智能调节新型气动矢量喷管的流动机理，能减少发动机推力损失吗？

文 | 过目不忘鲁状元

编辑 | 过目不忘鲁状元

序

新型气动矢量喷管技术，作为飞行器设计与控制领域的一项关键技术，一直备受关注。

它不仅在军用领域中用于提高机动性和操纵性能，还在民用航空领域中逐渐崭露头角，为商业飞机和直升机带来了显著的性能提升。

针对未来飞行器对先进推力矢量技术，特别是高性能气动矢量喷管的迫切需求，我们的研究人员将综合利用理论分析、数值模拟和实验研究等方法和手段，以新型旁路通道式双喉道气动矢量喷管为研究对象。

接着，再结合形状记忆合金及其驱动器，开展新型旁路通道式双喉道气动矢量喷管的流动机理与智能调节研究，为新型旁路通道式双喉道气动矢量喷管的工程化应用奠定基础。

新型气动矢量喷管的起动特性

几何固定的气动矢量喷管具有结构简单、质量轻、响应快、隐身特性好、可靠性高等优点，特别是以喉道偏移型气动矢量喷管为基础发展起来的双喉道气动矢量喷管，推力损失小而且矢量效率高，是目前气动矢量喷管的研究热点。

特别地，对于新型旁路通道式双喉道气动矢量喷管（BDTN）而言，其避免了对有源高压二次流的消耗，且扩张型的喷管构型具有较大的矢量角，具有较好的工程应用前景。

另外，与二元推力矢量喷管需要依赖动力方向舵，或者在喷管出口下游布置侧向调节片等来实现偏航矢量不同。

轴对称推力矢量喷管基于其自身结构特点，不仅可以提供飞行器所需俯仰方向的力/力矩，还可以产生偏航方向的矢量力，从而控制飞行器的航向，这对于仅使用单台发动机的飞行器而言，是极其重要的。

而且，轴对称的喷管构型还易于在现役飞行器上开展试验验证，风险较低。

但是，在无矢量状态下，扩张型双喉道气动矢量喷管存在起动问题，在凹腔内会出现一些特殊的流场结构，如诱导激波和正激波（或马赫盘），并由此造成一定程度的喷管推力性能恶化。

于是，在前述数值模拟研究结果的基础上，我们利用现有的排气系统实验台，对ADDTN的起动特性开展了实验研究，并对数值模拟结果进行验证。

研究结果表明，面积比对ADDTN起动特性的影响最大，凹腔扩张角和凹腔长度的影响次之，凹腔收敛角和喉道倒圆半径的影响相对较小，而凹腔底部倒圆半径则几乎不会对喷管的起动特性造成影响。

改变喷管进口气流总压或背压，对于这两种实现喷管落压比NPR动态变化的方式而言，在相同喷管落压比NPR下，喷管凹腔内的流场结构基本一致，且与各自对应的定常数值模拟结果的差异也很小。

除此之外，在喷管推力系数“突降”的临界喷管落压比NPRcr前后，凹腔内呈现出典型的起动和不起动状态下的流场结构。

通过在喷管收敛段入口和凹腔扩张段之间设置旁路通道，不仅可以解决ADDTN的起动问题，大大改善喷管的推力性能，还可以使几何固定的喷管构型具有一定的流量调节能力，但其流量调节范围受到喷管出口面积大小的限制。

三种不同形式的计算域数值模拟，得到喷管凹腔内流场结构、推力性能参数以及壁面静压分布，它们之间的差异较小，但三者的壁面摩擦力线之间则存在显著的差异。

总的来说，由于轴和对称边界条件的使用，二维轴对称计算域和二分之一的三维计算域的数值模拟结果，无法真正反映喷管内气流流动的三维特性。

而由于不会受到几何结构或物理条件的限制，采用全三维计算域进行数值模拟获得的流场信息丰富，且与喷管内气流的实际流动更为接近。

除了喷管落压比NPR相对较低的工况外，喷管内的气流流动基本上是稳定的，而且实验获得的纹影和喷管壁面静压分布，与对应的数值模拟结果吻合良好。

实验获得的喷管内壁面油流照片，以及不同圆周角的喷管壁面静压分布均表明，凹腔内的气流在穿过诱导激波后存在明显的展向流动，表现出极强的三维特性，这与数值模拟获得的结果是一致的。

因此，我们根据这一特性，设计了新型气动矢量喷管的智能调节方案。

新型气动矢量喷管的智能调节方案设计

针对带加力燃烧室的航空发动机对双喉道气动矢量喷管流量调节的迫切需求，我们主要以几何可调的ADBDTN为研究对象，借鉴传统可调轴对称收敛-扩张喷管成熟的机械调节方式。

另外，我们利用SMA驱动器轻质紧凑、驱动应变和输出力大，以及功重比高的优点，开展了基于SMA直线驱动器的ADBDTN喉道和出口面积智能调节方案的设计。

经过上述步骤，我们最终获得了一套兼具各种优点的“机械方式实现流量调节+气动方式实现矢量偏转”的喷管智能调节与控制总体方案。

根据设计条件和要求，我们确定了几何可调ADBDTN的基准构型。

随后，针对不同凹腔底部倒圆半径Rz的喷管基准构型，设计得到了两种喷管喉道和出口面积智能调节方案：SRM-R和SRM-S喷管智能调节方案，并利用数值计算方法对两种喷管智能调节方案设计结果。

紧接着，在不加力无矢量、不加力矢量、加力无矢量和加力矢量四个状态下，对气动性能进行了对比分析。

最后，综合考虑喷管气动性能的优劣，和工程实际应用中运动机构的实现难易程度，将改进的SRM-R智能调节方案，确定为几何可调ADBDTN喉道和出口面积智能调节的最终方案。

我们对最终方案开展了结构设计，分析最终方案中滑块A和B的两种不同运动状态，以及滑块运动过程中喷管的喉道和出口变化情况，确定各状态下驱动滑块A和B运动所需的外力大小。

结果表明，对于Rz=0的喷管基准构型，设计得到的SRM-R喷管智能调节方案。

通过滑块摇杆机构，满足了喷管50%喉道面积变化的设计要求，并通过凹腔收敛调节片绕滑块的往复转动，实现了喷管出口面积的控制。

另外，在不加力无矢量、不加力矢量、加力无矢量和加力矢量四个状态下，通过凹腔收敛调节片绕滑块的顺、逆时针往复转动，适当减小或增大喷管的出口面积。

将喷管不加力无矢量和加力无矢量状态下的推力系数，分别由0.889和0.867提高至0.940和0.926，并保证加力关闭和打开时，喷管无矢量和矢量状态下的流量系数均分别为0.968和0.970。

从而使喷管在加力打开和关闭情况下，均具备了一定的流动自适应能力。

对于Rz=R1的喷管基准构型，设计得到SRM-S喷管智能调节方案，同样通过滑块摇杆机构实现了喷管50%喉道面积变化的目标。

但喷管出口面积的控制，则是通过凹腔收敛调节片沿凹腔底部圆弧段的滑动，来实现的。

另外，在不加力无矢量、不加力矢量、加力无矢量和加力矢量四个状态下，通过凹腔收敛调节片沿凹腔底部圆弧段的上、下游往复滑动，适当增大或减小喷管的出口面积。

将喷管不加力无矢量和加力无矢量状态下的推力系数，分别由0.887和0.878提高至0.940和0.926。

并保证加力关闭和打开时，喷管无矢量和矢量状态下的流量系数均分别为0.968和0.970，从而使喷管在加力打开和关闭情况下，也都具备了一定的流动自适应能力。

对于几何可调ADBDTN喉道和出口面积智能调节的最终方案，其采用类滑块摇杆机构实现了喷管出口面积的控制。

在改变喷管喉道面积的滑块摇杆机构，和改变喷管出口面积的类滑块摇杆机构中，滑块A和B分别作为各自运动机构的主动件。

当滑块A和B同步运动时，喷管的喉道和出口面积同时变化，且在滑块A和B运动过程中喷管的面积比始终大于1。

当滑块A固定，而滑块B运动时，喷管喉道保持不变，仅出口在发生变化，喷管的面积比在滑块B的运动过程中同样始终大于1。

实验结果表明，在不加力无矢量、不加力矢量、加力无矢量和加力矢量四个状态下，驱动滑块A和B运动所需的驱动力F31和F32均为负值。

接下来，基于以上调节方案，我们针对未来飞行器对先进推力质量技术的需求，展开了更多的研究。

未来飞行器矢量技术

为了更到地研究未来飞行器对先进推力矢量技术，特别是高性能气动矢量喷管的迫切需求，我们开展了新型旁路通道式双喉道气动矢量喷管的流动机理与智能调节研究。

其中，综合利用理论分析、数值模拟和实验研究等方法和手段，以新型旁路通道式双喉道气动矢量喷管为研究对象，并且结合形状记忆合金及其驱动器，获得的主要结论如下。

几何和气动参数，分别对轴对称扩张型旁路通道式双喉道气动矢量喷管的起动特性和矢量特性，具有不同程度的影响。

具体来说，对于几何参数，面积比对喷管起动特性和矢量特性的影响最大；凹腔扩张角和凹腔长度对喷管的起动特性影响相对较大，而凹腔收敛角的影响则相对较小。

不过，喉道倒圆半径对喷管的起动特性影响较小，但对喷管的矢量特性影响较大；旁路通道宽度对喷管的矢量特性影响也较大，而凹腔底部倒圆半径对喷管的起动特性和矢量特性影响均比较小。

对于气动参数而言，自由来流马赫数对喷管的矢量特性影响较小，而喷管落压比NPR对喷管的起动特性和矢量特性影响均比较大。

特别地，在喷管推力系数“突降”的临界喷管落压比NPRcr前后，凹腔内呈现出典型的起动和不起动状态下的流场结构。

二维轴对称计算域、二分之一的三维计算域和全三维计算域，这三种不同形式的计算域数值模拟得到的喷管凹腔内流场结构、推力性能参数（推力系数和流量系数）以及壁面静压分布之间的差异较小。

但壁面摩擦力线之间则存在显著的差异，由于不会受到几何结构或物理条件的限制，采用全三维计算域进行数值模拟获得的流场信息丰富，且与喷管内气流的实际流动更为接近。

通过恰当布置旁路通道并合理控制旁路通道开度，获得了在喷管落压比NPR=2~16范围内，无矢量和矢量状态下的综合性能均比较优异。

除喷管落压比NPR相对较低的工况外，喷管起动特性和矢量特性实验获得的纹影和喷管壁面静压分布，均与对应的数值模拟结果吻合良好，这验证了数值计算方法的合理性和可靠性。

另外，实验获得的喷管内壁面油流照片，以及不同圆周角的喷管壁面静压分布均表明，不管是在无矢量状态还是矢量状态下，喷管凹腔内，特别是分离区内的气流流动，均表现出了极强的三维特性，这证明了采用全三维计算域进行数值模拟的必要性。

对于不同凹腔底部倒圆半径的基准构型，设计得到的“滑块摇杆机构+转动”和“滑块摇杆机构+滑动”两种喷管智能调节方案，均能满足喷管50%喉道面积变化的设计要求。

设计得到最终方案，在改变喷管喉道面积的滑块摇杆机构，和改变喷管出口面积的类滑块摇杆机构中，滑块A和B分别作为各自运动机构的主动件。

当滑块A和B同步运动时，喷管的喉道和出口面积同时变化，且在滑块A和B运动过程中喷管的面积比始终大于1。

当滑块A固定，而滑块B运动时，喷管喉道保持不变，仅出口在发生变化，喷管的面积比在滑块B的运动过程中同样始终大于1。

另外，在不加力无矢量、不加力矢量、加力无矢量和加力矢量四个状态下，驱动滑块A和B运动所需的驱动力F31和F32均为负值。

冷态实验室环境中，设计得到的滑块A和B的形状记忆合金直线驱动器，分别仅需2和1根形状记忆合金丝，即可满足驱动滑块A和B往复运动的要求。

同时，对滑块A和B驱动器中的形状记忆合金丝进行通电加热，驱动器也均能提供较大的回复力保证滑块A和B在运动的初始位置保持稳定，或者驱动滑块A和B从运动的终止位置回复到初始位置。

由以上实验结果得知，“机械方式实现流量调节+气动方式实现矢量偏转”的喷管智能调节与控制总体方案，兼具多优点，为新型旁路通道式双喉道气动矢量喷管的工程化应用奠定了基础。

结语

新型气动矢量喷管技术代表着现代飞行器设计与控制领域的前沿发展，其在提高机动性和操纵性能方面的潜力令人振奋。

气动矢量喷管技术将不仅在军用领域继续发挥重要作用，还将在民用航空领域推动飞行器性能的革命性提升。

我们展望了新型气动矢量喷管技术的未来发展，随着非传统推进技术、材料创新和飞行控制系统的进步，我们可以期待更多令人激动的可能性。