王占學(xué)，劉 帥，周 莉

（西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，陜西西安，710072）

0 引言

短距起飛/垂直降落(S/VTOL)性能已成為未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)的1項(xiàng)重要性能指標(biāo)要求。具有S/VTOL性能的戰(zhàn)斗機(jī)降低了對(duì)機(jī)場(chǎng)跑道的要求，減少了對(duì)機(jī)場(chǎng)的依賴程度[1]。20世紀(jì)中期至今，S/VTOL飛行器的動(dòng)力裝置發(fā)展了多種形式，其中包括尾座式[2]、升力風(fēng)扇[3]、升力發(fā)動(dòng)機(jī)、升力發(fā)動(dòng)機(jī)與巡航發(fā)動(dòng)機(jī)[4]及升力風(fēng)扇和巡航發(fā)動(dòng)機(jī)[5-6]等。隨著S/VTOL技術(shù)的發(fā)展，在升力方案上，由飛機(jī)轉(zhuǎn)向變?yōu)榘l(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)向進(jìn)而過(guò)渡到發(fā)動(dòng)機(jī)推力轉(zhuǎn)向；在起降方式上，由最初的垂直起降變?yōu)槎叹嗥痫w垂直降落。目前，典型的S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)包括英國(guó)“鷂”式戰(zhàn)斗機(jī)、蘇聯(lián)Yak-141戰(zhàn)斗機(jī)及美國(guó)的F-35B戰(zhàn)斗機(jī)[7]，其升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)用矢量噴管都可以向下偏轉(zhuǎn)至與地面垂直使噴氣流垂直向下噴射，便可具備S/VTOL能力。

國(guó)外對(duì)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管做了大量的方案設(shè)計(jì)及試驗(yàn)研究工作[8-9]，具有代表性的S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管有單膨脹斜面噴管(SERN)、加力偏轉(zhuǎn)噴管(ADEN)、轉(zhuǎn)向噴管及3軸承偏轉(zhuǎn)噴管。從偏轉(zhuǎn)形式上可將上述噴管分為2類：S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用2元矢量噴管和旋轉(zhuǎn)噴管。S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用2元矢量噴管包括單膨脹斜面噴管和加力偏轉(zhuǎn)噴管，其前部分的噴管通道固定，通過(guò)尾部可調(diào)的偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)噴管偏轉(zhuǎn)到垂直狀態(tài)；旋轉(zhuǎn)噴管包括轉(zhuǎn)向噴管及3軸承偏轉(zhuǎn)噴管，通過(guò)單個(gè)或多個(gè)噴管筒體相互旋轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)噴管整體型面的偏轉(zhuǎn)。

1 典型的S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管

1.1 S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用2元矢量噴管

1.1.1 單膨脹斜面噴管（SERN）

單膨脹斜面噴管是美國(guó)GE公司發(fā)展用于短距起降的矢量噴管[10]，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。GE公司對(duì)單膨脹斜面噴管的研究始于1972年，研究的初衷是為艦載截?fù)魴C(jī)提供短距起降所需的矢量推力功能。該單膨脹斜面噴管的上下調(diào)節(jié)片由作動(dòng)器分別控制，下調(diào)節(jié)片實(shí)現(xiàn)噴管面積控制并與上調(diào)節(jié)片差動(dòng)定位實(shí)現(xiàn)氣流方向的改變。其縮比模型曾被安裝在F-18飛機(jī)上進(jìn)行了常規(guī)狀態(tài)及矢量角為20°的氣動(dòng)性能測(cè)試。

圖1 單膨脹斜面噴管

1986年，英國(guó)RR公司對(duì)單膨脹斜面噴管進(jìn)行了設(shè)計(jì)及研究，并在NASA蘭利研究中心對(duì)噴管模型進(jìn)行了試驗(yàn)。試驗(yàn)主要是針對(duì)單膨脹斜面噴管側(cè)壁幾何形狀、上斜面長(zhǎng)度、上斜面曲率、腹部調(diào)節(jié)片、斜角以及可調(diào)外部膨脹斜面對(duì)噴管性能的影響而展開(kāi)的[11]。在聯(lián)合先進(jìn)攻擊技術(shù)計(jì)劃(JAST)中，RR公司設(shè)計(jì)了S/VTOL升力系統(tǒng)用單膨脹斜面噴管，可通過(guò)偏轉(zhuǎn)噴管外側(cè)調(diào)節(jié)片至垂直位置改變氣流方向產(chǎn)生升力。為了控制噴管90°矢量角下的出口面積，噴管內(nèi)側(cè)調(diào)節(jié)片設(shè)計(jì)成可滑動(dòng)的嵌板，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)不同模態(tài)需要，調(diào)節(jié)噴管面積以保證渦輪軸驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇系統(tǒng)的正常工作。RR公司在美國(guó)國(guó)防先進(jìn)研究項(xiàng)目局用于測(cè)試縮比軸驅(qū)動(dòng)升力風(fēng)扇動(dòng)力系統(tǒng)模型性能的LSPM試驗(yàn)臺(tái)架上對(duì)該單膨脹斜面噴管進(jìn)行性能測(cè)試，如圖2所示。結(jié)果表明單膨脹斜面噴管在90°矢量角下，氣流首先與外側(cè)調(diào)節(jié)板發(fā)生碰撞，隨后在內(nèi)側(cè)調(diào)節(jié)板的唇口出現(xiàn)氣流分離。由于單膨脹斜面噴管在90°矢量角下的推力系數(shù)偏小，且噴管總體質(zhì)量偏大，因此X-35升力系統(tǒng)用單膨脹斜面噴管被后來(lái)的3軸承偏轉(zhuǎn)噴管所代替。

圖2 單膨脹斜面噴管在LSPM試驗(yàn)臺(tái)架試驗(yàn)

1.1.2 加力偏轉(zhuǎn)噴管（ADEN）

1974年，GE公司針對(duì)美國(guó)海軍發(fā)展先進(jìn)多任務(wù)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)的需要提出了加力偏轉(zhuǎn)噴管方案（ADEN）[10]，如圖3所示。加力偏轉(zhuǎn)噴管主要包括如下組件：（1）2元變幾何收－擴(kuò)調(diào)節(jié)片。（2）腹部調(diào)節(jié)片。（3）外部膨脹斜面（可固定或可調(diào)，依賴于具體的安裝要求）。（4）可旋轉(zhuǎn)的推力矢量導(dǎo)流管。該噴管通過(guò)可旋轉(zhuǎn)的推力矢量導(dǎo)流管改變氣流流動(dòng)方向從而產(chǎn)生垂直于地面的升力。但受噴管結(jié)構(gòu)限制，該噴管只能產(chǎn)生俯仰方向的矢量推力，不能產(chǎn)生偏航推力。1976年，該加力偏轉(zhuǎn)噴管在YJ101發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了長(zhǎng)達(dá)4h的性能測(cè)試試驗(yàn)。在試驗(yàn)過(guò)程中，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)處于加力模態(tài)且噴管偏轉(zhuǎn)至92°矢量角狀態(tài)下，噴管排氣溫度達(dá)1967K。此外，該噴管還在NASA劉易斯研究中心的推進(jìn)系統(tǒng)試驗(yàn)室進(jìn)行了測(cè)試，并于1983年在F404-GE-400發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了裝機(jī)性能評(píng)估及實(shí)際導(dǎo)熱性評(píng)估。

圖3 GE公司設(shè)計(jì)的ADEN噴管

1.2 S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用旋轉(zhuǎn)噴管

1.2.1 轉(zhuǎn)向噴管

轉(zhuǎn)向噴管最早應(yīng)用在“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)（如圖4所示）上，并于1959年9月首次運(yùn)轉(zhuǎn)。噴管安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)兩側(cè)，前端通過(guò)軸承與發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)接，可由水平位置旋轉(zhuǎn)到垂直位置及反推位置產(chǎn)生巡航推力、垂直升力及反推力。RR公司早期還對(duì)帶導(dǎo)流葉片的斜切出口轉(zhuǎn)向噴管進(jìn)行研究[11]，分別對(duì)不同的導(dǎo)流葉片數(shù)量、葉型、噴管彎轉(zhuǎn)半徑、彎轉(zhuǎn)角度及噴管收縮比等9種不同構(gòu)型的噴管進(jìn)行了性能測(cè)試評(píng)估，并將帶導(dǎo)流葉片的噴管與無(wú)導(dǎo)流葉片的噴管進(jìn)行了氣動(dòng)性能上的對(duì)比。20世紀(jì)60年代，英國(guó)皇家空軍對(duì)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)提出超聲速要求，英國(guó)霍克公司在P.1154試驗(yàn)機(jī)的前轉(zhuǎn)向噴管中應(yīng)用了噴管加力燃燒（PCB）技術(shù)[12]，以期與發(fā)動(dòng)機(jī)的加力燃燒室共同工作使飛機(jī)達(dá)到超聲速飛行。同時(shí)，RR公司為滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的超聲速工況，對(duì)轉(zhuǎn)向噴管進(jìn)行了結(jié)構(gòu)上的改變，在噴管尾緣安裝了可調(diào)斜面支板用以調(diào)節(jié)噴管喉部面積，并在BS100/PCB發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了試驗(yàn)。

圖4 RR公司轉(zhuǎn)向噴管試驗(yàn)件

1.2.2 3軸承偏轉(zhuǎn)噴管（3BSN）

3軸承偏轉(zhuǎn)噴管由3段可相互旋轉(zhuǎn)的噴管筒體構(gòu)成，3段筒體主要由橢圓型面構(gòu)成以保證3段筒體的斜切面為便于軸承安裝的圓截面。3段筒體通過(guò)筒體間特殊的幾何關(guān)系及聯(lián)接軸承的相互旋轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)噴管由0°到90°的偏轉(zhuǎn)，且根據(jù)特定的調(diào)節(jié)規(guī)律保證偏轉(zhuǎn)過(guò)程中矢量推力在同一俯仰面內(nèi)。同時(shí)，3軸承偏轉(zhuǎn)噴管也可通過(guò)旋轉(zhuǎn)第1個(gè)軸承產(chǎn)生通過(guò)飛機(jī)中心線的偏航推力，而不產(chǎn)生附加的滾轉(zhuǎn)力矩。

20世紀(jì)60年代中期，英國(guó)RR、美國(guó)GE、PW 和柯蒂斯萊特公司都對(duì)3軸承偏轉(zhuǎn)噴管進(jìn)行了結(jié)構(gòu)研究及氣動(dòng)性能計(jì)算[13-14]。1967年，GE公司基于3軸承偏轉(zhuǎn)噴管的型面及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，在JT8D發(fā)動(dòng)機(jī)上對(duì)3軸承偏轉(zhuǎn)噴管進(jìn)行了首次氣動(dòng)性能試驗(yàn)[8]。由于受溫度的限制，噴管試驗(yàn)件并未安裝軸承，3段噴管筒體剛性連接并使噴管型面保持在90°矢量角狀態(tài)。在試驗(yàn)過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)為全加力模態(tài)，為避免高溫排氣流對(duì)試驗(yàn)臺(tái)架下方地面的燒蝕，3軸承偏轉(zhuǎn)噴管噴口朝向上方。

1972年6月，為滿足美國(guó)海軍制海艦計(jì)劃(SCS)對(duì)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)的需求，GE公司的康維爾分公司設(shè)計(jì)了Convair200S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)。Convair200的升力布局與后期前蘇聯(lián)研制的Yak-141戰(zhàn)斗機(jī)的類似，Convair200采用PW401發(fā)動(dòng)機(jī)作為升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)后采用3軸承偏轉(zhuǎn)噴管提供垂直起降用升力，并在駕駛艙后面安裝2臺(tái)AllisionXJ99升力發(fā)動(dòng)機(jī)增加升力，該升力分配于飛機(jī)重心前方以平衡由3軸承偏轉(zhuǎn)噴管產(chǎn)生的升力[15]。在SCS計(jì)劃的競(jìng)爭(zhēng)中，Convair200戰(zhàn)斗機(jī)敗給了羅克韋爾公司設(shè)計(jì)的XFV-12戰(zhàn)斗機(jī)，美國(guó)關(guān)于3軸承偏轉(zhuǎn)噴管的研究也隨之暫時(shí)終止。

1989年，在前蘇聯(lián)Yak設(shè)計(jì)局設(shè)計(jì)的Yak-141戰(zhàn)斗機(jī)上實(shí)現(xiàn)了3軸承偏轉(zhuǎn)噴管的首次試飛，其應(yīng)用的3軸承偏轉(zhuǎn)噴管在偏轉(zhuǎn)原理上與之前其他西方國(guó)家設(shè)計(jì)的3軸承偏轉(zhuǎn)噴管偏轉(zhuǎn)方案相同，但在噴管型面設(shè)計(jì)上略有不同，Yak-141戰(zhàn)斗機(jī)應(yīng)用的3軸承噴管在常規(guī)狀態(tài)時(shí)型面略有彎曲，如圖5所示。Yak-141戰(zhàn)斗機(jī)雖然成功地實(shí)現(xiàn)了垂直起降試飛，但由于前蘇聯(lián)的解體及研究經(jīng)費(fèi)的欠缺，Yak-141戰(zhàn)斗機(jī)的研制于1991年終止。

1994年，美國(guó)X-35原型機(jī)用單膨脹斜面噴管在試驗(yàn)中表現(xiàn)出較差的氣動(dòng)性能。為取代單膨脹斜面噴管，PW 公司與洛克希德·馬丁公司對(duì)3軸承偏轉(zhuǎn)噴管開(kāi)展了氣動(dòng)性能試驗(yàn)，測(cè)試了噴管在90°矢量角下的后體阻力及噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化氣動(dòng)特性。試驗(yàn)表明，3軸承偏轉(zhuǎn)噴管在氣動(dòng)性能及結(jié)構(gòu)質(zhì)量上均比單膨脹斜面噴管的更具優(yōu)勢(shì)。1995年，洛克希德·馬丁公司正式用3軸承偏轉(zhuǎn)噴管取代單膨脹斜面噴管應(yīng)用在X-35原型機(jī)中，X-35原型機(jī)后期衍生為JSF計(jì)劃中的X-35B試驗(yàn)機(jī)并發(fā)展為F-35BS/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)，標(biāo)志著3軸承偏轉(zhuǎn)噴管真正進(jìn)入了實(shí)用狀態(tài)。F-35B裝配的3軸承偏轉(zhuǎn)噴管模型如圖6所示。

圖5 Yak-141戰(zhàn)斗機(jī)用3軸承偏轉(zhuǎn)噴管

圖6 F-35B戰(zhàn)斗機(jī)的3軸承偏轉(zhuǎn)噴管模型

2 S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管的關(guān)鍵技術(shù)

2.1 同時(shí)滿足大矢量偏角和多任務(wù)作戰(zhàn)需求的技術(shù)

S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管除了可在飛機(jī)垂直起降時(shí)實(shí)現(xiàn)90°的大矢量角偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力外，同時(shí)應(yīng)滿足新一代戰(zhàn)斗機(jī)多任務(wù)作戰(zhàn)需求。首先，噴管偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)應(yīng)在保證噴管常規(guī)狀態(tài)氣動(dòng)性能的前提下，實(shí)現(xiàn)大矢量角偏轉(zhuǎn)功能。其次，噴管應(yīng)考慮調(diào)節(jié)喉部面積及出口面積的機(jī)械設(shè)計(jì)以保證新一代戰(zhàn)斗機(jī)在亞聲、跨聲及超聲工況下噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的匹配，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)寬范圍工作需求。噴管喉部及出口面積的調(diào)節(jié)需要單獨(dú)的驅(qū)動(dòng)及控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)，調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)應(yīng)兼顧噴管常規(guī)、矢量狀態(tài)的氣動(dòng)性能及噴管特殊型面對(duì)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的限制，增加了新一代S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管的設(shè)計(jì)難度。

2.2 矢量噴管偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)及特性研究技術(shù)

S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管的偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)不僅應(yīng)滿足大矢量偏角需求，且應(yīng)能夠?qū)崿F(xiàn)飛機(jī)飛行過(guò)程中的俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)等姿態(tài)控制及反推功能。噴管由常規(guī)狀態(tài)過(guò)渡到垂直起降狀態(tài)過(guò)程中，偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)應(yīng)保證矢量推力的連續(xù)變化且方向保持在同一俯仰平面內(nèi)而不產(chǎn)生側(cè)向力。

矢量噴管偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的特性研究技術(shù)主要包括噴管的運(yùn)動(dòng)規(guī)律研究及噴管克服氣動(dòng)載荷偏轉(zhuǎn)時(shí)所需力矩的研究。矢量噴管的偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)機(jī)械系統(tǒng)復(fù)雜，需要對(duì)偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)規(guī)律進(jìn)行優(yōu)化研究，掌握矢量噴管在不同工況下的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，以實(shí)現(xiàn)對(duì)噴管機(jī)械運(yùn)動(dòng)的控制。噴管偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)所需驅(qū)動(dòng)力矩的計(jì)算是確定噴管作動(dòng)系統(tǒng)體積、質(zhì)量及設(shè)計(jì)復(fù)雜程度的關(guān)鍵。2元S/VTOL噴管的驅(qū)動(dòng)力矩的計(jì)算較為簡(jiǎn)單，但對(duì)于旋轉(zhuǎn)噴管，尤其是3軸承偏轉(zhuǎn)噴管，由于其特殊的3維偏轉(zhuǎn)方式，各段筒體驅(qū)動(dòng)力矩的計(jì)算較為復(fù)雜，需要通過(guò)數(shù)值模擬及試驗(yàn)來(lái)確定驅(qū)動(dòng)力矩的大小，從而合理設(shè)計(jì)噴管的驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。

2.3 高溫下大角度偏轉(zhuǎn)噴管的密封、冷卻及質(zhì)量減輕技術(shù)

S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管通過(guò)可動(dòng)部件實(shí)現(xiàn)偏轉(zhuǎn)，且噴管工作在高溫環(huán)境中，因此對(duì)噴管的密封、冷卻及質(zhì)量減輕技術(shù)的研究尤為重要。

2.3.1 噴管的密封技術(shù)

密封是保證S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管工作可靠性及氣動(dòng)性的關(guān)鍵技術(shù)。一方面，S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管一般安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室后面，噴管在熱燃?xì)猸h(huán)境中應(yīng)保證結(jié)構(gòu)的完整性，避免高溫燃?xì)庑孤┰斐苫馂?zāi)；另一方面，良好的密封性能可減少噴管漏氣造成的推力損失。噴管的密封系統(tǒng)要克服高溫環(huán)境下溫度對(duì)密封件的熱載荷，保證旋轉(zhuǎn)件與固定件間的最小間隙，減小旋轉(zhuǎn)件與固定件之間摩擦，避免動(dòng)部件所需驅(qū)動(dòng)力矩的增加，同時(shí)又要保證良好的密封性能。

2.3.2 噴管的冷卻技術(shù)

噴管處于偏轉(zhuǎn)狀態(tài)時(shí)，彎曲的型面會(huì)造成噴管壁面溫度分布不均勻，從而引起局部溫度過(guò)高使噴管發(fā)生形變。通常采用氣膜冷卻方式從發(fā)動(dòng)機(jī)冷流部件引出冷卻氣流對(duì)噴管壁面進(jìn)行冷卻，同時(shí)起到降噪作用。F-35B戰(zhàn)斗機(jī)裝配的3軸承偏轉(zhuǎn)噴管采用雙層壁面的結(jié)構(gòu)形式，冷卻氣流從雙層壁面之間流過(guò)，降低了內(nèi)壁面對(duì)外壁面的熱傳導(dǎo)且使內(nèi)壁面溫度降低。由于冷卻氣流由發(fā)動(dòng)機(jī)冷流部件引出，引氣流量的大小會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)的尺寸和質(zhì)量，甚至影響發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力循環(huán)，過(guò)多的引氣會(huì)造成發(fā)動(dòng)機(jī)的推力損失，同時(shí)，冷卻氣流在噴管偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下受到壓力梯度的影響使氣流的流動(dòng)受到干擾甚至反向流動(dòng)，因此，有必要對(duì)噴管進(jìn)行熱傳導(dǎo)及壓力損失分析。冷卻氣流對(duì)噴管進(jìn)行冷卻后會(huì)重新參與發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力循環(huán)從噴管排出，冷卻氣流流路的合理設(shè)計(jì)可減小冷卻氣流的能量損失，增大噴管的推力系數(shù)。

2.3.3 噴管的質(zhì)量減輕技術(shù)

噴管質(zhì)量的增加會(huì)造成飛機(jī)質(zhì)量的增加及飛機(jī)重心的改變。噴管質(zhì)量與噴管長(zhǎng)度及噴管機(jī)械設(shè)計(jì)的復(fù)雜程度有關(guān)。噴管長(zhǎng)度較長(zhǎng)時(shí)會(huì)增加噴管的質(zhì)量，噴管長(zhǎng)度不足時(shí)會(huì)影響噴管偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下的內(nèi)流特性，所以需要認(rèn)真衡量噴管推力與質(zhì)量之間的關(guān)系。除此之外，復(fù)雜的噴管偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)、作動(dòng)系統(tǒng)及控制系統(tǒng)也會(huì)使噴管質(zhì)量增加。噴管質(zhì)量減輕可從噴管材料及機(jī)械結(jié)構(gòu)的簡(jiǎn)化上著手，例如考慮耐高溫輕質(zhì)量噴管材料—陶瓷、碳-碳復(fù)合材料。

2.4 矢量噴管的飛機(jī)平衡技術(shù)

升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的升力（依靠大角度偏轉(zhuǎn)噴管實(shí)現(xiàn)）與前置升力裝置產(chǎn)生的升力（依靠升力風(fēng)扇等實(shí)現(xiàn)）的大小及其相對(duì)飛機(jī)重心的水平距離是飛機(jī)在俯仰方向上保持平衡的重要參數(shù)。所以需要對(duì)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管的升力大小及其相對(duì)于飛機(jī)重心的位置進(jìn)行研究。對(duì)于給定質(zhì)量及升力需求的飛機(jī)，升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)所需產(chǎn)生的升力隨著升力作用點(diǎn)與重心距離的減小而增加。為充分利用升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)用矢量噴管產(chǎn)生的升力，應(yīng)盡量使噴管的出口位置即升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)的升力作用點(diǎn)靠近飛機(jī)的重心。這種升力布局方式可以減小飛機(jī)對(duì)前置升力裝置的升力需求，從而降低了僅在發(fā)動(dòng)機(jī)懸停及垂直起降模態(tài)下工作的前置動(dòng)力裝置設(shè)計(jì)的復(fù)雜度、尺寸和質(zhì)量，使推進(jìn)系統(tǒng)的整體質(zhì)量減輕，提高了戰(zhàn)斗機(jī)的多任務(wù)作戰(zhàn)能力。

2.5 矢量噴管在近地面條件下的升力損失評(píng)估技術(shù)

在S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)起降過(guò)程中，噴管偏轉(zhuǎn)時(shí)出口與地面之間的距離隨著矢量角的增大而逐漸縮短。與其他S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管相比，安裝在出口直徑較大的單臺(tái)升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)上的3軸承偏轉(zhuǎn)噴管在偏轉(zhuǎn)過(guò)程中噴管出口與地面距離最短。噴管出口與地面間隙過(guò)小會(huì)影響噴管出口背壓，進(jìn)而造成噴管的升力損失，因此需要評(píng)估噴管出口與地面之間的間隙對(duì)噴管升力損失的影響以確定噴管出口的合理高度。另外，在近地面條件下造成噴管升力損失的原因還包括飛機(jī)下表面的卷吸效應(yīng)及噴泉效應(yīng)。因此需要對(duì)飛機(jī)下表面的卷吸效應(yīng)及噴泉效應(yīng)的形成機(jī)理及其對(duì)噴管升力損失的影響進(jìn)行數(shù)值模擬及試驗(yàn)驗(yàn)證，并對(duì)不同形式的升力系統(tǒng)進(jìn)行升力損失評(píng)估。

3 開(kāi)展S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管技術(shù)研究的建議

相比于西方國(guó)家，中國(guó)對(duì)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管研制經(jīng)驗(yàn)尚淺，應(yīng)吸取國(guó)外對(duì)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管的研制經(jīng)驗(yàn)及教訓(xùn)，結(jié)合中國(guó)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際需要，對(duì)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管進(jìn)行技術(shù)積累及機(jī)型驗(yàn)證，為中國(guó)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)的型號(hào)研制做好充足的技術(shù)儲(chǔ)備。

美國(guó)和英國(guó)對(duì)多種S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管進(jìn)行了大量的基礎(chǔ)研究工作，為后期的S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)的型號(hào)研制提供了寶貴的試驗(yàn)數(shù)據(jù)及技術(shù)積累，加快了后期S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)的型號(hào)研制進(jìn)展。前蘇聯(lián)借鑒了美國(guó)的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，簡(jiǎn)化了大量的基礎(chǔ)研究工作，重點(diǎn)研究S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用旋轉(zhuǎn)噴管，在一定程度上縮短了研制時(shí)間，節(jié)省了研究經(jīng)費(fèi)。根據(jù)中國(guó)目前的國(guó)情，S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管的研究應(yīng)在吸取國(guó)外成功經(jīng)驗(yàn)的同時(shí)突出重點(diǎn)研究對(duì)象，將基礎(chǔ)研究與型號(hào)應(yīng)用相結(jié)合，分階段實(shí)現(xiàn)裝配型號(hào)的S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管的最終研制。

中國(guó)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管的研究應(yīng)以3軸承偏轉(zhuǎn)噴管為首選方案。根據(jù)國(guó)外的技術(shù)經(jīng)驗(yàn)，“飛馬”發(fā)動(dòng)機(jī)采用的轉(zhuǎn)向噴管增加了發(fā)動(dòng)機(jī)的橫截面積，不利于飛機(jī)實(shí)現(xiàn)超聲速飛行；單膨脹斜面噴管的質(zhì)量和氣動(dòng)性能均不如3軸承偏轉(zhuǎn)噴管的；加力偏轉(zhuǎn)噴管的質(zhì)量在S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用2元矢量噴管中最輕，且氣動(dòng)性能相對(duì)單膨脹斜面噴管好，但不能提供飛機(jī)的偏航控制功能。與其他S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管相比，3軸承偏轉(zhuǎn)噴管結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，質(zhì)量輕，氣動(dòng)性能好，橫截面積小，利于實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的超聲速飛行，且能夠提供飛機(jī)需要的各種姿態(tài)控制，噴管出口更靠近飛機(jī)重心。

中國(guó)對(duì)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管的研究可分3個(gè)階段進(jìn)行。

第1階段：基礎(chǔ)研究及預(yù)言階段。在研究初期，掌握S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管偏轉(zhuǎn)機(jī)的構(gòu)設(shè)計(jì)及特性研究技術(shù)，完成噴管內(nèi)流特性的數(shù)值模擬?；谛⌒蜏u噴發(fā)動(dòng)機(jī)，對(duì)噴管縮比試驗(yàn)件進(jìn)行關(guān)鍵技術(shù)的試驗(yàn)驗(yàn)證、積累試驗(yàn)數(shù)據(jù)及技術(shù)經(jīng)驗(yàn)?；谛⌒惋w行試驗(yàn)臺(tái)架進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)/噴管一體化試驗(yàn)研究，對(duì)噴管配重、噴管平衡性能、噴管姿態(tài)控制及垂直偏轉(zhuǎn)功能進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)試。

第2階段：試驗(yàn)驗(yàn)證與技術(shù)積累階段。利用現(xiàn)有的發(fā)動(dòng)機(jī)作試驗(yàn)平臺(tái)，基于縮比試驗(yàn)件的試驗(yàn)數(shù)據(jù)及技術(shù)經(jīng)驗(yàn)對(duì)噴管試驗(yàn)件進(jìn)行地面冷、熱態(tài)試驗(yàn)。利用升力系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)架對(duì)噴管進(jìn)行噴管、發(fā)動(dòng)機(jī)及前置動(dòng)力裝置一體化的性能測(cè)試，著重解決噴管關(guān)鍵技術(shù)在工程應(yīng)用中存在的問(wèn)題，掌握S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管的關(guān)鍵技術(shù)，為進(jìn)一步的型號(hào)發(fā)展奠定堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

第3階段：型號(hào)應(yīng)用與飛行驗(yàn)證階段。根據(jù)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)型號(hào)對(duì)矢量推力的需求，將矢量噴管的研究成果應(yīng)用到具體S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)型號(hào)研制中，加快S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)研制進(jìn)程，最終完成對(duì)S/VTOL戰(zhàn)斗機(jī)用矢量噴管的整機(jī)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。

4 結(jié)束語(yǔ)

綜上所述，國(guó)外對(duì)S/VTOL升力/巡航發(fā)動(dòng)機(jī)用矢量噴管的研究起步較早且從未間斷，同時(shí)為進(jìn)一步滿足S/VTOL技術(shù)對(duì)升力系統(tǒng)矢量推力的需求，對(duì)多種類型的推力矢量噴管進(jìn)行了大量研究。

由于S/VTOL飛機(jī)用推力矢量噴管技術(shù)不僅有助于降低飛機(jī)對(duì)跑道的依賴性，減小航母的設(shè)計(jì)難度，同時(shí)也可以提高飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能，因此有必要借鑒國(guó)外已成熟的S/VTOL飛機(jī)用推力矢量噴管技術(shù)來(lái)開(kāi)展國(guó)內(nèi)的相關(guān)研究，一方面可為國(guó)內(nèi)S/VTOL飛機(jī)用推力矢量噴管技術(shù)發(fā)展做必要的技術(shù)儲(chǔ)備，另一方面也可通過(guò)其技術(shù)牽引作用促進(jìn)國(guó)內(nèi)航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展。

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