流体二次喷射推力矢量控制技术研究进展①

赵 康，张 飞，吕江彦，刘元敏，汪海滨，李 耿

(西安航天动力技术研究所，西安 710025)

0 引言

固体火箭发动机因具有可靠性高、维护方便、体积紧凑和启动迅速等特点，而广泛用于战略、战术导弹武器的核心推进系统[1]，同时，也日益成为航天器运载工具、多级间分离、飞行姿态轨道控制和动能拦截器(KKV)等动力系统的重要组成部分。然而，固体火箭发动机工作过程控制调节能力较差，其成为制约固体推进进一步发展的技术瓶颈之一。因此，如何有效改善固体火箭发动机实时调控能力，已成为国内外研究人员长期高度关注和致力突破的重要课题。

随着固体推进技术应用领域逐步拓宽及导弹武器系统攻击精度、机动性和敏捷性需求不断提高，导弹飞行过程中快速有效的俯仰、偏航和滚转控制显得尤为重要，其控制方法主要有空气动力控制(Aerodynamic Lift Control，ATC)和推力矢量控制(Thrust Vector Control，TVC)。空气动力控制通过舵翼偏转产生气动升力作为离心力而控制姿态，采用这种方法具有高空推力效率低下和低速飞行回转能力降低等难以克服的缺陷，难以满足作战需求，工程实际应用较少。因此，科研人员将工作重点转向推力矢量控制。经过多年不懈努力和技术积累，探索出多种技术途径和设计方案，使推力矢量控制技术获得长足发展，按工作原理一般分为机械式和流体二次喷射[2]。机械式推力矢量控制技术主要有燃气舵[3-8]、扰流片[9]、喉栓(或针栓)[10-17]和摆动喷管[18-37]等。其中，燃气舵在第四代先进近距格斗空空导弹上有所应用，如美国AIM-9X、法国MICA和北约AIM-132等[38]；俄罗斯R-73导弹采用扰流片作为推力矢量控制技术[9]；喉栓控制技术从20世纪60年代就开始进行原理验证研究，并于2002年试验飞行成功[10，12，39]；美国的TSRM(SM-3 III级)[40]、美国的STAR 12GV(Terrier LEAP III级)[41]和欧洲的Aster15/30[42]等青睐于柔性喷管控制推力矢量。综合而言，机械式推力矢量控制技术因其原理简单和实现相对容易而应用较广泛，不同类型控制技术均有各自的优缺点。比如，燃气舵存在响应慢，易受两相燃气冲刷和烧蚀等缺点，喉栓方式的主要缺点是烧蚀非常严重，传动伺服机构尺寸和质量较大。同时，机械式推力矢量控制技术均存在不同程度的轴向推力损失。例如，推力偏转角5°时燃气舵和扰流片引起的推力损失分别为10%和10%～15%[43]，这对导弹射程造成不可逆影响。与传统的机械式控制方法相比，流体二次喷射推力矢量控制技术具有可靠性高、响应迅速、成本低、主动热防护和推力损失小等特点[2，44-45]，促进其成为各军事强国竞相作为技术储备来研究发展的热点[46]，具备很大的发展潜力和广阔的应用前景。然而，由于其尚处于研究阶段，且涉及激波耦合干扰、气粒两相流动和推力调控工作模式等多方面问题。为此，各国学者先后几十年在流体二次喷射推力矢量控制领域开展了一系列的研究工作，并取得了一定的研究成果。

本文主要针对有望应用于固体火箭发动机推力矢量控制的流体二次喷射技术发展进行了归纳和分析，探讨了该技术在固体推进领域的发展趋势和建议，以期为后续研究工作提供一定的借鉴和参考。

1 流体二次喷射推力矢量原理

流体二次喷射技术最早可追溯到20世纪50年代末美国NASA和空军共同开展的“喷射注入喷管技术(FLINT)”研究计划，主要研究及应用对象为航空发动机和火箭发动机[47-49]，该技术的成功应用和技术验证，促进了其在固体火箭发动机上的发展。

流体二次喷射物理过程和流场特征[50]如图1所示。流体二次喷射推力矢量的基本原理是当气体或液体蒸气通过外部喷射进入超音速主流时，次流迅速膨胀并转折成为附着壁面流动，对靠近喷射入口上游的主流产生干扰作用，从而形成弓形激波。造成射流前的区域压强升高，附面层分离，进而在上游区域形成分离激波，并在射流区域上下游形成回流区。二次喷射流体与主流相互作用，经过激波后主流流动方向会发生偏转，壁面压强分布发生变化，造成喷管排气流以一定偏转角离开喷管，使得出口推力偏斜。在喷管不同位置喷射，即可实现推力矢量的控制。

图1 流体二次喷射物理过程和流场特征Fig.1 Diagram of the physical process and flow characteristicsof fluid secondary injection

2 流体二次喷射推力矢量控制技术研究进展

为利用流体喷射原理进行发动机的推力矢量控制，目前主要提出了涡流阀、激波诱导和喉部喷射等控制技术。

2.1 涡流阀

涡流阀控制技术通过切向喷射的控制角动量诱导燃气主流产生具有压强梯度的旋转，增加主流的流动阻力，减小流通面积，从而实现推力控制。

该控制技术最早在20世纪60年代末，由美国洛克希德推进公司的Nelson等[51]提出，其对2英寸的难熔金属涡流阀进行了缩比试验，并利用10英寸的高密度石墨涡流阀进行严酷的烧蚀实验，验证了涡流阀控制技术的可行性。后来，美国Bendix研究实验室的Kasselmann[52]和Blatter[53]研制了大容量的内置燃气发生器式串联涡流阀(图2)，利用质量流量为0.9 kg/s和温度为815 ℃的燃气开展了实验研究，获得了200∶1的流动增益。近年来，美国威斯康星州立大学和加拿大肯高迪亚大学开始尝试利用涡流阀进行推力矢量控制，且均开展了数值模拟和实验研究工作[54-55]。

文献[54]在燃烧室切向布置8个内径25.4 mm和长度60.3 mm的通道，喷射压缩氮气的质量流量为0.081 kg/s，模拟结果表明，在喷射速度164 m/s时，旋转喷射压降为55 kPa，达到燃烧室压强的20%。同时，利用PIV测量手段，获得了图3所示的持续喷射30 s后涡流室流线和不同粒子密度在1.75 s时刻的图像。

图2 内置燃气发生器式串联涡流阀装置Fig.2 Equipment of the staged vortex valve withintegral gas generators

(a)流线

(b)粒子图像图3 切向喷射涡流室流线和粒子图像Fig.3 A photo of the pathlines and particular imagesfor tangential injections

文献[55]通过质量和能量守恒积分方程及最小压力准则，比较分析了两种不同几何参数的涡流室模型和雷诺数对流场的影响。结果表明，压降系数随着面积比和雷诺数的增大而增大。此外，提出了确定涡流室内切向速度和径向压力分布的新方法。

国内，西北工业大学的魏祥庚等在涡流阀几何参数和控制流参数对调节性能以及推力计算方法等方面开展了大量的研究工作[56-62]。其中，文献[60]设计了长尾管和环形燃气发生器集成的涡流阀式变推力原理样机(图4)，可实现推力调节比大于压强调节比的工作特性，试验考核推力调节比达9∶1。

图4 集成原理样机示意图Fig.4 Scheme of integrated prototype

2.2 激波诱导

激波诱导控制技术是在喷管扩张段引入二次射流，诱导燃气主流产生斜激波，改变主流方向，从而实现一定的矢量角偏转。

1963年，美国海军军械试验站的Green采用水、氟利昂-12、全氟乙烯、四氧化二氮和溴这5种液态工质在扩张段不同位置进行二次喷射实验，比较分析了侧向力、轴向喷射位置和喷射流量及压力间的关系，指出理想喷射工质应具有低比热容、低汽化潜热和高密度等热物理性质[63]。美国Magna公司的Zeamer选用氟利昂114-B2、四氧化二氮和62%的过氯酸锶水溶液作为喷射工质。结果表明，四氧化二氮可获得最大的侧向比冲(3924 N·s/kg)，氟利昂114-B2产生680～1570 N·s/kg的侧向比冲[64]。近期澳大利亚新南威尔士大学的Neely[65]等设计了最大喉部面积20 mm2和扩张角13°的喷管，实现了近5°的矢量角，通过数值模拟及实验研究了流动状态(图5)和侧向推力等特性。结果发现，数值模拟比实验获得的最佳质量流率偏高。韩国安东国立大学的Deng等建立理论分析模型，对从燃烧室引流喷射方式的流动特性进行研究。结果发现，随着喷射位置向上游移动流动分离点和喷射位置间距逐渐缩小；同时，随着引射流率增大，边界层分离点向上游移动，系统推力比和比冲减小[66]。

近年来，北京航空航天大学、国防科技大学和西北工业大学等国内科研单位通过对激波诱导流动特性有关的射流缝、喷射位置、喷嘴几何结构等参数进行了数值模拟和实验研究[67-76]。文献[70]采用数值计算，比较分析了燃气引出和燃气二次喷射对燃烧室稳定性和喷管内流场的影响。结果发现，二次喷射工作过程中燃烧室压强波动很大，燃气速度存在一定程度的脉动。文献[71-72]选取变量周向角、射流缝距出口截面轴向距离和轴向角，研究了其对流场性能的影响。落压比为9及流量比为5%工况下不同周向角喷射的流线分布如图6所示。

图5 不同次流压强下的实验纹影图Fig.5 Experimental schlieren images at differentsecondary total pressures

图6 不同周向角下的流线图Fig.6 Streamline patterns with different circumferential angle

随着周向角增大，回流区、射流角涡和分离涡均逐渐减小，周向角45°能够实现最大的气动矢量角，获得较好的综合效果。文献[74]的研究表明，随着主流总压升高，出口激波链强度逐渐增强，分叉激波链结构逐渐拉长且间距加大，在二次流喷射压力逐渐增大的情况下，激波诱导分离点逐渐前移，且上壁面分离点后压力也逐渐增大(图7)。空军工程大学的宋亚飞等对扩张比为4.713的喷管采用颗粒轨道模型，比较分析了不同粒径的运动轨迹和内流场参数分布特征。结果显示，粒子直径越大，二次流中的粒子与扩张段的碰撞和流动参数不对称性加剧[75]。此外，吴雄等[76]设计了燃气二次喷射固体发动机试验系统，利用卧式六分力试车台系统取得试验成功(图8)，获得了7°矢量角及2366 N·s/kg侧向比冲。

2.3 喉部喷射

喉部喷射技术是指在喉部附近喷射二次流体，通过二次流的挤压和增加流动阻力形成比几何喉部减小的气动喉部，如图9所示。通过调控二次流的流量、压强、工作脉宽等参数，改变主流喉道面积大小及喉部形状从而实现推力矢量控制。

图7 主流压力和次流压力变化时喷管出口纹影图Fig.7 Schlieren images of nozzle outflow at various mainstream pressure and secondary injection pressure

图8 燃气二次喷射发动机点火试验Fig.8 Fire test of the hot gas secondary injection motor

图9 喉部喷射流场示意图Fig.9 Diagram of flow field with throat injection

早在1956年英国布里斯托尔飞机公司的Martin[47]就提出了“气动可变喷管”概念，采用“涡片”模型描述喷射流体和主流间的渗流，并假设“混合”过程流体成分一致，分析比较了喉部喷射两股流体的相互作用，能初步确定部分特征设计参数，但与实验结果存在较大偏差。

在喉部脉冲喷射方面，美国洛克希德·马丁航空公司的Miller等牵头开展了探索性研究[77,78-82]。文献[78]利用数值方法，分析了脉冲喷射频率、马赫数和几何喷射角度等参数对喷管扼流性能的影响。研究表明，相比定常喷射脉冲时均马赫数增大，逆流45°喷射能够获得最好的扼流性能。文献[77]在不同喷射工况下，对喉部附近逆流45°脉冲及稳态喷射进行数值模拟，得到了如图10所示的激波分布图，二次喷射形成的压力脉冲使得下游流场形成一系列涡串，增强了二次流与主流的相互作用，提高了扼流能力。同时，建立了预估流量系数的通量函数模型，分析讨论了脉冲喷射对出口推力的影响。文献[80]的研究表明，在喷射马赫数为2和质量流量为10%主流流量时，45°喷射角比30°喷射角获得的气动喉部面积更小，扼流能力有一定程度提高(图11)，当引入18%主流流量的二次流，气动喉部相比几何喉部可缩小50%。如图12所示，喷射位置是影响流量系数和扼流能力的重要因素。文献[81]利用谐振管方法，将二次脉冲喷射频率提高到10～40 kHz。

图11 不同喷射角的涡流分布图Fig.11 Vorticity distributions at different injection angle

图12 不同喷射位置的马赫数分布图Fig.12 Mach number distribution with differentlocation of injection

美国国家航空航天局兰利研究中心、韩国安东国立大学和北京航空航天大学等科研机构，在喉部定常喷射方面开展了大量的基础性研究工作[83-96]。文献[83-84]分别利用理论和实验手段对双喉道在不同落压比工况下的喷射特性进行了研究，在喷管落压比为4时，推力矢量效率为6.1，推力比达到0.968，通过实验获得了双喉道喷管的纹影图(图13)。文献[87]建立了双喉道喷管二次喷射性能测试实验系统(图14)，分析比较了影响喷射性能的周向角、喷射角和空腔长度等因素。减小空腔长度，有助于提高推力比和流量系数，但会使推力矢量效率降低。

图13 双喉道喷管实验纹影图Fig.13 Experimental shadowgraph of dual throat nozzle

图14 双喉道喷管二次喷射性能测试实验装置Fig.14 Experimental facility of performance for dual throatnozzle with secondary injection

文献[95]搭建了如图15所示的气动喉部喷管冷流实验系统，以氮气作为喷射工质，对喷嘴面积及数量的扼流性能和空腔容积与压强调节时间进行了冷流实验，掌握了有效气动喉部面积随流量比变化的规律。结果显示，气动喉部面积随二次流与主流流量比增大而减小，流量比不超过0.4时具有较好的扼流性能；同时，空腔体积越小，达到新平衡的压强调节时间越短。文献[96]设计了主流压强2 MPa，喉径9.6 mm，扩张比3.17的实验发动机和精度1%以内的六分力测试台(见图16)，以空气与水为二次流工质，分析了不同工质、喷射方式及流量下的推力响应时间、扼流性能及推力效率。研究表明，气体二次喷射的推力性能优于液体喷射，但在相同流量比的前提下，液体二次流所需压比小，且流量比的调节范围更大。同时，喉部和扩张段处喷嘴存在相位差时，推力损失较小。

图15 气动喉部喷管冷流实验系统Fig.15 The cold-flow test system for aerodynamicthroat nozzle

图16 实验发动机和六分力测试台Fig.16 Experimental motor and six-component force tester

3 结束语

由于在提高导弹机动性及突防能力和姿态轨道控制等方面具有重要应用前景，近年来各国学者对流体二次喷射推力矢量控制技术领域开展了大量的研究工作，能够为实际工程应用提供支持与参考。

然而，也必须看到，流体二次喷射推力矢量控制技术在固体火箭发动机上实现工程应用还存在一定的差距。因此，对后续研究工作需要重点关注的问题提出以下几方面建议：

(1)开展结合气动喉部与激波诱导同时实现推力矢量控制的研究，获得不同组合方案的调控规律，以控制效率和调节特性为目标，兼顾优化喷射位置和角度等关键参数。

(2)脉冲喷射是目前研究的前沿热点，可开展提高喷射频率方法、喷注位置及喷嘴结构形式等研究，掌握脉冲喷射的扼流性能、响应特性和调控规律。

(3)开展惰性工质及氧化性工质对二次流喷射性能影响的研究，优选最佳二次流工质。

(4)针对气动喉部喷射方法建立热试验系统，主要考核严酷热力工况下喉部材料的结构可靠性，掌握二次流喷射下喉部烧蚀特性及规律。

(5)对于涡流阀技术，应开展减少涡流室凝聚相颗粒沉积和烧蚀方面的研究工作。

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