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)簡單、響應(yīng)速率快、推力矢量效率高，用于未來先進航空發(fā)動機高落壓比排氣系統(tǒng)，可使戰(zhàn)斗機提高空中優(yōu)勢和生存概率。隨著先進機載武器、紅外/電磁探測系統(tǒng)等相繼投入使用，戰(zhàn)斗機的生存環(huán)境日益惡化。為了能在各類空戰(zhàn)中取得優(yōu)勢、提高生存率，對戰(zhàn)斗機性能提出了更高的要求（如超機動、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)。推力矢量技術(shù)最終體現(xiàn)在航空發(fā)動機排氣系統(tǒng)的推力矢量噴管上，一般可分為機械矢量噴管和氣動矢量噴管。其中，機械矢量噴管起步早、成熟快，在現(xiàn)役戰(zhàn)斗機上已得到了廣泛應(yīng)用，但自身的一些缺陷，如大幅增加發(fā)動機的質(zhì)量、增多高溫環(huán)境下運動部件、提高部件冷卻要求、減弱隱身能力、降低可靠性、增加成本等，限制了在未來高推重比航空發(fā)動機上的使用。而具有相同功能、質(zhì)量更輕的固定幾何氣動矢量噴管逐漸步入研究者的視線，這類矢量噴管借助二次流對噴管主流進行控制，使之發(fā)生預(yù)期的偏轉(zhuǎn)，具有結(jié)構(gòu)簡單、無作動部件、質(zhì)量輕、成本低、響應(yīng)快、結(jié)構(gòu)完整性好、維修性強等特點。激波矢量控制（SVC）噴管是一種典型的氣動矢量噴管，其工作原理是在收擴噴管的擴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)計落壓比排氣系統(tǒng)上比其他氣動矢量噴管有較明顯優(yōu)勢，能用于二維、軸對稱收擴噴管，在火箭發(fā)動機及航空發(fā)動機上具有應(yīng)用潛力。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構(gòu)型設(shè)計激波矢量控制噴管氣動構(gòu)型設(shè)計主要包括主噴管型面設(shè)計和二次流構(gòu)型設(shè)計。主要設(shè)計參數(shù)包括收擴噴管構(gòu)型、噴管面積比、擴張段長度、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)計及非設(shè)計落壓比工況下評估激波矢量控制噴管氣動性能。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稱和二維構(gòu)型的收擴噴管，如圖2所示。在相同特征幾何參數(shù)下，如進口直徑、收斂/擴張段長度、面積比、二次流噴射位置、二次流噴口面積及角度相同時，二維激波矢量控制噴管可實現(xiàn)的最大矢量角高于軸對稱激波矢量控制噴管，但在考慮外流影響時軸對稱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。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)計落壓比排氣系統(tǒng)時，推力矢量性能更好。對比激波矢量控制技術(shù)用于設(shè)計落壓比為4.5∶1、8∶1、14∶1等噴管時，能夠發(fā)現(xiàn)，設(shè)計落壓比越低，激波矢量控制法能實現(xiàn)的矢量角越小。其主要的原因是，設(shè)計落壓比越小，擴張段長度或者角度越小，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)致的流場結(jié)構(gòu)越復(fù)雜，對激波形態(tài)、渦系發(fā)展等影響越大，如圖3所示。試驗及數(shù)值結(jié)果表明，在低落壓比工況時，多縫噴射略有優(yōu)勢，但大部分工況下，全展長單縫噴射結(jié)構(gòu)簡單、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)型下的流場二次流噴口面積、位置及角度的設(shè)計，需要與噴管工作工況綜合考慮。一般而言，二次流噴口面積會影響二次流的流量系數(shù)，進而影響推力矢量效率，噴口大推力矢量效率高，但是對噴管結(jié)構(gòu)影響大；二次流噴口位置靠后，有利于實現(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，能夠獲得最大的矢量角度，目前激波矢量控制噴管實現(xiàn)的最大矢量角約為24°。圖4

二次流噴射角度對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，需要從發(fā)動機引出10%甚至更多的高壓二次流，這會對發(fā)動總體性能產(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/紅外評估技術(shù)激波矢量控制噴管的氣動構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計能夠提升戰(zhàn)斗機推力矢量能力，保障戰(zhàn)斗機的作戰(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)斗機的主要紅外輻射源，其紅外輻射能量主要集中在3～5μm波段，是機載紅外搜索與跟蹤系統(tǒng)、紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈的主要探測區(qū)間。綜合考慮推力矢量和隱身性（thrustvectoring&stealth）的航空發(fā)動機排氣系統(tǒng)設(shè)計理念正逐漸成為發(fā)展新趨勢。在排氣系統(tǒng)推力矢量及紅外輻射特性等方面已經(jīng)取得的研究進展表明：作為未來高推重比航空推進器排氣系統(tǒng)備用技術(shù)的氣動矢量技術(shù)，其基本的探索性研究已經(jīng)初見成效；排氣系統(tǒng)紅外輻射特性研究也日趨成熟，能夠為排氣系統(tǒng)隱身設(shè)計提供有力支撐。但是，如何考慮氣動矢量與紅外輻射綜合設(shè)計仍未全面開展，特別是基于氣動控制的排氣系統(tǒng)，二次流既對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，所包含的流場特征，如激波系、渦系、分離流等，在影響推力矢量的同時也影響紅外輻射（見圖5）。而氣動矢量與紅外輻射之間的相互影響關(guān)系、不同設(shè)計參數(shù)下二者的相干機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)計將成為主流方向的形勢下，基于二次流控制的排氣系統(tǒng)氣動矢量和紅外輻射耦合特性評估應(yīng)是先進排氣系統(tǒng)設(shè)計過程中必須解決的基本科學(xué)問題，急需進一步的關(guān)注與研究。激波矢量控制噴管與發(fā)動機整機耦合技術(shù)

激波矢量控制噴管的控制依賴從航空發(fā)動機風(fēng)扇/壓氣機的引氣實現(xiàn)。確定激波矢量控制噴管與航空發(fā)動機的整機耦合方案是評估激波矢量控制噴管與發(fā)動機整機耦合性能的基礎(chǔ)。一般而言，研究部件與整機匹配最直觀的方法是整機試驗，將激波矢量控制噴管安裝在航空發(fā)動機上，進行地面或高空驗證，但是開展此類試驗研究難度過大、成本偏高。首先，結(jié)構(gòu)改動大，需要在發(fā)動機風(fēng)扇/壓氣機不同位置開孔引氣，并增加二次流流路系統(tǒng)；其次，測試內(nèi)容眾多，包括不同發(fā)動機工況、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。試驗研究方法在技術(shù)評估階段并不可行，該類部件與整機匹配性問題的研究仍需以數(shù)值模擬為主。目前，較為可行的激波矢量控制噴管與發(fā)動機整機耦合方法是：基于試驗設(shè)計技術(shù)（designofexperiment）產(chǎn)生具有代表性的試驗點，對各試驗點進行數(shù)值模擬，并把所得的結(jié)果進行近似建模，將該近似模型與航空發(fā)動機整機模型通過壓力、流量等平衡關(guān)系耦合起來，即整機耦合模型。此模型能夠用來評估不同工況下激波矢量控制噴管與航空發(fā)動機的匹配特性，即整機耦合模型在不同引氣量及不同引氣位置工況下對航空發(fā)動機共同工作點、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)動機整機耦合方法激波矢量控制噴管面臨技術(shù)問題及發(fā)展趨勢

大幅提升推力矢量效率以降低對發(fā)動機性能的影響激波矢量控制噴管所需的二次流引自風(fēng)扇/壓氣機等高壓部件，這意味著獲得推力矢量角是以犧牲發(fā)動機總體性能為代價的。研究發(fā)現(xiàn)，從風(fēng)扇后引出10%的二次流進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%。實現(xiàn)更大的推力矢量角，需要更多的高壓二次流，發(fā)動機總體性能的損失更大，因此，激波矢量控制面向工程化時必須解決推力矢量效率低的問題，用盡可能少的二次流獲得最大推力矢量角。應(yīng)進一步開展噴管設(shè)計參數(shù)智能優(yōu)化、激波氣動/機械矢量方法組合、激波/其他氣動矢量方法組合等策略研究，以期實現(xiàn)高推力矢量效率。實現(xiàn)飛機/排氣系統(tǒng)一體化設(shè)計不同構(gòu)型飛機后機體形狀差別較大，激波矢量控制噴管與后機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)會嚴(yán)重影響排氣的波系結(jié)構(gòu)發(fā)展和流動方向，導(dǎo)致激波矢量控制偏轉(zhuǎn)規(guī)律發(fā)生變化。同時，發(fā)動機排氣也會影響后機體外流狀態(tài)，在推力矢量偏轉(zhuǎn)時，與外流來流相互作用，在飛機后體外蒙皮上產(chǎn)生不同大小的作用力，影響飛機的飛行姿態(tài)。因此，在激波矢量控制噴管設(shè)計時，需要考慮在特定后機體構(gòu)型下，噴管內(nèi)外流氣體流動機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可面對目標(biāo)機型的飛發(fā)一體化設(shè)計。發(fā)展可靠的控制方法實現(xiàn)對飛行姿態(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現(xiàn)對矢量角度的精準(zhǔn)控制，制定引氣流量范圍、可實現(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。激波矢量控制的實施會直接影響發(fā)動機工況、性能以及飛機的飛行姿態(tài)，未來的推力矢量控制系統(tǒng)應(yīng)當(dāng)與發(fā)動機控制系統(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)在飛機飛行時實時監(jiān)測飛行狀態(tài)參數(shù)，指導(dǎo)發(fā)動機及矢量噴管的及時響應(yīng)，確保飛行器機動操作的安全穩(wěn)定。結(jié)束語