王書賢

(西安航空學(xué)院， 陜西 西安 710077)

可調(diào)噴管在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)以及組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)上均有廣泛應(yīng)用。對于帶加力燃燒室的軍用燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)其噴管壓強(qiáng)比變化范圍很大，從低空飛行的比值略大于1到更大飛行高度的15-20，使用可調(diào)噴管可以在寬廣的壓強(qiáng)比范圍內(nèi)獲得最大推力[1]。同時(shí)，噴管可調(diào)有利于降低燃油消耗量[2]。隨著現(xiàn)代航空軍事技術(shù)的不斷提高，為了能在各類空戰(zhàn)中取得優(yōu)勢、提高生存率，對戰(zhàn)機(jī)性能提出了更高的要求，如超機(jī)動(dòng)、超音速巡航、短距/垂直起降及隱身性能等[3]，可調(diào)推力矢量噴管也成為必不可少的關(guān)鍵技術(shù)之一。

對于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，采用可調(diào)噴管能使發(fā)動(dòng)機(jī)在小的壓強(qiáng)比值下，產(chǎn)生大的推力比，使發(fā)動(dòng)機(jī)比沖效率更佳，提升火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合性能[4,5]。固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)可在寬馬赫數(shù)工作范圍內(nèi)充分發(fā)揮其高速巡航的動(dòng)力性能優(yōu)勢[6]，相比固定幾何固沖發(fā)動(dòng)機(jī)，巡航狀態(tài)推力系數(shù)和比沖分別提高25.33%和25.34%，典型彈道射程增加33.14%[7]。液體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相對固定幾何液沖發(fā)動(dòng)機(jī)能更好的適應(yīng)高動(dòng)態(tài)臨近空間的遠(yuǎn)程長時(shí)間飛行[8]。

此外，一些新型組合發(fā)動(dòng)機(jī)如渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)(TBCC)采用可調(diào)噴管能更好的適應(yīng)落壓比變化范圍大、質(zhì)量流量變化幅度也較大的工作條件[9]。

1 可調(diào)噴管在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用

由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)開加力時(shí)通常需要增大噴管出口面積50%-150%，因此帶加力燃燒室的發(fā)動(dòng)機(jī)必須采用可調(diào)噴管。噴管類型的選擇需要綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)、飛機(jī)及飛行任務(wù)的要求并作合理協(xié)調(diào)，如果飛行速度主要是亞聲速，可以采用可調(diào)收斂噴管[10]。

1.1 可調(diào)收斂噴管

由于超聲速噴管結(jié)構(gòu)及操縱機(jī)構(gòu)復(fù)雜，許多二代以前的飛行馬赫數(shù)小于2的戰(zhàn)斗機(jī)所采用的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)采用面積可調(diào)的收斂噴管，典型的如WP6、WP7等。WP7發(fā)動(dòng)機(jī)噴管如圖1所示，由24片調(diào)節(jié)片、24片密封片、調(diào)節(jié)環(huán)以及液壓調(diào)節(jié)系統(tǒng)組成。調(diào)節(jié)片通過鉸鏈(18個(gè))或支架(6個(gè))與噴管殼體連接，密封片依靠搭架和掛鉤與調(diào)節(jié)片連接。調(diào)節(jié)環(huán)前移對調(diào)節(jié)片施壓使噴管收縮，調(diào)節(jié)環(huán)后移內(nèi)部氣動(dòng)力使噴管打開。調(diào)節(jié)環(huán)由3個(gè)液壓作動(dòng)筒控制。

圖1 WP7發(fā)動(dòng)機(jī)可調(diào)收斂噴管

1.2 可調(diào)軸對稱收斂擴(kuò)張噴管

飛行馬赫數(shù)較高通常采用可調(diào)收擴(kuò)噴管。通常這類噴管具有以下結(jié)構(gòu)[10](如圖2所示)：由作動(dòng)筒控制帶有凸輪的調(diào)節(jié)環(huán)運(yùn)動(dòng)并對收斂段的外凸型面施加作用力，控制A8截面面積；擴(kuò)張段與連桿相連，通過聯(lián)動(dòng)控制A9截面面積。如果對噴管性能要求更高，可以再增加一套操控系統(tǒng)單獨(dú)控制A9面積。從后部殼體與襯套間引入氣流對收斂段內(nèi)壁進(jìn)行冷卻，同時(shí)部分氣體進(jìn)入噴管和外部整流罩之間，并由收斂段和擴(kuò)張段的接縫處再進(jìn)入噴管，用于冷卻擴(kuò)張段(參見圖3)。

可調(diào)軸對稱收擴(kuò)噴管應(yīng)用廣泛，如裝備B-58轟炸機(jī)的J79-5發(fā)動(dòng)機(jī)[11]，其示意圖如圖4(a)。收斂段和擴(kuò)張段分別由24片調(diào)節(jié)片以及24片密封片組成，調(diào)節(jié)片前端鉸接在一起，每組調(diào)節(jié)片均由相應(yīng)的調(diào)節(jié)環(huán)支承、定位。收斂段可以連續(xù)調(diào)節(jié)，擴(kuò)張段只有兩個(gè)位置，分別對應(yīng)不開加力亞聲速巡航狀態(tài)和開加力超聲速狀態(tài)。在擴(kuò)張段開有4個(gè)軸向槽用于改善打開狀態(tài)的氣流分離問題，打開狀態(tài)時(shí)與冷卻氣流相通，收縮狀態(tài)時(shí)則完全關(guān)閉消失，參見圖4(b)和圖4(c)。

圖2 可調(diào)軸對稱收擴(kuò)噴管一般結(jié)構(gòu)簡圖[10]

圖3 噴管冷卻氣路徑[10]

圖4 噴管示意圖(a)和J79-5發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的兩種狀態(tài)(b)和( c)[11]

F-15、F-16戰(zhàn)機(jī)采用了普惠公司的F100發(fā)動(dòng)機(jī)，該發(fā)動(dòng)機(jī)為平衡梁式可調(diào)收斂擴(kuò)張噴管(BBN)，結(jié)構(gòu)示意圖如圖5[12]，采用氣動(dòng)做動(dòng)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)喉部面積由2.9到6.5平方英尺的控制[13]。

圖5 平衡梁式噴管[12]

之后普惠在F-15 ACTIVE(Advanced Control Technology for Integrated Vehicles)項(xiàng)目中研制了F100-PW-229發(fā)動(dòng)機(jī)，基于BBN發(fā)展了矢量噴管P/YBBN[13,14](參見圖6)。

圖6 俯仰/偏航平衡梁式噴管及其三種狀態(tài)[13]

在BBN基礎(chǔ)上增加了三個(gè)部件：(1)擴(kuò)張段液壓做動(dòng)系統(tǒng)；(2)擴(kuò)張段同步調(diào)節(jié)環(huán)；(3)后部固定結(jié)構(gòu)。擴(kuò)張段做動(dòng)系統(tǒng)的三個(gè)液壓筒、擴(kuò)張段16個(gè)調(diào)節(jié)片以及連接件與同步調(diào)節(jié)環(huán)相連，液壓做動(dòng)筒用來控制同步調(diào)節(jié)環(huán)的位置。三個(gè)液壓筒位移相同時(shí)，同步調(diào)節(jié)環(huán)沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸線前后移動(dòng)，改變噴管面積比；三個(gè)液壓筒位移不同時(shí)，同步調(diào)節(jié)環(huán)相對發(fā)動(dòng)機(jī)軸線偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)矢量控制。噴管面積比的調(diào)節(jié)可使噴管非設(shè)計(jì)狀態(tài)性能提高2%～4%，并可獲得最大20°的矢量角及45(°)/s的矢量偏轉(zhuǎn)速率。

F-15、F-16戰(zhàn)機(jī)還有部分發(fā)動(dòng)機(jī)為通用公司的F110發(fā)動(dòng)機(jī)，采用了收斂段和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)片均為12片的可調(diào)軸對稱噴管。并在此基礎(chǔ)上發(fā)展了F110-GE-129，采用了軸對稱矢量噴管AVEN[15](參見圖7)。相對F110發(fā)動(dòng)機(jī)噴管做了以下改進(jìn)：將擴(kuò)張段原有12組壓縮桿由外部調(diào)節(jié)片替代，并與A9調(diào)節(jié)環(huán)相連，當(dāng)A9調(diào)節(jié)環(huán)傾斜時(shí)，擴(kuò)張段相對發(fā)動(dòng)機(jī)軸線偏轉(zhuǎn)。A9調(diào)節(jié)環(huán)由三個(gè)作動(dòng)筒控制，A8調(diào)節(jié)環(huán)由四個(gè)作動(dòng)筒控制，調(diào)節(jié)A8喉道面積。

圖7 軸對稱矢量噴管(AVEN)實(shí)體圖(a)及兩種噴管(b)[15]

歐洲戰(zhàn)斗機(jī)EF2000的EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)采用了三環(huán)軸對稱矢量噴管[16](如圖8所示)。基本型的內(nèi)環(huán)與收斂段連接沿尾部噴氣管滑動(dòng)，收斂段調(diào)節(jié)片上有滾輪和突耳，內(nèi)環(huán)向發(fā)動(dòng)機(jī)尾部運(yùn)動(dòng)時(shí)喉部縮小，反向喉部擴(kuò)大；中間環(huán)通過垂直銷釘與內(nèi)環(huán)連接，可以相對垂直軸傾斜實(shí)現(xiàn)偏航控制；外部環(huán)通過水平銷釘與中環(huán)連接，可以相對水平軸傾斜實(shí)現(xiàn)俯仰控制；外環(huán)通過支撐桿與擴(kuò)張段調(diào)節(jié)片連接，同時(shí)與三個(gè)執(zhí)行器相連。三個(gè)執(zhí)行器位移相同只改變喉部面積，位移不同則矢量調(diào)節(jié)。外環(huán)剖分型的外環(huán)可分為上下兩個(gè)半環(huán)，再增加一個(gè)執(zhí)行器，四個(gè)執(zhí)行器布置在四個(gè)象限點(diǎn)，通過控制外環(huán)兩個(gè)半環(huán)來調(diào)節(jié)出口面積，喉部面積可以不變。相對通用的AVEN和普惠的P/YBBN只需四個(gè)執(zhí)行器，結(jié)構(gòu)更輕。

圖8 EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)軸對稱矢量噴管實(shí)體圖(a)及三環(huán)控制系統(tǒng)示意圖(b)

俄羅斯克里莫夫設(shè)計(jì)局研制的RD33用矢量噴管如圖9所示，通過連桿機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)收斂-擴(kuò)張段的聯(lián)動(dòng)[16]，主要用于Mig-29戰(zhàn)機(jī)。

圖9 RD33軸對稱矢量噴管

以上軸對稱矢量噴管AVEN、P/YBBN、EJ200的噴管以及RD33在實(shí)現(xiàn)矢量控制時(shí)均主要依靠調(diào)節(jié)環(huán)控制，只有擴(kuò)張段偏轉(zhuǎn)改變方向。還有一類軸對稱矢量噴管是整體偏轉(zhuǎn)的，噴管進(jìn)口前增加球形轉(zhuǎn)接段，使得整個(gè)噴管在作動(dòng)系統(tǒng)的帶動(dòng)下可繞球心俯仰作動(dòng)。如通用的萬向節(jié)軸對稱噴管(如圖10)，在F110原型發(fā)動(dòng)機(jī)可調(diào)收擴(kuò)噴管基礎(chǔ)上在收斂段調(diào)節(jié)片前增加了萬向節(jié)球形轉(zhuǎn)接結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)了矢量控制[17]。

整體偏轉(zhuǎn)的矢量噴管還有前蘇聯(lián)留里卡土星公司設(shè)計(jì)的AL-31FU發(fā)動(dòng)機(jī)噴管(圖11)，在AL-31F噴管進(jìn)口前增加球形轉(zhuǎn)接段，并在轉(zhuǎn)接段的兩側(cè)設(shè)有通過球心的插銷，使得整個(gè)噴管在作動(dòng)系統(tǒng)的帶動(dòng)下可繞球心俯仰作動(dòng)，實(shí)現(xiàn)了±15°的俯仰矢量角，已應(yīng)用于俄羅斯的Su-37、Su-30MKI等戰(zhàn)機(jī)。后續(xù)的A31-41Ф發(fā)動(dòng)機(jī)延用了該推力矢量技術(shù)，并增加了偏航矢量控制功能。

圖10 通用公司的萬向節(jié)軸對稱噴管

圖11 AL-31FU發(fā)動(dòng)機(jī)軸對稱矢量噴管(a)及其結(jié)構(gòu)示意圖(b)

中國燃?xì)鉁u輪研究院研制的軸對稱矢量噴管AVEN，推力方向可在周向360°范圍內(nèi)全方位偏轉(zhuǎn)0～20°[18]。如圖12所示，機(jī)匣支承魚鱗片和作動(dòng)筒，前安裝邊裝有三個(gè)A9作動(dòng)筒，中安裝邊裝有三個(gè)A9作動(dòng)環(huán)定心裝置，后安裝邊裝有A8魚鱗片前鉸鏈。A8調(diào)節(jié)片和密封片周向交錯(cuò)均布，均可繞前端鉸鏈徑向轉(zhuǎn)動(dòng)，由首尾相連的A8作動(dòng)筒環(huán)驅(qū)動(dòng)，改變環(huán)的周長可調(diào)節(jié)噴管喉道面積。A9魚鱗片對應(yīng)鉸接在A8魚鱗片的末端，調(diào)節(jié)片采用單鉸鏈相連，密封片采用雙鉸鏈相連以增加密封性。與通用的AVEN不同的是A9魚鱗片采用了兩段式結(jié)構(gòu)，兩段之間由軸線垂直于魚鱗片平面的鉸鏈連接，使A9魚鱗片不僅可徑向轉(zhuǎn)動(dòng)，而且可在平面內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)。A9密封片的背部中段裝有由搖臂、拉桿組成的對中裝置，搖臂兩端通過拉桿與相鄰A9調(diào)節(jié)片連接，拉桿的兩端均為球鉸。每個(gè)A9調(diào)節(jié)片末端均鉸接一個(gè)“X”形拉桿，拉桿的另一端鉸接在A9作動(dòng)環(huán)上。“X”型拉桿也分為前、后兩段，兩段之間由“十”字形雙鉸鏈連接。

1.機(jī)匣；2.A9作動(dòng)筒；3.A9作動(dòng)環(huán)及定心裝置；4.“X”型拉桿；5.A8、A9調(diào)節(jié)片；6.A8、A9密封片；7.密封片對中裝置；8.A8作動(dòng)筒

圖12 中國燃?xì)鉁u輪研究院研制的軸對稱矢量噴管AVEN

1.3 可調(diào)非軸對稱噴管

戰(zhàn)機(jī)要求具備隱身性能，出現(xiàn)了可調(diào)非軸對稱噴管，但該型噴管相對軸對稱噴管重量較大且結(jié)構(gòu)效率低[10]，且由于潤濕面積大結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)角多需要更多的考慮冷卻問題[19]。

典型的非軸對稱噴管是二元矢量噴管，該型噴管由過渡段和噴管本體組成，過渡段將圓截面過渡到矩形截面，噴管本體由兩塊收斂板、兩塊擴(kuò)張板及兩塊側(cè)板組成。普惠設(shè)計(jì)的具有俯仰、反推及喉部面積可調(diào)的二元矢量噴管實(shí)現(xiàn)了起飛距離縮短30%、降落距離縮短40%[20-21]。最終定型的四代戰(zhàn)機(jī)F-22用二元矢量噴管(如圖13)，不具備偏航矢量功能，具有±20°的俯仰功能，矢量偏轉(zhuǎn)速率為45(°)/s。噴管側(cè)壁面為尾翼壁面，該區(qū)域開有槽用于引導(dǎo)冷卻氣保護(hù)噴管[1]。

圖13 F-22用二元矢量噴管

典型的非軸對稱噴管還有普惠研制的具有偏航、俯仰及反推能力的球面收斂調(diào)節(jié)片式矢量噴管(SCFN)[17,21]，如圖14所示。采用了球面收斂段，擴(kuò)張段為矩形，收斂片、擴(kuò)張片獨(dú)立調(diào)節(jié)控制噴管面積比，俯仰矢量控制由擴(kuò)張片作動(dòng)筒控制，偏航矢量控制由收斂片和擴(kuò)張片共同繞固定球面做萬向運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)。可以實(shí)現(xiàn)以下四個(gè)狀態(tài)(如圖15所示)[22]：球面調(diào)節(jié)片異向轉(zhuǎn)動(dòng)，噴管喉部面積縮??；擴(kuò)張段同向轉(zhuǎn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)俯仰推力矢量；整個(gè)噴管繞進(jìn)氣軸左右偏轉(zhuǎn)，完成偏航控制；調(diào)節(jié)片收斂至極限，噴管喉部關(guān)閉、反推打開。SCFN采用了刷式密封，側(cè)壁面為陶瓷基復(fù)合材料，反推排氣口采用了陶瓷纖維隔熱層[23]。

圖14 普惠公司的球面收斂調(diào)節(jié)片式矢量噴管

圖15 SCFN的工作狀態(tài)

我國在“八五”期間根據(jù)紅外隱身課題需要，沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)所設(shè)計(jì)和制造了小寬高比的二元收擴(kuò)式推力矢量噴管，其擴(kuò)張調(diào)節(jié)片允許在±12°～15°偏轉(zhuǎn)，A8、A9分別采用手動(dòng)調(diào)節(jié)[24]。

1.4 小結(jié)

帶加力燃燒室的戰(zhàn)機(jī)均需要采用可調(diào)噴管，可調(diào)噴管通常包含調(diào)節(jié)片、調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)、做動(dòng)系統(tǒng)等，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，同時(shí)一般需要采用耐高溫材料，并進(jìn)行主動(dòng)氣體冷卻。隨著對戰(zhàn)機(jī)性能要求的不斷提高，航空科技不斷發(fā)展，目前主流發(fā)展的可調(diào)噴管多為收斂擴(kuò)張矢量噴管。各類可調(diào)噴管的主要特點(diǎn)如下：

1) 可調(diào)收斂噴管

技術(shù)成熟，結(jié)構(gòu)簡單，重量輕，但在噴管壓強(qiáng)比大的情況下處于欠膨脹狀態(tài)，推力損失大。

2) 可調(diào)收斂擴(kuò)張噴管

技術(shù)成熟，能夠在噴管壓強(qiáng)比較大的情況下獲得較大的凈推力，但由于不具備矢量調(diào)節(jié)能力，已逐漸不在新型戰(zhàn)機(jī)上采用。

3) 調(diào)節(jié)環(huán)式P/YBBN和AVEN

對原型可調(diào)收擴(kuò)噴管改動(dòng)較小，繼承性好，易與現(xiàn)役飛機(jī)相匹配。推力損失小，增重少，密封問題易解決，冷卻難度較小，且由于是在出口截面上實(shí)現(xiàn)噴管氣流偏轉(zhuǎn),新增力矩大。但該型噴管機(jī)構(gòu)較復(fù)雜，設(shè)計(jì)難度大，尤其是A8/A9控制耦合問題。

4) EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)三環(huán)軸對稱矢量噴管

易與現(xiàn)役飛機(jī)相匹配。A8和A9的控制共用一套液壓作動(dòng)系統(tǒng)，結(jié)構(gòu)緊湊、重量輕，同時(shí)阻力小，轉(zhuǎn)向靈活。但該型噴管調(diào)節(jié)器功能復(fù)雜，使用風(fēng)險(xiǎn)相對較大。

5) 整體偏轉(zhuǎn)式軸對稱矢量噴管

對原型可調(diào)收擴(kuò)噴管改動(dòng)最小，運(yùn)動(dòng)結(jié)構(gòu)簡單易實(shí)現(xiàn)。缺點(diǎn)是增重較多，冷卻和密封難度大，且飛機(jī)后體阻力大。

6) 二元矢量噴管

結(jié)構(gòu)比軸對稱噴管簡單，易與機(jī)身配合，減小阻力，同時(shí)有利于隱身。缺點(diǎn)是推力損失較大，增重較多，相對軸對稱噴管冷卻需求更高。不易直接裝在傳統(tǒng)設(shè)計(jì)的現(xiàn)役飛機(jī)上，飛機(jī)改裝工作大。適和雙發(fā)翼身融合設(shè)計(jì)的飛機(jī)。

7) 球面收斂調(diào)節(jié)片SCFN

相對二元矢量噴管重量較輕，同時(shí)可改善受力。缺點(diǎn)是冷卻和密封難度增大，局部應(yīng)力偏大。

2 可調(diào)噴管在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)及組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用

在常規(guī)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)上較常見的是利用鉸鏈或萬向接頭使整個(gè)噴管擺動(dòng)的矢量噴管[25]，一般噴管內(nèi)的流通面積不變，不作具體討論。常見的幾何可調(diào)噴管有塞式噴管、單邊膨脹噴管和魚鱗片式可調(diào)噴管。

2.1 帶中心體塞式噴管

塞式噴管在實(shí)現(xiàn)流通面積調(diào)節(jié)時(shí)可采用移動(dòng)外壁面的方式或移動(dòng)中心塞體兩種方式。日本在ATREX計(jì)劃中研究了軸對稱帶中心體塞式噴管[26]，通過外壁面軸向移動(dòng)來調(diào)節(jié)喉道面積和出口面積(如圖16)。日本還曾為二級入軌飛行器的第一級推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)TBCC研究了二元帶中心體的塞式噴管[27]。其示意圖如圖17，在中心體的凸起部位設(shè)置一對凸輪，凸輪通過連桿機(jī)構(gòu)由一個(gè)作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)，當(dāng)凸輪向外鼓起時(shí)，噴管的喉道面積縮小，反之則喉道面積放大。

圖16 ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)可調(diào)噴管

圖17 TBCC可調(diào)噴管示意圖

2.2 單邊膨脹噴管

德國在1995年為高超聲速飛行器研制了二元單邊膨脹噴管[28](如圖18)。該噴管下部的收斂段和擴(kuò)張段分別通過兩個(gè)獨(dú)立的液壓作動(dòng)裝置調(diào)節(jié)，在調(diào)節(jié)片的下部腔體充入高壓氮?dú)庖詼p少作動(dòng)系統(tǒng)受力并避免內(nèi)部燃?xì)庑孤?。噴管壁面涂有熱障涂層并進(jìn)行主動(dòng)熱防護(hù)，上部擴(kuò)張內(nèi)壁面采用了碳碳材料，密封條為碳化硅材料。

圖18 單邊膨脹噴管實(shí)體圖(a)和結(jié)構(gòu)示意圖(b)

2.3 調(diào)節(jié)片式可調(diào)噴管

該類可調(diào)噴管與航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)可調(diào)噴管類似。超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)在承載結(jié)構(gòu)中以不可移動(dòng)的密封外殼替代傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)外部可移動(dòng)調(diào)節(jié)片(如圖19之示意圖)[29]。收斂段調(diào)節(jié)片有一小股氣流流進(jìn)由調(diào)節(jié)片和外殼構(gòu)成的外部腔體中，再經(jīng)擴(kuò)張段調(diào)節(jié)片流入噴管的氣流中。外部腔體通過調(diào)節(jié)開關(guān)與外界大氣連通。噴管有工況：調(diào)節(jié)開關(guān)打開，外部腔體不能建立高于外部大氣壓的壓力，噴管在內(nèi)部靜壓作用下維持在開的狀態(tài)，即噴管最大喉部面積；調(diào)節(jié)開關(guān)關(guān)閉，外部腔體內(nèi)的壓力建立起來，調(diào)節(jié)片在外圧力作用下關(guān)閉，即噴管最小喉部面積。

圖19 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)片式可調(diào)噴管示意圖

內(nèi)蒙古工業(yè)大學(xué)龐月華等設(shè)計(jì)了與航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)AVEN噴管類似的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管[30]，如圖20所示。該裝置由固定的噴管擴(kuò)散段、兩個(gè)調(diào)節(jié)環(huán)、擴(kuò)張段調(diào)節(jié)片和密封片以及十字轉(zhuǎn)接頭、拉桿等組成，在直線電機(jī)驅(qū)動(dòng)力和燃?xì)馍淞鞴餐饔孟聦?shí)現(xiàn)噴管流通面積調(diào)節(jié)。

圖20 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可調(diào)噴管

2.4 其他可調(diào)噴管

中國空空導(dǎo)彈研究院的劉斌等研究的單室雙推固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可調(diào)噴管，如圖21所示[31]。圖21(a)圖為喉部初始最大狀態(tài)，圖21(b)圖為喉部初始最小狀態(tài)。喉襯本體沿周向均勻開有6個(gè)方形孔，需要調(diào)節(jié)時(shí)其中3個(gè)臺階孔內(nèi)的分離體在驅(qū)動(dòng)力作用下可沿徑向向軸線方向移動(dòng)，并由燃?xì)獯党?，各孔中的保持體組成較小的喉部氣流通道。保持體采用鎢滲銅材料，分離體采用石墨或碳碳材料。為密封燃?xì)?，鎳基高溫自潤滑合金顆粒與苯醚撐硅靜密封不硫化膩?zhàn)泳鶆蚧旌?，涂抹于運(yùn)動(dòng)部件與方孔通道相接觸的表面上。

圖21 單室雙推固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)六角凸塊噴管

2.5 小結(jié)

在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)及組合沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)上的可調(diào)噴管的結(jié)構(gòu)形式更為多樣，但由于該類發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉁囟群蛪簭?qiáng)更高，且由于燃?xì)庵谐３：心嗔Ｗ樱虼似錈岱雷o(hù)問題及密封問題更為嚴(yán)峻。各類噴管的特點(diǎn)如下：

1) 塞式可調(diào)噴管

結(jié)構(gòu)簡單，且由于塞式噴管膨脹流路的外側(cè)為自由邊界，可隨噴管的落壓比變化而自動(dòng)調(diào)節(jié)，能夠在較寬的落壓比范圍內(nèi)獲得較高的推力系數(shù)。主要缺點(diǎn)是喉道面積調(diào)節(jié)幅度有限，且中心塞體需要大量冷卻氣體。

2) 單邊膨脹可調(diào)噴管

所需驅(qū)動(dòng)力較小，結(jié)構(gòu)簡單，驅(qū)動(dòng)裝置可利用中心體內(nèi)部的空間實(shí)施。主要缺點(diǎn)是不能調(diào)節(jié)尾噴管擴(kuò)張段的出口面積，調(diào)節(jié)特性與噴管的流量及落壓比變化匹配較困難。

3) 調(diào)節(jié)片式可調(diào)噴管

重量較輕，易于對現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行改裝。主要缺點(diǎn)是出口面積的變化較小，可調(diào)范圍小，因此在一些工況下推力損失較大。

4) 其他類型可調(diào)噴管

可調(diào)噴管結(jié)構(gòu)形式較多，大多數(shù)還處在預(yù)研階段，技術(shù)還不夠成熟。

3 可調(diào)噴管結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)

1) 密封技術(shù)

密封是保證各類發(fā)動(dòng)機(jī)用可調(diào)噴管工作可靠的關(guān)鍵技術(shù)。噴管是發(fā)動(dòng)機(jī)的熱端部件，為保證高溫下的結(jié)構(gòu)完整性，避免燃?xì)庑孤┮鸹馂?zāi)以及減少推力損失都需要良好的密封性?？烧{(diào)噴管的密封應(yīng)在幾何可調(diào)的基礎(chǔ)上保證裝配間隙最小，并充分考慮高溫?zé)彷d荷以及燃?xì)庵心嗔Ｗ訉ρb配間隙的影響。

2) 熱防護(hù)技術(shù)

航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)可調(diào)噴管的熱防護(hù)以主動(dòng)熱防護(hù)為主，以被動(dòng)熱防護(hù)為輔，即以各種形式引入冷卻氣體對噴管壁面進(jìn)行冷卻為主，以隔熱涂層和采用耐高溫材料為輔?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)則主要是被動(dòng)熱防護(hù)，即采用耐高溫?zé)g材料為噴管壁面隔熱。組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)多以主動(dòng)熱防護(hù)為主，以被動(dòng)熱防護(hù)為輔。主動(dòng)熱防護(hù)應(yīng)避免引氣量過大影響發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能甚至熱力循環(huán)，同時(shí)合理設(shè)計(jì)氣路避免結(jié)構(gòu)尺寸和質(zhì)量過大。被動(dòng)熱防護(hù)除需要考慮高溫燃?xì)饧澳嗔Ｗ拥臎_刷，還應(yīng)著重考慮運(yùn)動(dòng)部件和固定部件間的熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

3) 質(zhì)量控制技術(shù)

噴管質(zhì)量會(huì)影響飛行器推重比以及重心位置。幾何可調(diào)噴管尤其是矢量噴管結(jié)構(gòu)復(fù)雜，過渡結(jié)構(gòu)、偏轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)、調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)、對中機(jī)構(gòu)等使噴管質(zhì)量較大。非軸對稱噴管質(zhì)量也偏大。噴管質(zhì)量控制應(yīng)在保證內(nèi)流特性基礎(chǔ)上盡量短，在無特殊需求情況下盡量采用軸對稱結(jié)構(gòu)，同時(shí)簡化機(jī)械結(jié)構(gòu)并采用較輕的非金屬材料。

4 結(jié)論

1) 各類可調(diào)噴管均具有各自的特點(diǎn)，噴管類型的選擇需要綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、飛行器設(shè)計(jì)及飛行任務(wù)的要求并作適當(dāng)折中。

2) 幾何可調(diào)噴管的設(shè)計(jì)不僅僅是機(jī)械結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)，同時(shí)還包含氣動(dòng)力設(shè)計(jì)、熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、控制機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)，并涉及材料、測試以及飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)，需要協(xié)調(diào)各學(xué)科研究人員共同研發(fā)。

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