2019-2谈矢量喷管的类型和特点
2020-03-23 05:00阅读：
在讨论矢量喷管前，先简要介绍航空燃气涡轮发动机（本文中简称发动机）排气装置的类型和特点，做必要铺垫。发动机排气装置是指涡轮或加力燃烧室之后的排气构件。排气装置包括尾喷管、反推力装置、消音装置等，尾喷管是必不可少的，其他装置可根据需要设置。尾喷管主要作用是使涡轮或加力燃烧室之后的燃气继续膨胀，将其中剩余的热能充分转化为动能，从喷口高速喷出，产生推力。尾喷管按照通道形状可分为收敛形和收敛扩散形两大类，喷口面积也可以设置成可调节或不可调节式。
尾喷管的基本类型和特点
一、不可调节式收敛形尾喷管，又被称为固定喷口的亚声速喷管。其结构最简单，重量最轻，广泛用于亚、跨声速飞机使用的无加力式涡喷发动机或涡轮后燃气能量较低的涡桨发动机或涡扇发动机，早期涡喷发动机多采用该喷管，目前一些涡桨发动机和几乎所有的民航用涡扇发动机（均为无加力式）都采用这种喷管。该喷管在马赫数1.5以上，其中燃气不能充分膨胀，损失能量较多。但在亚、跨声速时，损失能量较小，适于中、低速飞机使用。该喷管由中介管和喷口两部分组成。前者又称排气管，位于涡轮和喷口之间，由外壳、整流锥、整流支板组成。外壳和整流锥形成的渐扩式通道可以使气流流速降低，减小流动损失，二者通过整流支板连接，整流支板一般做成对称叶型。有时为了适应排气流向和流速，减少流动损失，也做成有相应迎角的非对称叶型。喷口是收敛形薄壁锥筒，前缘与中介管连接，可拆卸。燃气在喷口的收敛通道中加速排出，产生推力。喷口通常按出口直径分组，试车时选配，确保发动机推力达标。如果飞机排气位置和发动机之间距离较大，可在中介管和喷口之间装延伸管，延伸管会增加流动损失降低推力，还能影响发动机的启动性和加速性，甚至引起燃气过度膨胀明显损失推力。为了便于启动，若延伸管较长，其前部应设置放气门，启动时打开，减少涡轮后反压。
二、可调节式收敛形尾喷管，该喷管能使发动机在各种工作状态下获得良好的性能。带加力燃烧室的发动机必须采用可调节式尾喷管，保证加力状态下扩大喷口。有些发动机甚至通过改变喷口面积来改变发动机工作状态
。许多二代以前的高速歼击机（马赫数不大于2），多采用这类喷管。该喷管主要有多鱼鳞片式、双鱼鳞片式、移动尾锥体式和气动调节式四种，目前多采用多鱼鳞片式机械调节的收敛形尾喷管，可以是双位、多位或无级调节的。移动尾锥体式尾喷管曾用于早期发动机，它靠机械传动特型面的尾锥体沿发动机轴线移动改变喷口面积，构造复杂、重量大，可靠性低，目前已被淘汰。气动调节式尾喷管是从压气机抽气引到喷口截面，调节该气流压力和流量改变燃气实际流通面积，变相改变了喷口大小。其结构简单，重量轻，可无级调节，但抽气会造成较大推力损失，不易精确控制，也未得到广泛使用。
三、可调节式收敛扩散形尾喷管，一般均为直流式喷管。该喷管主要用于超声速飞机，可保证燃气在尾喷管中充分膨胀，减少推力损失。有些发动机靠移动尾锥体调节喉部并操纵多调节片调节出口截面，有些则是收敛段和扩散段都用多块调节片进行调节。前者需要两套机械操纵系统，两台系统之间协调工作较困难。而因为调节片上受到的气动力很大，每个片上都需要一个作动筒来操纵，所以这类喷管构造复杂，重量较大。为简化结构，也有将收敛段固定不可调节，扩散段靠多块调节片调节的尾喷管，若收敛段设计合理，其性能还较好。还有一种用气动方法调节喉部截面，调节片式喷口在加力状态时张开形成扩散段的收敛扩散形尾喷管。目前第三代战斗机采用的大推力加力式涡扇发动机多采用收敛段和扩散段都用多块调节片进行调节的收敛扩散形尾喷管，如美国F100系列、俄罗斯AL31系列等。
在超声速飞机上也常采用引射式收敛扩散形尾喷管，该喷管由一个可调节的收敛形主喷管和一个罩在主喷管后部的收敛扩散形引射套管组成，引射套管出口截面可以固定也可以调节，气动调节用的气流引自发动机主进气道或者专门辅助进气道。该气流通过主喷管与引射套管之间的环形通道，沿引射套管内壁被主气流引射，主气流的膨胀比借引射气流的压力和流量进行调节，我国的涡喷13/14系列发动机采用了该喷管。
矢量喷管的类型和特点
推力矢量技术主要有机械、气动射流、等离子射流、合成射流等方式，目前机械式较为成熟，已实用化。该技术可让发动机推力的一部分变成操纵力，全部或部分代替气动操纵面，可减少雷达反射面积；无论迎角多大或飞行速度多低，飞机都可用这种操纵力进行操纵，改善了飞机的可操纵性。由于是发动机直接产生操纵力，并且力的大小和方向容易改变，也就等于增加了飞机的敏捷性。各国的研究表明，当飞机飞行速度较低时，采用发动机推力矢量来操纵是有利的，可以明显改善飞机的操纵性和瞬时机动性。但飞机在中、高速状态下（如马赫数0.7以上），直接采用发动机推力矢量操纵，有较大可能造成飞机姿态改变过大，导致不期望的飞行状态，严重时可造成局部动压过大导致飞机结构变形或破坏，也能导致飞机失速甚至进入螺旋，造成飞行事故。从飞行控制的安全裕度考虑，在设计飞机时仍要保留足够的气动操纵面，不能仅靠推力矢量操纵飞机。矢量喷管主要由以下几种——
一、偏流式尾喷管，它可引导燃气斜向后喷出，产生与发动机轴线成锐角的偏推力，可分解为水平推力和垂直升力。飞机起飞、着陆或爬高时直流喷管活门关闭，偏流喷管活门打开，产生偏推力可降低着陆速度，缩短滑跑距离，增加爬升率。飞机平飞时，直流喷管活门打开，偏流喷管活门关闭，产生直推力。英国早期的鹞式飞机，就采用了安装偏流式尾喷管的发动机。目前已出现偏流角可调节的偏流式尾喷管，当偏流角大于90度时，气流向斜前方排出，也就成了反推力装置。因偏流会产生非对称推力，设计时应尽量使偏推力方向通过或接近飞机重心。这类尾喷管结构复杂可靠性较低，重量和尺寸较大，推力损失也较大。美国F35飞机的轴对称尾喷管常在垂直起飞时向下偏转，正常飞行时一般不能偏转，因此可归入偏流式尾喷管范畴。
二、折流板，是在飞机机尾罩外加装多块可径向转动的尾板，靠尾板的转向来改变发动机排气方向，实现推力矢量。其优点是发动机无需改装，结构简单，成本低，但其尺寸和重量较大，发动机推力损失大，工作效率低。世界上新研飞机中，仅日本“心神”采用。
三、二元矢量喷管，利用安装在尾喷管末端的板形构建俯仰或偏航方向的偏转，改变尾喷管出口面积和气流方向，使飞机在俯仰或偏航方向上产生垂直于飞机轴线的力矩，从而操纵飞机。其喷口形状通常为矩形，或者是四块可以配套偏转的调节板。其种类有：二元收敛扩散喷管、纯膨胀斜坡喷管、二元楔体式喷管、滑动喉道式喷管、球面收敛调节片喷管等。美国F22飞机采用该尾喷管。该喷管雷达隐身特性较好，红外辐射抑制能力较强。但其比表面积和截面积较大，有棱角，会增加机尾摩擦和压差阻力，且结构尺寸和重量较大，矩形截面内流特性差，推力损失较大，也难以做到全向偏转。
1973年，美国普惠公司开始研究这类喷管，还为其设计了反推装置。1989年，这类喷管开始在F15改装的验证机上试飞，到1991年，飞行试验达到90小时，结果表明，飞机起飞和着陆距离明显缩短，超声速减速时间明显降低，因为机构过分笨重（单台发动机增重达数百kg），普惠公司取消了反推装置，但单台发动机增重仍超过200kg。F22隐身战斗机采用的F119发动机采用了这类喷管，保持了后向隐身特性，提高了飞机中、低速敏捷性。虽然后机身变得扁平可减缓气流分离的可能性，有减少涡流阻力的效果，但是后机身表面积增加（矩形截面物体的比表面积较大），摩擦阻力增加；同时后机身截面积增大，飞机压差阻力也会增加。在不同飞行状态，总阻力并非总是减小。
由于普通二元矢量喷管偏转局限于俯仰或偏航方向，不能实现全向偏转，80年代中期美国普惠公司研制了球面收敛调节片式矢量喷管。其出口为矩形，铰接部位安装在万向节上，为球形，通过该部位向各方向的偏转实现全向矢量。该喷管兼有二元矢量喷管和轴对称矢量喷管的特点。普惠公司随后对该喷管进行了技术验证，达到了初步的目的。但该喷管转动部分位于喷管收敛段，气流处于加速过程中，气动负荷很大；球面结构是实现转动的关键，该结构决定了调节装置的体积、重量较大；喷管扩张段为二元结构，要随球铰结构一起转动，体积、重量大，需要的预留空间大，外部阻力大。这类喷管未见进一步发展。
四、轴对称矢量喷管,该喷管为圆形截面。从飞机和发动机本身的要求来看，尾喷管采用轴对称的圆形截面最好，其排气效率高，内流阻力小，结构简单，重量轻，比表面积和截面积小，外表面摩擦和压差阻力小。这类喷管一般由多个转向调节作动筒、多个喉道面积调节作动筒，多个调节环支撑结构、喷管控制阀和多组密封片等部分构成。
（1）目前常见的是俄罗斯继承前苏联的非隐身轴对称刚性矢量喷管，装在苏35等飞机上。该喷管结构简单，把喷管圆柱段分为前后两节，在搭接处左右两侧设置侧向销轴，使喷管可以做俯仰运动，实现俯仰推力矢量。该喷管除了增加关节式偏转机构之外，其余部分可沿用原收敛扩散喷管，喉部控制和扩散部分控制无需改动。该喷管有限改善了二元矢量喷管机尾阻力较大和结构笨重的缺点，内流特性有所改善，但其偏转较生硬，燃气流动的局部损失明显增加，推力损失仍较大，若偏转角度达到十余度，推力损失据相关文献报道可达15%或以上。而且发动机设计上要避免喷管过长，防止燃气在尾喷管中过度膨胀，在喷管出口或内部形成激波，明显损失推力。而这类喷管关节部分较长（0.5m左右），全装置体积、重量仍偏大（单台发动机增重不小于150kg）；偏转部分长达1.5m左右，调节装置负荷和外部阻力仍较大；在某些工况时还会引起燃气过度膨胀，明显损失推力。该喷管目前仅可在俯仰方向上偏转，未见在偏航方向上偏转的权威报道。
前苏联在1980年前后开始研究这类喷管，1985年，留里卡设计局在AL31F发动机尾喷管前部增加了一个环形关节式转向装置，用两对机械液压作动筒实现俯仰偏转，最大偏转角度为正负15度。1989年，该喷管在苏27飞机上试飞，成功进行了偏转正负5度的实验。1995年，该喷管在苏37飞机上实现了与飞行控制系统的交联，实现了差动控制，偏转角度达到正负20度，偏转速率最大可达45度每秒，使飞机实现了中、低速下大迎角小半径转弯。同时，采用这类喷管的飞机阻力和重量有明显增加，能量机动特性下降较多。
（2）80年代中期，美国曾研制过轴对称柔性矢量喷管，这类喷管利用原收敛扩散喷管收敛段和扩散段调节装置，进行改进和增强设计，使鱼鳞片可在径向上进行较大幅度偏转，并在周向上进行有限随动，允许喷管在任意方向上偏转，实现全向推力矢量。这类喷管在设计上尽量利用原有结构和装置，因此体积、重量增加很少，偏折位置过渡也相当圆滑，内流场损失小，外部阻力小。1990年，美国对这类喷管进行了地面台架试车实验，验证了技术可行性。1994年，美国在F16改装的验证机上试验了这类喷管，最大偏转角度正负17度，偏转速率最大可达60度每秒。F16验证机的操纵性和起降性能比原型机有明显改善，敏捷性明显提高。
这类喷管全面且较好地克服了二元矢量喷管的缺点，也弥补了非隐身轴对称刚性矢量喷管的不足。但该喷管控制机构复杂，对元器件小型化和可靠性要求很高，对控制率要求苛刻，国际公认研制难度大。而且在当时技术条件下，这类喷管喷口内外的气流不易冷却，红外特征强，同时雷达隐身特性也较差。因此，美国当年试飞验证这类喷管后，并未继续发展。
（3）我国的推力矢量技术研究则走上了与国外不同的道路，中航集团自90年代开始，专攻轴对称柔性矢量喷管技术：在2002和2004两届珠海航展上公开展出了中航工业动力所为太行发动机研制的轴对称柔性矢量喷管的试车图片。2014年9月25日的《中国航空报》报道中航工业动力所燃烧设计研究室设计员赵春生研制成功了一种隐身轴对称柔性矢量喷管，解决了复合材料调节片等零部件密封性不够高和寿命不够长等问题，可用于太行等现役发动机的改装，达到国际先进水平。近十几年来，国内进展的公开论文很常见，并可在国内科技期刊网下载。2016年珠海航展公开展示了大推力军用涡扇发动机（主要是太行系列）的数字控制系统，其中包含轴对称柔性矢量喷管的控制机构。2018年珠海航展，安装隐身轴对称柔性矢量喷管的歼十B飞机公开参展。这类喷管包含了隐身和柔性两个突出特点——
除采用锯齿形和尖劈形结构，避免电磁波原路反射之外。随着材料的进步，如10余年前西北工业大学张立同院士研制的获国家技术发明一等奖的陶瓷基复合材料，就是一种雷达波弱反射并兼有红外抑制功能的材料。其强度高，密度低，可制造发动机热端部件如矢量喷管等。而在其陶瓷基体内添加的耐高温雷达隐身材料（主要为电损耗型材料，磁损耗型材料在温度超过居里温度：一般不大于350摄氏度后，会失去磁性，不再吸波）和红外隐身材料（分为抑制红外辐射强度和改变辐射波段两大类），中航集团航材院、西工大、国防科大和清华大学等单位在10余年前就有成果转化类论文公开发表。这些材料可将飞机高温部件雷达反射面积缩小一个数量级以上，并有效降低红外特征。这些成果公开报奖时，都有查新报告，证明达到国际先进水平。此外，通过从进气道或压气机处引出冷气流（在不明显损失发动机推力的前提下），对喷口和排气进行降温，也可有效削弱红外辐射强度。
根据近年公开出版的《现代航空发动机控制技术》（中航工业编撰）可知，近年来研制的新一代隐身轴对称柔性矢量喷管，不但全面克服了二元矢量喷管以及非隐身轴对称刚性矢量喷管二者的缺点，而且隐身能力有了大的突破：依靠完善的雷达隐身结构设计、内冷却和外冷却设计，选用合适的雷达和红外隐身材料，隐身性能已经全面优于二元矢量喷管。
柔性偏转技术顾名思义，即要求喷管偏转时各截面无突变，偏折处尽量圆滑过渡，减少局部损失。我国的设计可实现尾喷管收敛段配合扩散段偏转进行一定随动，而扩散段每一个调节片均可向其截面圆径向、周向偏转（通过将扩散段鱼鳞片分成两段，在内段外端加装小型径向销轴和调节装置，实现所连接的鱼鳞片外段，即喷口附近有限长度的分段周向偏转），通过调节各片偏转方向和角度大小，达成全向偏转。该喷管偏转角度不小于正负20度，大于美国同类喷管，偏转速率也不低于其；推力损失理论上可小于2%，实际上也可小于5%，并不高于美国。尽管国际上公认该喷管研制难度很大，我国仍实现了突破：该喷管前几年已在双发歼11飞机上完成初期试飞，目前在单发歼10B上试飞。从用于要求更高安全性的单发飞机来看，其可靠性已相当高，接近可装备状态。该喷管未从歼11直接转移到歼20飞机上试飞，主要原因是常规布局歼11的火/飞/推一体化控制规律和鸭式布局歼20差别较大，以同为鸭式布局的歼10B过渡更稳妥。目前歼20已经配装太行发动机批产，近期必然采用该喷管。
由于我国推力矢量技术的技术路线与美、俄均不相同，且引进的俄制苏35飞机到货时间为2017年，晚于歼11试飞国产隐身轴对称柔性矢量喷管的时间，接近歼10B试飞该喷管的时间。所以，我国不存在借鉴苏35矢量喷管技术（落后我国一代以上）的必要和可能。而苏35的发动机和我国太行改进型发动机相比，自重较大，推重比较低，不具备安装互换性，无法用于我国新机。随着我国发动机和推力矢量技术的发展和公开，引进苏35的理由，只剩下南海远程护航一项。
结语
尽管我国的歼十飞机和歼二零飞机气动设计卓越，重量控制很成功，目前隐身性和国外同类飞机的领先型号相当，机动性与国外同类飞机的领先型号相比，是各有所长不落下风。但隐身轴对称柔性矢量喷管的成熟和逐步应用，仍将对我国飞机的操纵性、起降性能、敏捷性等起到明显提升作用，我们期待这样的锦上添花，在未来越来越多。
