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(jiǎn)單、響應(yīng)速率快、推力矢量效率高，用于未來(lái)先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)高落壓比排氣系統(tǒng)，可使戰(zhàn)斗機(jī)提高空中優(yōu)勢(shì)和生存概率。隨著先進(jìn)機(jī)載武器、紅外/電磁探測(cè)系統(tǒng)等相繼投入使用，戰(zhàn)斗機(jī)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(shì)、提高生存率，對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)性能提出了更高的要求（如超機(jī)動(dòng)、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(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)的推力矢量噴管上，一般可分為機(jī)械矢量噴管和氣動(dòng)矢量噴管。其中，機(jī)械矢量噴管起步早、成熟快，在現(xiàn)役戰(zhàn)斗機(jī)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(dòng)機(jī)的質(zhì)量、增多高溫環(huán)境下運(yùn)動(dòng)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(lái)高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的使用。而具有相同功能、質(zhì)量更輕的固定幾何氣動(dòng)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(duì)噴管主流進(jìn)行控制，使之發(fā)生預(yù)期的偏轉(zhuǎn)，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、無(wú)作動(dòng)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(qiáng)等特點(diǎn)。激波矢量控制（SVC）噴管是一種典型的氣動(dòng)矢量噴管，其工作原理是在收擴(kuò)噴管的擴(kuò)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(jì)落壓比排氣系統(tǒng)上比其他氣動(dòng)矢量噴管有較明顯優(yōu)勢(shì)，能用于二維、軸對(duì)稱收擴(kuò)噴管，在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)及航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)構(gòu)型設(shè)計(jì)激波矢量控制噴管氣動(dòng)構(gòu)型設(shè)計(jì)主要包括主噴管型面設(shè)計(jì)和二次流構(gòu)型設(shè)計(jì)。主要設(shè)計(jì)參數(shù)包括收擴(kuò)噴管構(gòu)型、噴管面積比、擴(kuò)張段長(zhǎng)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(jì)及非設(shè)計(jì)落壓比工況下評(píng)估激波矢量控制噴管氣動(dòng)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(duì)稱和二維構(gòu)型的收擴(kuò)噴管，如圖2所示。在相同特征幾何參數(shù)下，如進(jìn)口直徑、收斂/擴(kuò)張段長(zhǎng)度、面積比、二次流噴射位置、二次流噴口面積及角度相同時(shí)，二維激波矢量控制噴管可實(shí)現(xiàn)的最大矢量角高于軸對(duì)稱激波矢量控制噴管，但在考慮外流影響時(shí)軸對(duì)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(jì)。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(jì)落壓比排氣系統(tǒng)時(shí)，推力矢量性能更好。對(duì)比激波矢量控制技術(shù)用于設(shè)計(jì)落壓比為4.5∶1、8∶1、14∶1等噴管時(shí)，能夠發(fā)現(xiàn)，設(shè)計(jì)落壓比越低，激波矢量控制法能實(shí)現(xiàn)的矢量角越小。其主要的原因是，設(shè)計(jì)落壓比越小，擴(kuò)張段長(zhǎng)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(zhǎng)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(zhǎng)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(chǎng)結(jié)構(gòu)越復(fù)雜，對(duì)激波形態(tài)、渦系發(fā)展等影響越大，如圖3所示。試驗(yàn)及數(shù)值結(jié)果表明，在低落壓比工況時(shí)，多縫噴射略有優(yōu)勢(shì)，但大部分工況下，全展長(zhǎng)單縫噴射結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)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(chǎng)二次流噴口面積、位置及角度的設(shè)計(jì)，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(huì)影響二次流的流量系數(shù)，進(jìn)而影響推力矢量效率，噴口大推力矢量效率高，但是對(duì)噴管結(jié)構(gòu)影響大；二次流噴口位置靠后，有利于實(shí)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(guò)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(shí)，能夠獲得最大的矢量角度，目前激波矢量控制噴管實(shí)現(xiàn)的最大矢量角約為24°。圖4

二次流噴射角度對(duì)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(shí)，需要從發(fā)動(dòng)機(jī)引出10%甚至更多的高壓二次流，這會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)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(dòng)/紅外評(píng)估技術(shù)激波矢量控制噴管的氣動(dòng)構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)能夠提升戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量能力，保障戰(zhàn)斗機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)載紅外搜索與跟蹤系統(tǒng)、紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈的主要探測(cè)區(qū)間。綜合考慮推力矢量和隱身性（thrustvectoring&stealth）的航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)理念正逐漸成為發(fā)展新趨勢(shì)。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(jìn)展表明：作為未來(lái)高推重比航空推進(jìn)器排氣系統(tǒng)備用技術(shù)的氣動(dòng)矢量技術(shù)，其基本的探索性研究已經(jīng)初見(jiàn)成效；排氣系統(tǒng)紅外輻射特性研究也日趨成熟，能夠?yàn)榕艢庀到y(tǒng)隱身設(shè)計(jì)提供有力支撐。但是，如何考慮氣動(dòng)矢量與紅外輻射綜合設(shè)計(jì)仍未全面開展，特別是基于氣動(dòng)控制的排氣系統(tǒng)，二次流既對(duì)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(chǎng)特征，如激波系、渦系、分離流等，在影響推力矢量的同時(shí)也影響紅外輻射（見(jiàn)圖5）。而氣動(dòng)矢量與紅外輻射之間的相互影響關(guān)系、不同設(shè)計(jì)參數(shù)下二者的相干機(jī)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(jì)將成為主流方向的形勢(shì)下，基于二次流控制的排氣系統(tǒng)氣動(dòng)矢量和紅外輻射耦合特性評(píng)估應(yīng)是先進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)過(guò)程中必須解決的基本科學(xué)問(wèn)題，急需進(jìn)一步的關(guān)注與研究。激波矢量控制噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)耦合技術(shù)

激波矢量控制噴管的控制依賴從航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)的引氣實(shí)現(xiàn)。確定激波矢量控制噴管與航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)耦合方案是評(píng)估激波矢量控制噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)耦合性能的基礎(chǔ)。一般而言，研究部件與整機(jī)匹配最直觀的方法是整機(jī)試驗(yàn)，將激波矢量控制噴管安裝在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上，進(jìn)行地面或高空驗(yàn)證，但是開展此類試驗(yàn)研究難度過(guò)大、成本偏高。首先，結(jié)構(gòu)改動(dòng)大，需要在發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)不同位置開孔引氣，并增加二次流流路系統(tǒng)；其次，測(cè)試內(nèi)容眾多，包括不同發(fā)動(dòng)機(jī)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(yàn)研究方法在技術(shù)評(píng)估階段并不可行，該類部件與整機(jī)匹配性問(wèn)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(dòng)機(jī)整機(jī)耦合方法是：基于試驗(yàn)設(shè)計(jì)技術(shù)（designofexperiment）產(chǎn)生具有代表性的試驗(yàn)點(diǎn)，對(duì)各試驗(yàn)點(diǎn)進(jìn)行數(shù)值模擬，并把所得的結(jié)果進(jìn)行近似建模，將該近似模型與航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)模型通過(guò)壓力、流量等平衡關(guān)系耦合起來(lái)，即整機(jī)耦合模型。此模型能夠用來(lái)評(píng)估不同工況下激波矢量控制噴管與航空發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配特性，即整機(jī)耦合模型在不同引氣量及不同引氣位置工況下對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作點(diǎn)、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(dòng)機(jī)整機(jī)耦合方法激波矢量控制噴管面臨技術(shù)問(wèn)題及發(fā)展趨勢(shì)

大幅提升推力矢量效率以降低對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)等高壓部件，這意味著獲得推力矢量角是以犧牲發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能為代價(jià)的。研究發(fā)現(xiàn)，從風(fēng)扇后引出10%的二次流進(jìn)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(shí)現(xiàn)更大的推力矢量角，需要更多的高壓二次流，發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能的損失更大，因此，激波矢量控制面向工程化時(shí)必須解決推力矢量效率低的問(wèn)題，用盡可能少的二次流獲得最大推力矢量角。應(yīng)進(jìn)一步開展噴管設(shè)計(jì)參數(shù)智能優(yōu)化、激波氣動(dòng)/機(jī)械矢量方法組合、激波/其他氣動(dòng)矢量方法組合等策略研究，以期實(shí)現(xiàn)高推力矢量效率。實(shí)現(xiàn)飛機(jī)/排氣系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)不同構(gòu)型飛機(jī)后機(jī)體形狀差別較大，激波矢量控制噴管與后機(jī)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(huì)嚴(yán)重影響排氣的波系結(jié)構(gòu)發(fā)展和流動(dòng)方向，導(dǎo)致激波矢量控制偏轉(zhuǎn)規(guī)律發(fā)生變化。同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)排氣也會(huì)影響后機(jī)體外流狀態(tài)，在推力矢量偏轉(zhuǎn)時(shí)，與外流來(lái)流相互作用，在飛機(jī)后體外蒙皮上產(chǎn)生不同大小的作用力，影響飛機(jī)的飛行姿態(tài)。因此，在激波矢量控制噴管設(shè)計(jì)時(shí)，需要考慮在特定后機(jī)體構(gòu)型下，噴管內(nèi)外流氣體流動(dòng)機(jī)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(lái)可面對(duì)目標(biāo)機(jī)型的飛發(fā)一體化設(shè)計(jì)。發(fā)展可靠的控制方法實(shí)現(xiàn)對(duì)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(shí)現(xiàn)對(duì)矢量角度的精準(zhǔn)控制，制定引氣流量范圍、可實(shí)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(duì)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(shí)施會(huì)直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)工況、性能以及飛機(jī)的飛行姿態(tài)，未來(lái)的推力矢量控制系統(tǒng)應(yīng)當(dāng)與發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)飛行時(shí)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)飛行狀態(tài)參數(shù)，指導(dǎo)發(fā)動(dòng)機(jī)及矢量噴管的及時(shí)響應(yīng)，確保飛行器機(jī)動(dòng)操作的安全穩(wěn)定。結(jié)束語(yǔ)