高超声速飞机尾喷管设计-制造与验证技术发展综述

林鹏，庄福建，曲林锋，许阳阳，苏亚东

1. 中国航空研究院，北京 100029 2. 航空工业沈阳飞机设计研究所 扬州协同创新研究院，扬州 225000 3. 航空工业沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035

临近空间主要指距地面20～100 km的区域，其承上启下的高度特点和独特的环境特性，使其在远程快速打击和预警探测、侦察监视、通信中继等方面均显示出独特的优势，具有极重要的战场环境价值。高超声速飞机是一种能够从地面滑跑水平起降，并以马赫数5以上的飞行速度，在临近空间做长时间机动式巡航的可重复使用飞行器，具有生存率高、响应速度快、突防能力强、灵活性高、作战增益大等特征，将对未来战争样式和作战形式造成颠覆性改变，在近年来得到了世界强国的重点关注。

尾喷管是高超声速飞机的重要组成部分，是高超声速飞机产生推力的主要部件，其设计的先进性将直接影响高超声速飞机的总体性能、飞行航程和作战能力。然而目前高超声速飞机尾喷管技术研究仍处于起步阶段，其技术成熟度较低，系统性的工程研究尚未开展。考虑到传统的航空发动机、火箭发动机和冲压发动机的尾喷管技术相对成熟，对此类技术的充分借鉴有助于高超声速飞机尾喷管技术的科学快速发展。

本文将分析传统尾喷管的类型与技术特点以及技术发展现状，指出高超声速飞机尾喷管的结构关键技术，最后给出相关发展建议，为高超声速飞机尾喷管设计提供参考。

1 尾喷管的分类与技术特点

尾喷管是安装在飞行器发动机燃气出口后方的部件，是飞行器推进系统的重要组成部分。其作用是将高温、高压燃气膨胀加速并排出机体，将燃气的可用热能转变为动能。喷管出口的压力决定了膨胀过程，当出口压力膨胀到等于外界环境压力时，发动机获得最大推力。

针对航空航天工程中常见的3种类型发动机的尾喷管，对其分类与技术特点进行简单的梳理归纳，为高超声速飞机尾喷管的设计提供参考，梳理对象包括涡轮发动机尾喷管、火箭发动机尾喷管和冲压发动机尾喷管。

1.1 涡轮发动机尾喷管

涡轮发动机广泛应用于航空飞行器中，其分类包括涡轮风扇发动机、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机等；先进战斗机设计中主要采用前两种发动机，同时由于涡轮发动机为吸气式发动机，为满足飞机的飞行剖面，其工作速域一般为=0～2.5，正在研制的高速涡轮机工作速域上限可扩至=3.5。尾喷管安装在涡轮发动机的加力燃烧室或涡轮(无加力燃烧室时)之后，将高温燃气进一步加速排出。

涡轮发动机尾喷管类型有很多，按其流道型面可分为收敛型、收敛-扩张型(简称收-扩型)，按流道横截面形状可分为轴对称型和非轴对称型；按调节方式可分为固定式和可调式，按推力方向可分为常规推力型和推力转向型。

收敛喷管的流道面积沿流向逐渐减小，喷管出口气流的最大流速为=1.0，其结构简单、重量轻，在喷管膨胀比为1～5的范围内能维持较高的性能，因此被广泛应用在亚声速飞机或不作长时间超声速飞行的飞机上。收-扩喷管的流道面积沿流向先缩小后扩大，喷口气流流速可达超声速，燃气能得到充分的膨胀，适用于喷管出口膨胀比高于5的情况；其中，可调式轴对称收-扩喷管被广泛应用在超声速军用飞机中。可调式轴对称收-扩喷管流道由可活动的鱼鳞片组成，作动系统通过调节机构改变收敛鱼鳞片和扩张鱼鳞片的开度，对喉道面积和喷管出口面积进行调节；调节机构又可按照喉道面积和出口面积是否共用一套作动系统，分为双环调节和单环调节，图1为2种典型收-扩喷管截面图。

图1 典型收-扩喷管截面图[1]Fig.1 Typical sectional view of convergent- divergent nozzle[1]

涡轮发动机喷管的基本特性主要包括内特性和安装特性，内特性包括流量特性和推力特性；流量特性用流量系数表征，表示喷管的流通能力；推力特性用推力系数表征，表示喷管的效率；安装特性用有效推力系数表征，表示喷管安装在飞机上时所产生的外部阻力的影响程度。喷管设计时，在确定了喷管形式后，通过调节规律和几何参数的设计，力求推力系数最大，还应通过飞发一体化的设计，尽量减小喷管附加阻力，同时应尽量减少红外辐射信号以及排气噪声，保障其寿命与可靠性，考虑成本、重量、复杂性、使用维护性等因素。

涡轮发动机尾喷管的结构设计主要包括调节机构的设计、调节片和密封片的设计以及喷管的冷却结构设计。由于内调节片与高温燃气(飞行速度为=2.2时，可达1 700 ℃左右)相邻，虽然一般会采用气膜冷却措施，但为了尽量减小发动机性能损失，其材料一般采用耐温较高的铁基或镍基高温合金；调节系统的摇臂和连杆等结构一般采用高温合金或钛合金材料；外调节片结构由于温度相对较低，一般采用钛合金材料。

亚声速或短时超声速工作的喷管因其工作温度较低或时间较短，其喷管结构无需设计主动冷却措施，可采用被动冷却，即辐射冷却方案。超声速收-扩式喷管冷却通常采用在收敛调节片前端布置缝式气膜冷却的方案，同时还可能在喉道处布置缝式气膜冷却。超声速二元矢量喷管的热环境更为严酷，如YF-23和F-22的尾喷管，其采用在喷管内壁面布置气膜冷却孔的方式进行冷却。

由于航空飞行器一般设计为长寿命工作，涡轮发动机喷管的可靠性和耐久性要求也较高，其寿命一般要求与发动机同寿，从几百小时到几千小时不等。

1.2 火箭发动机尾喷管

火箭发动机广泛应用于航天飞行器中，可支撑飞行器在=0～23速域的飞行，其分类包括化学火箭发动机、核火箭发动机和电火箭发动机，其中化学火箭发动机应用最为广泛，主要分为液体火箭发动机与固体火箭发动机。液体火箭发动机采用常温可贮存的液态推进剂和低温下呈液态的低温推进剂，具有适应性强、可重复起动等特点，可满足不同运载火箭和航天器的需求；固体火箭发动机的推进剂采用分子中含有燃料和氧化剂的有机胶状固溶体(双基推进剂)或几种推进剂组元的混合物(复合推进剂)，直接装在燃烧室或发动机壳体内，结构简单，使用方便，能长期贮存、处于待发射状态，适用于各种战略或战术导弹。

火箭发动机尾喷管安装在燃烧室之后，将反应后的高温高压燃气膨胀加速，排出以产生推力。按可重复性分为一次性喷管和可重复使用喷管，按固定形式分为固定喷管和柔性喷管(可调方向)等，目前最常见的为固定的一次性使用喷管；还可按形状分类，包括圆锥形喷管、钟型喷管、双钟型喷管、塞式喷管和双模态喷管等，其中钟型喷管最为常用。

现代高性能液体火箭发动机喷管出口马赫数可达6以上，推力室内的燃气压力可达20 MPa以上，燃气温度可达3 500 K以上，在喉部附近热流密度最大可达160 MW/m。如此严酷的热环境给喷管的热防护设计带来了严峻的挑战。

火箭发动机喷管的热防护设计方案较为多样，主要包括外冷却、内冷却、热沉式冷却、隔热防护和烧蚀冷却。外冷却包括对流冷却和辐射冷却，其中对流冷却又包括排放冷却和再生冷却；对流冷却多用在液体火箭发动机的喷管冷却中，利用液体推进剂对喷管的室壁结构进行冷却，其中再生冷却是现代液体火箭发动机喷管的主流冷却方式，是火箭发动机实现可重复使用的重要冷却措施；辐射冷却是被动式防热的一种，常用在火箭上面级的发动机喷管延伸段设计中，充分利用太空中的低温环境。内冷却包括屏蔽冷却、膜冷却和发汗冷却，其中膜冷却包括气膜冷却和液膜冷却；膜冷却经常和对流冷却组合使用，共同冷却喷管室壁。隔热防护指采用热障涂层减少燃气热量向室壁的传递，可与对流冷却或辐射冷却组合使用。烧蚀热防护指在室壁内侧布置可烧蚀材料，利用其物理化学反应吸收热量同时形成的热解气体可阻隔燃气对室壁的加热，通常为一次性使用，多应用在固体火箭发动机中。热沉式冷却即利用室壁结构自身的热沉使得室壁内表面结构温度短时间内被控制在许用温度以内，多应用于导弹等飞行器。

在实际工程设计时，可将多种热防护方法结合起来分段应用，比如可采用喉道烧蚀冷却、内部延伸段高温合金辐射冷却、外部延伸段钛合金辐射冷却的组合，或者燃烧室前段使用液膜冷却，喉部区域采用再生冷却，喷管延伸段采用辐射冷却的组合。

火箭发动机喷管的材料选用与发动机类型、喷管结构及其冷却方案有关。对于采用再生冷却的液体火箭发动机而言，喷管室壁可用材料有高温合金，如铌基合金C103、镍基合金625、镍基合金718，还有不锈钢、铜合金、钛合金，以及陶瓷基复合材料(如C/SiC，C/C-SiC，SiC/SiC等)，其中上述金属合金材料获得了广泛的工程应用，陶瓷基复材尚处于小型化试制阶段。对于采用烧蚀冷却的固体火箭发动机而言，喷管喉道处可选用钨及其合金等高熔点金属、C/C和石墨等烧蚀或微烧蚀耐超高温材料，延伸区入口段多用石墨酚醛或碳酚醛材料，出口段常用高硅氧-酚醛或碳酚醛材料。

就可重复使用特性而言，固体火箭发动机喷管一般为一次性使用，液体火箭发动机喷管可多次使用，不同的产品的设计寿命不同，比如美国航天飞机主发动机SSME的设计寿命为7.5 h，可起动55次；目前在研的蓝色起源公司的RE-4发动机设计寿命为100次重复使用，SpaceX公司的猛禽发动机设计目标寿命为1 000次重复使用，这些发动机喷管均采用再生冷却的热防护方案。

1.3 冲压发动机尾喷管

冲压发动机是一种利用飞行器前体和进气道对高速迎面来流空气直接减速增压，从而进行工作的空气喷气发动机，其构造简单，没有像涡轮发动机压气机和涡轮那样的转动部件，适用于超声速和高超声速飞行器。特别在低空、中等马赫数及高空、高马赫数情况下，冲压发动机是有其相当适用性的；在高度20～40 km，飞行马赫数2～5范围内，其性能比其他利用空气的热机优越的多。冲压发动机按其工作原理可分为亚燃冲压发动机、超燃冲压发动机、双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机。

不同类型的冲压发动机，其喷管类型与形状也不同。亚燃冲压发动机由于需要对燃气进行压缩(膨胀)使其加速至超音速，其喷管一般为收敛型或者收敛-扩张型，而超燃冲压发动机由于其燃烧室中的流速已达超声速，其喷管形状为单向扩张型；双模态冲压发动机则根据其喉道类型(几何喉道或热力喉道)确定是否设置收敛段。喷管截面形状则与发动机的出口截面形状有关，发动机出口截面与喷管出口截面形状不同时，存在几何上的转化段，如圆转方或者方转圆连接段。冲压发动机尾喷管除常见的固定式收敛型喷管或收敛-扩张型喷管外，还有引射型喷管、塞式喷管以及推力矢量喷管等类型。同时对于高超声速飞行器而言，出于后体/喷管一体化设计以获得高的综合气动性能的考虑，喷管一般设计为单边膨胀构型。

由于冲压发动机的工作马赫数(一般为=2～8)较涡轮发动机的工作马赫数(一般为=0～2.5)高，其来流空气总温也较高，加之气体在燃烧室中的升温膨胀，其尾喷管的工作环境温度也较高：=3飞行时尾喷管入口气体总温可达2 300 K，=4时可达2 500 K，=5时可达2 800 K，=6时可达3 000 K。温度已超过传统常用高温合金的耐温极限，也超出了一般陶瓷基复合材料的长时使用温度，因此对冲压发动机喷管实施主动或被动的热防护设计是必要的。常用的热防护方法包括再生冷却、气膜冷却和烧蚀冷却。选择何种热防护方案取决于尾喷管的热载荷环境、设计寿命、冷却工质的供应类型和供应量以及选用的结构与材料方案等因素。

虽然冲压发动机尾喷管一般设计有主动或被动冷却，但在其承力结构的材料选择上通常尽可能地选用耐温更高的材料，以减轻热管理压力。常用的材料包括不锈钢、镍基或铁基高温合金以及陶瓷基复合材料(C/SiC或C/C-SiC)。此外，在可重复使用方面，超声速或高超声速导弹用冲压发动机尾喷管通常为一次性使用或短时可重复使用(多次启动)，正在发展中的高超声速飞机的尾喷管需要设计为长时可重复使用。

2 尾喷管技术发展现状

对3种典型发动机尾喷管分类与技术特点的梳理，可以发现尾喷管技术存在相当一部分的共性技术，包括气动型面设计技术、结构设计技术、热防护设计技术和热密封设计技术等。下面对尾喷管最新的工程研制与应用水平以及共性技术的国外研究现状进行简要的阐述。

随着对各类飞行器(飞机、火箭和导弹等)的飞行速度、操控性能和载荷能力提出了更高的要求，相应的尾喷管设计面临着更大的气动压力、振动和噪声载荷，以及更严酷的热环境，同时更大的流量调节或矢量推力要求还会使得机构结构的设计变得更为复杂和困难。

具体来讲，涡轮发动机尾喷管已经实现了轴对称或二元收-扩矢量喷管的工程应用(如俄罗斯的苏35，美国的F-22、YF-23)，正朝着大推力、大矢量控制的方向以及与飞机后体一体化设计的方向发展，可靠的偏转机构设计、复杂型面的热密封设计、多状态的冷却设计以及轻量化设计是其中的难点。

火箭发动机尾喷管技术正朝着推力更大、效率更高、可重复使用次数更多的方向发展，特别是美国SpaceX公司实现了火箭的低成本可重复使用之后，世界航天强国也竞相针对火箭的可重复使用开展研究与攻关，主要的关键技术包括高效大功率冷却设计、耐久热结构设计等。

冲压发动机尾喷管方面，国外已在=2.0～4.0级别的导弹中开展了较为成熟的工程研制与应用，同时美国完成了=4.8～9.6级别的超燃冲压高超声速飞行器的短时飞行试验(X-43A和X-51)，目前冲压发动机尾喷管则为支撑冲压发动机往速度更快(>5.0)、尺寸更大、时间更长以及可重复次数更多的方向发展，其所面临的载荷环境工况也更为严峻，设计复杂度和难度陡增。

高超声速飞机尾喷管设计方面，其对象通常为组合动力系统喷管设计，较目前的尾喷管都更为复杂。国外研究表明，高超声速飞机尾喷管设计需更加关注飞发一体化设计思想，即尾喷管设计中需要考虑整个推进系统和飞机的设计。比如气动型面设计中既需要考虑推进系统内流需求，也需要考虑飞机的外流需求，与飞机的后体型面开展一体化设计；热防护设计中需考虑飞机平台的整体热管理方案以及所能付出的代价；结构设计中需考虑喷管本身的结构设计，也要与飞机后体结构开展一体化设计。同时高超声速飞机尾喷管设计涉及气动、热防护和结构等多种学科，不同学科的设计相互影响，从而多学科的高精度耦合分析以及多目标多约束的多学科优化的运用显得尤为重要。

从共性技术的角度来讲，尾喷管气动型面设计技术、结构设计技术、热防护设计技术在近几十年来也经历了长足的发展。喷管气动设计分析方法经历了从理论解析、半经验公式近似求解、边界层修正(MOC/BL)，到基于CFD辅助设计技术的优化方法(CFD/OM和CFD/MOC/OM)的发展历程，其设计精度越来越高。对于最前沿的超燃冲压发动机，其非对称喷管型面设计方法经历了二维喷管、三维喷管、进出口形状可定制、多通道并联等发展过程。

喷管结构设计技术随着新材料、新工艺以及新的分析方法和工具的发展而发展。除传统的高温合金可供选择外，近年来对C/C-SiC和C/SiC等陶瓷基复合材料的改进研究也对先进喷管的设计提供了支撑，具体技术包括多层热障/抗氧化涂层、超高温陶瓷(UHTC)涂层、UHTC基体改性等。陶瓷基复材的一体化成型技术使内置主动冷却流道的结构避免了较为薄弱的连接界面，喷管结构的整体性和耐久性更佳。同时随着高精度的结构分析技术以及多场耦合分析与优化技术的发展，喷管设计的精细化和可靠性得以提升。

喷管热防护设计也伴随着相关高精度数值方法的发展而走向精细化设计。对于长时使用喷管，其热防护方案目前一般以主动热防护为主，以被动热防护为辅，即以各种形式引入冷却气体或燃油对喷管壁面进行冷却为主，以隔热涂层和采用耐高温材料为辅。随着新的涂层技术、高效冷却构型以及多种冷却综合并用技术的发展，喷管热防护技术将朝着效率更高、代价更小的方向演进。

3 高超声速飞行器尾喷管结构关键技术

3.1 优化设计技术

3.1.1 热防护设计

现有的高超声速飞行器喷管热防护手段主要有被动防护、半被动防护和主动防护。其中被动防护和半被动防护技术，如大面积使用陶瓷复合材料、烧蚀防热、热管等，广泛应用于火箭的喷管结构上，但存在不可重复使用的缺点。目前高超声速热防护的方法在被动防护方面已经取得了较大的进步，例如 C/C、C/SiC复合材料的研制取得了巨大的成功，但也遇到了技术瓶颈。在被动防护方面应加强材料和工艺的研究，研究耐温更高、韧性更强、抗疲劳性能等更优的材料，另一方面还要对材料的加工工艺和成型设计做进一步研究。

随着飞机速度的进一步提高以及对可重复使用性能的需求，主动冷却技术研究对于解决高超声速飞机喷管面临的热防护问题，突破防热技术瓶颈，有十分重要的意义。如图2所示，气膜冷却技术是其中的重要形式之一，是指在壁面附近沿切线方向或一定的入射角射入一股冷却气流，将高温气体与壁面隔离。

图2 气膜冷却原理示意图Fig.2 Schematic diagram of film cooling

由于气膜冷却是一种将高温区域与材料表面隔离的冷却方式，且是唯一一个能够承受极端高温环境的冷却方式，已被广泛地应用于航空燃气涡轮发动机涡轮叶片上。航空发动机燃气耐热能力之所以很高，除了材料和工艺的进步外，更多的(70%)是由主动冷却的设计来实现的。

从表1对比可以看出，通过实现高温燃气与材料的隔离，气膜冷却可以实现其他主动冷却方式难以实现的超高温隔离。因此，随着喷管工作时间的延长，其他几种主动冷却方式开始不能满足热承载的设计要求，气膜冷却技术就成为实现喷管长时间工作时热防护的最佳途径。

表1 气膜冷却与几种主动冷却的对比Table 1 Comparison of film cooling with other active cooling techniques

3.1.2 热结构设计

从喷管热结构数值分析的角度来看，目前国内外学者在进行喷管热结构数值分析时，材料在高温高压载荷下的非线性问题、烧蚀行为等是研究的重点领域。研究过程中，基于试验现象的理论分析、针对实际物理问题编制求解程序或软件以及利用通用求解器直接仿真或通过对其的二次开发技术进行特定问题的详细仿真等手段得到了大量运用，成果突出，也积累了不少的工程经验。

在考虑间隙的热结构设计方面，随着发动机工作开始，一方面燃气内压作用，另一方面燃气温度传递使得各组件受热膨胀，而由于各组件材料的弹性模量、热膨胀系数等各种物理性能有差异，将会导致组件之间产生结构间隙。结构间隙的产生有利于保证喷管的热结构不会因受力载而破坏，但同时也不利于保证喷管整体结构的完整性。其有利性表现在，结构间隙产生以后，将会为喷管各组件提供更多地热膨胀空间，避免产生因为膨胀空间不足而导致过大的热应力，造成结构破坏。其不利方面表现在，过大的结构间隙将会导致喷管内燃气穿入，热密封出现问题。此时如果由燃气侧至喷管最外层金属固定结构存在一条通道，由于两侧的压差作用，则可能发生间隙内异常烧蚀，扩大通道，使得燃气能够直接穿入直至金属结构，使金属结构因过热而破坏，无法保证喷管整体的稳定性和结构完整性。这一现象通常称为穿火。因此在喷管结构设计时，需要合理的进行结构间隙设计，兼顾结构可靠性和结构完整性。

3.2 材料与工艺技术

3.2.1 材料技术

最早公开的固体火箭发动机喷管喉衬采用的是石墨材料，这是因为石墨材料具有较高的化学稳定性、较好的烧蚀性能、可批量生产和成本低的特点，可作耐高温的承力构件和防热构件。但其缺点是对裂纹有较高的敏感性，抗热震性低，另外，对于大型固体火箭来说，随着喉衬尺寸的变大和时间延长，烧蚀率显著增加，这不仅使石墨制造大型喷管困难，而且大尺寸下石墨材料的质量变差，喉径越大可靠性越低，严重时出现环向断裂，所以石墨材料适合制造小型喉衬。如何提高其使用可靠性已成为石墨材料研制工作的重点。

难熔金属具有高熔点、耐烧蚀、力学性能高、成本较低的特点，也可用于制作喷管喉衬材料，但由于其较高的比重、喉衬结构因素和燃气环境下烧蚀率大等原因限制了其发展与应用。同时难熔金属较高导热系数会使喷管的防热层过热烧损，降低喷管结构的可靠性。

C/C复合材料既保留了石墨的特性，而且由于纤维的增强作用，其力学性能得到了提高，具有工艺重现性好、高温力学性能优良、热稳定性好、抗烧蚀性能好等特点，能够使发动机具有设计简单、轻质、小体积的优点，被认为是苛刻再入环境中有前途的高性能烧蚀材料，已成为最理想的喉衬材料。

中国C/C喉衬材料的研制起步于20世纪80年代早期，主要研制火箭喷管和飞机刹车盘。目前已经形成相对成熟的C/C喉衬研制开发体系，部分制品性能已达到同类材料的国际先进水平，但整体性能与国外相比仍有一定的差距。目前我国研制成功了具有足够的强度、刚度、耐烧蚀能力和抗热震性的全C/C复合材料发动机喷管。20世纪90年代，C/C复合材料进入全面推广时期。C/C复合材料的性能和制备工艺得到不断深入研究，使得其制备周期和制备成本大幅度下降，性能逐步提升，达到了同类材料的国际先进水平。

3.2.2 制造工艺技术

高超声速飞机喷管与火箭发动机喷管有一定的相似性，其制造工艺技术也应类似。火箭发动机喷管由收扩段和扩张段组成，其制造工艺经历了由比较简单的合金冷却套壁板焊接，发展到再生冷却夹层结构的波纹板成形和不锈钢夹层的钎焊技术，然后又发展到内壁沟槽结构的数控铣切、外壁电铸镍以及液压填充冲压成形和高温真空钎焊等制造技术，使推力室内壁冷却效果逐步提高。

陶瓷基复合材料喷管结构(图3)可通过一体化的制造内置冷却通道和冷却孔，其结构的整体性更好，消除了薄弱的连接界面；然而目前，超高温烧制工艺使得陶瓷基复合材料喷管结构的表面精度难以保证；虽然可通过预留尺寸余量再机加的方式来提高精度，但这种工艺会破坏材料完整性，同时对于内置冷却流道等结构，机加的处理方式并不可行。另一方面，陶瓷基复合材料结构的典型制造尺寸目前还停留在1 m以内的范围，主要是受到烧结设备的尺寸限制。

图3 典型陶瓷基复合材料喷管结构Fig.3 Typical CMC nozzle structure

3.3 综合验证技术

高超声速飞机尾喷管服役环境严酷、结构和功能复杂、设计分析方法以及材料工艺等都存在诸多不确定的因素，前期除了进行材料元件、典型构件的原理验证试验之外，需要对整个喷管部件进行全尺寸综合验证，以满足结构完整性要求。

对于喷管的综合验证一方面需要模拟发动机高温燃气喷流环境，另一方面也要模拟高超声速外流气动压力、气动加热对喷管外蒙皮的作用，同时还要考虑来自垂尾、平尾载荷经过机身喷管结构区域的内力传递，由于涉及到压力、集中力、热、振动、噪声多场耦合问题，进行等效模拟试验难度极高。

因此，高超声速飞机喷管的综合验证需要同时开展高空台试验、地面力热耦合试验、试飞试验，进行各类型试验模拟、高温测试以及数据处理等关键技术研究工作，以达到能够尽可能模拟真实服役情况，识别潜在的结构设计问题。下面分别对3类验证试验进行介绍。

3.3.1 高空台试验

高空飞行环境模拟是目前能够较真实模拟发动机喷管服役环境的主要试验方法，它由供气系统、发动机模拟高空试验舱、排气系统、测控系统、供电系统等大型设备组合而成，采用自由射流试验台可以模拟组合动力发动机在各状态下的出口总温、总压，以及喷管外部所处的高空气压环境。高超声速飞机喷管高空台试验关键技术包括：高空高超声速环境模拟、喷流模拟、冲压与涡轮模态转换模拟、高空台试验仿真、高温时变测试和控制等关键技术。

美国AEDC高空模拟试车台的真空舱直径为8.5 m，可用空气流量为1 250 kg/s，能够模拟高度30 km和马赫数3.8的工作条件，如图4所示，2008年6月，该中心改造了T-3高空台，具备了模拟30.48 km和马赫数4.1的能力。

图4 美国AEDC高空模拟试车台Fig.4 AEDC simulated altitude test facility in US

3.3.2 地面力热耦合试验

高空台虽然能够模拟发动机喷流以及高空稀薄气压环境，但对于外部力热环境、机身内力传递等载荷工况仍然无法全部覆盖，另外采用高空台试验方法较难对发动机振动源引起的结构响应进行考虑，必须通过地面力热耦合试验进行补充。因此在高空台试验的基础上，获取发动机在高空台试验环境中的力热响应数据，在地面力热耦合试验中加以等效模拟，同时施加其他未考虑的力/热/振动等多场耦合载荷，获取等效全状态载荷条件下的结构响应数据，确定喷管结构特性。

如图5所示，地面力热耦合试验需要突破的关键技术包括：高温喷流力热载荷等效模拟、高声压级声振等效模拟、喷管力热声振四场耦合、重复力热耦合试验、高温结构力热响应的全场测试、高温非线性数据处理等。

图5 全机状态下的发动机与喷管静热联合试验Fig.5 Static thermal-mechanical test of engine and nozzle with whole aircraft

3.3.3 试飞试验

地面验证方法模拟空中服役环境仍存在诸多假设和等效，比如采用了内外部载荷环境解耦的试验方法，对于交互作用的影响难以考虑，又如采用等效热流分布会至少产生10%以上的平均温度差异。因此技术验证机试飞试验必不可少，通过试飞试验可以获取真实的服役环境载荷、喷管工作性能以及结构响应等数据，验证实际工作状态与试验/仿真分析状态的一致性，并根据实测结果对分析方法和模型加以修正，为设计优化和改型提供数据支撑。试飞验证的关键技术主要包括：试飞测试方案设计技术、高温结构力热响应的在线测量技术、高超声速试飞数据挖掘和处理技术等。2016年5月，美国空军发布了可重复使用200次的高超声速试验平台(HyRAX)项目的详细需求，旨在开发低成本、可重复使用的高超声速试验平台，以推动更广泛的高超声速技术成熟，并获得高超声速科学实测数据的积累。

4 结论与展望

尾喷管设计、制造与验证技术是高超声速飞机的重要关键技术，其研究尚处于起步阶段，技术发展空间大。该领域存在诸多的技术难题有待解决，包括但不限于：大尺度活动部件高温高载环境变形控制与热密封设计、气动-热防护-结构高精度多学科耦合仿真、考虑热弹性的喷管高性能气动型面设计、基于多学科优化的轻量化喷管总体设计、超高温振噪复合环境结构可靠性设计以及超高温振噪复合环境综合试验验证等。

针对高超声速飞机尾喷管技术发展，建议充分借鉴现有不同类型发动机的尾喷管技术，掌握最新的设计思想、分析方法与工具，结合高超声速飞机尾喷管特点，制定科学合理的攻关计划，可采用“有限目标、小步快跑、快速迭代”的敏捷开发模式，快速提升高超声速飞机尾喷管技术的成熟度，为高超声速飞机平台的集成验证奠定基础。