气动矢量控制技术的发展现状，重点综述了矢量效果最好的双喉道喷管在二元、轴对称模型气动特性和构型优化等方面的研究情况，并基于现阶段研究的不足，对未来发展方向提出设想。

双喉道喷管；推力矢量；气动特性；构型优化

0 引 言

高技术条件下的现代战争，对制空权的争夺日趋激烈，战斗飞行器在具备高空高速性能的基础上，对高机动性和高敏捷性的需求愈发迫切。20世纪70年代中期，德国MBB公司首先提出通过控制尾流喷射方向来提高飞机的机动能力，并于1990年同美国的Rockwell公司、Boeing公司联合研制了实验验证飞机[1]。经过多年发展与改进，推力矢量控制技术体系日趋成熟，其主要的技术理念是将发动机推力矢量化，使推进系统在提供前进动力的同时还提供侧向力[2]。采用推力矢量控制技术后，战斗机的机动性和敏捷性大幅提升，短距起降性能增强，尾翼反射面积减小也使得其隐身性能相应增强；导弹则能够在初速低气动控制力不足、高空巡航气体密度低影响控制效率、接近目标需要大过载高机动时，及时得到矢量推力从而改变飞行姿态[3]。

推力矢量喷管是实现推力矢量控制技术的核心部件，通常分为机械式和气动式两种。机械式矢量喷管通过伺服机构驱动燃气舵、扰流片、球面收敛调节片或其他机械部件以改变发动机喷管出流方向，从而产生推力矢量。民兵Ⅰ、海麻雀、战斧等导弹和F22、F35、SU-35等先进战机均采用了机械式矢量喷管，机动性能得到明显增强[4]。但机械式矢量喷管存在发动机结构复杂、质量大、可靠性差、可维修性差、推力损失严重、材料要求高等突出问题，制约了其进一步发展。20世纪90年代，在流体力学领域相关研究成果的基础上，提出并发展了固定几何的气动矢量喷管技术。与传统的机械式矢量喷管相比，气动矢量喷管的矢量偏转效果好、角度稳定、简单轻质、可靠性高，其中双喉道推力矢量喷管的性能尤为突出，受到了广泛关注。

本文简要介绍了气动矢量技术的发展情况，并以双喉道气动矢量喷管为研究对象，综述了其近年来在二元和轴对称模型气动特性、构型优化及矢量增强等关键问题上的研究现状。

1 气动矢量控制技术

2003年，NASA和美国空军(The United States Air Force，简称USAF)对气动矢量喷管的潜在性能进行了评估，并与机械式矢量喷管的性能进行了对比研究，结果表明：采用气动方式控制喷管喉道面积，喷管重量下降28%～40%；应用气动方式同时控制喉道和出口面积，喷管重量下降43%～80%，发动机推重比增加7%～12%，制造成本降低37%～53%[5]。此外，气动矢量技术还减小了飞行器雷达的反射面积，在很大程度上提高了喷管的隐身性能，减少甚至消除了许多移动部件和缝隙，提高了系统的可靠性和使用寿命。

气动矢量喷管经过20多年的发展，已经演化出五种技术类型：激波矢量控制型(Shock Vectoring Control，简称SVC)、逆流型(Counter-flow)、同向流型(Co-flow)、喉道偏移型(Throat Skewing，简称TS)和双喉道型(Dual Throat Nozzle，简称DTN)。

上述五种类型的气动矢量控制技术因各自的矢量机理不同而具有相应的优缺点。SVC通过注入不对称二次流产生斜激波来获得稳定的矢量角[6-7]，但激波带来的推力损失较大，导致推力系数较低；逆流型通过逆流抽吸形成负压使主流偏转，主流容易发生附壁且不易脱离，导致矢量角的调节产生较严重的迟滞，动态响应特性较差，降低了矢量控制效率[8-9]；同向流型由于二次流与主流方向相同，能够贡献一定推力，因而具有较高的推力效率，在主流Ma<1时，其推力矢量性能较好，但随着主流马赫数的增加，矢量效率逐渐下降[10]；TS既能通过注入不对称二次流实现矢量偏转，又能通过注入对称二次流实现流量控制[11-12]，其推力系数能够达到0.94～0.98，但矢量效率却低至每消耗1%次流流量只产生1.5°的气动矢量角[13]；DTN是通过在喉道下游设置凹腔来放大喉道偏移矢量的偏转效果，经实验验证，在喷管落压比(Nozzle Pressure Ratio，简称NPR)为4 时获得了15°矢量角，矢量效率为6.1°每1%次流流量，推力系数达到0.968[14-15]；理想最佳状态下，其数值模拟结果显示，NPR=2时，推力矢量角为20°，NPR=10时，推力矢量角为16°，性能突出[15]。

综合比对各项研究，表明双喉道喷管(DTN)基本克服了机械式气动矢量喷管的诸多缺点，与其他气动矢量控制喷管相比，其推力矢量效率更高、推力损失较小，在矢量控制技术中具有明显优势，应用前景十分广泛。

2 双喉道气动矢量技术

美国NASA兰利研究中心的Deere团队在一份技术报告中基于喉道偏移技术率先提出了双喉道气动矢量喷管构型[5]，并阐述了其矢量机理，如图1所示。基于喉道偏移技术，通过设置收敛—扩张—收敛喷管形成双喉道，在上游喉道注入非对称二次流，引导主流在凹腔内产生非对称流场结构，并迫使气流在分离腔内形成低压二次回流区，利用压差使主流以与水平轴线成一定夹角喷出，从而获得矢量推力[15]。喉道高度、凹腔扩张收敛角、凹腔长度为主要的几何构型参数，喷管落压比、次流流量及压比、入口总温等为主要的可调节气动参数，推力矢量角、矢量效率、流量系数为主要的性能表征参数[14]。

图1 双喉道矢量喷管示意图

2.1 二元DTN气动特性

针对二元双喉道喷管，Deere团队首先基于全隐式有限体积法，采用多个先进的湍流模型对非定常平均雷诺Navier-Stokes(N-S)方程进行封闭，以模拟脉冲射流和稳定射流条件下双喉道喷管的流动边界情况并获得流场结构[14-15]。研究发现：凹腔内的流动分离是产生推力矢量角的主要原因；缩短凹腔长度可以增加推力系数并提高推力矢量效率；较大的次流入射角和凹腔收敛角有助于获得较大的推力矢量角；采用扩张型喷管可以获得较高的矢量角，但推力系数有所下降；脉冲次流与稳定次流矢量效果相当。随后开展了DTN风洞实验，如图2所示[16]，并将实验和数值研究结果与其他类型气动矢量喷管的性能进行对比分析[17]，对比结果如图3所示。

(a) DTN风洞实验照片

(b) 纹影图

(a) 矢量效率

(b) 推力系数

从图3可以看出：双喉道喷管推力矢量性能明显优于其他气动矢量方式，且随着落压比的增加，矢量效率逐步减小，推力系数先增大后减小。

Choon Sik Shin等[18]以次流流量和NPR为主要变量，改用二维稳态可压缩N-S方程进行模拟求解，结果表明：喷管推力矢量角随着次流流量的增加而先增加后趋于稳定，流量系数则逐步降低；喷管推力系数随着NPR的增加先增大后减小，在NPR为5时得到最大值0.96，同时获得最佳矢量性能。谭慧俊等[19]沿用国外数值方法在国内率先开展了二元双喉道气动矢量喷管的研究，探索了喷管矢量产生的机理以及各设计参数对推力矢量性能的影响，得到的主要规律与国外一致。采用控制变量法进行了大规模的初步试验优化，获得的较优参数组合方案为：空腔长度为2.61 m、扩张角为10°、收敛角为30°，上游喉道高度为1 m，次流引射角为150°。汪明生等[20]对DTN在非矢量和矢量状态下的内流特性进行了数值模拟，提出为了获取较高的内流性能，建议喷管设计NPR为3～4，次流引射量为3%左右。范志鹏等[21-22]研究了下游喉道高度H及次流通道对二维双喉道喷管矢量性能的影响，结果表明：H>1与H<1时的喷管腔内会出现不同的主流发展过程；收扩的次流通道相对于平直的次流通道不会改善DTN的推力矢量性能；随着次流流量的增加，DTN的推力矢量角存在一个最大值，超过该值各推力矢量性能均会降低。吴正科等[23]为了避免控制变量法优化设计带来巨大的试验量，同时考虑喷管各设计参数间的耦合作用，提出了一种多变量综合优化方法，用均匀实验设计方法求出各项参数后，用试验样本对径向基神经网络(RBF)对进行训练，拟合出喷管参数与性能之间的关系，再用粒子群算法(PSO)在设计区间内寻优，得到更好的喷管设计参数组合，使喷管矢量角得到明显提高，而其他性能基本保持不变。

另外，顾瑞[24]采用变比热容的数值方法首次研究了热态条件下双喉道气动矢量喷管的性能变化规律，发现入口总温是影响喷管推力矢量性能的敏感因素，推力系数和推力矢量角都随着入口总温的升高而下降，高NPR和高入口总温下喷管矢量性能不甚理想。Gu Rui等[25]对二元双喉道喷管缩比模型与实际应用的尺寸量级模型的矢量起动过程开展了动态数值模拟，对容腔内的复杂流动现象和机理进行了分析研究，发现矢量起动会先产生约为最大推力矢量角60%的负向矢量角，并在5 ms后转化为最大推力矢量角，快速转换瞬间变化率达8 (°)/ms，从起动到稳定整个调节过程约为30 ms；尺寸扩大10倍后，各项参数动态响应率均延迟10倍左右，相同边界条件下推力矢量角同比增加5%。

2.2 三维轴对称DTN气动特性

双喉道气动矢量技术应用于工程实际通常是以轴对称喷管的形式。K.A.Deere等[26-27]通过数值和实验研究(如图4所示[27])发现：沿周向设置60°的次流喷注口能够在大矢量角和高内流性能间达到很好的平衡；凹腔扩张角超过10°会使推力矢量角减小，缩短凹腔长度在提高喷管内流性能的同时，对矢量性能影响较小；扩张型喷管在飞行条件下并不能提高推力系数。K.A.Deere等还提出了喷管面积随喷管包线可调的技术方案，如图5所示[27]，同时发现扩张型喷管在起动时会产生喉道拥塞的问题。

图4 轴对称双喉道喷管实验研究模型

图5 DTN面积随喷管包线可调方案示意图

卿太木等[28]采用数值模拟方法对轴对称双喉道气动矢量喷管的主要几何参数对喷管内特性的影响进行了研究分析，发现次流注入角、空腔收敛角、空腔长度等几何因素对喷管的矢量特性影响较大，次流注入角、空腔扩张角等对喷管推力特性有较大影响，影响规律与二元双喉道喷管基本一致。同时，研究了喷管主、次流落压比对其内特性的影响，得到当喷管次流流量比恒定时，随着主流落压增大，推力矢量角逐步降低，而流量系数和推力系数先逐步升高达到某一最大值后，推力系数缓慢降低，流量系数则基本维持不变；当喷管主流落压比固定时，随着次流落压比的升高，推力矢量角增加，推力系数无明显变化，而流量系数则呈下降趋势[29]。

2.3 DTN矢量性能增强构型

双喉道喷管气动矢量效果仍有较大提升空间，可通过多种方式改进喷管构型，提高喷管矢量性能。Erik等[30]将喷管凹腔优化为方程曲线并进行了数值和实验验证，在落压比为4、次流比为3%的情况下，将原有的质量流率为6.01 kg/s得到13.5°矢量角，优化到了质量流率为5.47 kg/s得到24.5°矢量角。流场马赫数对比如图6所示[30]。

(a) 优化前

(b) 优化后

周慧晨等[4,31]通过在基准双喉道矢量喷管尾部附加扩张段来增加双喉道喷管的有效矢量偏转角，并对扩张段进行开缝改进以弥补附加扩张段带来的推力损失，同时获得了24.12°的推力矢量角和0.929的推力系数。周辉华等[32]对尾部附加扩张段双喉道喷管开展了内流特性试验研究，得到其静压分布规律与原型喷管一致，但在扩张段上下壁面存在明显压差，增强了矢量效果，证明了设计概念的可行性。额日其太等[33-34]为了解决K.A.Deere等[26-27]发现的扩张型双喉道喷管喉道起动拥塞问题，通过在凹腔扩张段注入气体(如图7所示[33])，在主流通道内产生斜激波系和大的分离区，进而改变主气流通道的形状，减小激波损失，喷管起动性能及推力性能均得到较大改善，且通过对比不同算例发现，注气缝位于扩张段中间位置时效果最好。

(b) 扩张段注气

李明[35]提出了“零质量”流动控制方案，利用激振腔产生零质量射流代替有源二次流，在NPR为2时，取得最大角度为23°的稳定无振荡偏转射流。顾瑞[24]在此基础上对喷管构型进行了多参数、单目标优化设计，将喷管理想最佳推力矢量角提高至32°；还设计了旁路补充射流方案以补偿喷管流量系数和推力损失，并首次对该喷管动态气动性能进行了数值仿真和风洞实验，得到喷管矢量起动动态调节时间为10.5 ms，关闭调节时间为2.5 ms，无矢量状态调节动态迟滞时间小于1 ms，矢量调节动态迟滞时间均小于10 ms。

为了简化二次流系统，李明等[36]提出了旁路式双喉道喷管(Bypass Dual Throat Nozzle，简称BDTN)方案，通过旁路通道从上游引入二次流，避免在发动机内设置复杂的二次流流道的同时，带来的流动损失小，矢量效果好。Gu Rui等[37]对该型喷管进行了实验与数值分析，初步研究了其推力矢量特性，BDTN的流场马赫数云图如图8所示，可以看出：该型喷管能够产生稳定高效的矢量偏转而不需要从发动机引流，其流场结构与常规DTN无异，但推力矢量性能更好。BDTN具有快速响应性能，矢量变化率在NPR为3、5、10时分别达到了50、40和34 (°)/s，能够快速地实现矢量控制[38]。

图8 BDTN流场马赫数云图(NPR=3)

3 结束语

在现有气动矢量喷管中，双喉道喷管综合性能较为突出，研究价值较大。目前，DTN矢量机理分析与参数优化设计均已较为成熟完备。为了更加贴近工程实际，下一步的研究重点可考虑以下四个方面：

(1) 当前的参数化研究大多基于控制变量方法，即研究某项参数对性能的影响时保持其他参数固定不变。充分考虑各因素间的耦合作用，有助于加深对矢量性能变化规律的认识。

(2) 真实工况喷管入口为高温高压的非均匀气体，进一步探究大NPR、高入口总温和非均匀来流条件下喷管矢量性能，具有较大工程应用意义。

(3) 轴对称双喉道喷管具有较强的实际应用价值，其喷管内侧膨胀对其性能有何影响，矢量调节动态响应如何，如何在矢量调节中保持喷管工作的稳定性，均是未来轴对称双喉道喷管研究中亟待解决的问题。

(4) 飞行器飞行过程中对推力矢量的需求是在一定区间内动态变化的，针对某一特定构型喷管建立各项几何参数、气动参数和矢量性能参数之间的对应关系，以对DTN进行方案化的矢量控制，使其各项参数能够根据飞行需要进行实时匹配。

综上所述，进一步研究双喉道气动矢量喷管，并逐步将其应用于工程实际，对于发展推力矢量控制技术，提高飞行器性能具有广泛前景和重要意义。

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(编辑：马文静)

Research Progress of the Dual-throat Thrust-vectoring Nozzle

Xia Xuefeng, Gao Feng, Huang Guibin, Yang Wenjia

(College of Air and Missile Defense, Air Force Engineering University, Xi’an 710051, China)

Trust-vectoring nozzle can visibly enhance the maneuverability of aircraft. The applications of mechanical vectoring-nozzle are limited due to the complicated structure and poor reliability, while the pneumatic vectoring-nozzle has a better performance. Series of pneumatic vectoring-nozzle are developed in recent years. The development of pneumatic-vector-control technology is introduced briefly. The research progress on the aerodynamic performance and configuration optimization of dual throat nozzle is reviewed in detail. Problems in existing research are summarized and the future developments of dual throat nozzle are prospected.

dual throat nozzle; thrust vector; aerodynamic performance; configuration optimization

2017-01-19；

2017-03-17

夏雪峰,292714172@qq.com

1674-8190(2017)03-249-07

V231.1

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.03.001

夏雪峰(1992-)，男，硕士研究生。主要研究方向：宇航推进理论。

高 峰(1965-)，男，教授，博导。主要研究方向：航空宇航推进理论与技术。

黄桂彬(1992-)，男，硕士研究生。主要研究方向：飞行器设计与论证。

杨文佳(1994-)，男，硕士研究生。主要研究方向：宇航推进理论。