林鵬 汪東

摘 要： 隨著飛發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)的發(fā)展， 飛機和發(fā)動機由相互獨立逐步走向相互融合， 噴管作為飛發(fā)一體化設(shè)計的重要部件， 作用也變得更加重要。 本文主要分析了噴管在不同飛發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)發(fā)展階段所發(fā)揮的作用， 介紹了不同發(fā)展階段噴管設(shè)計應(yīng)著重考慮的問題。 研究表明： 在飛發(fā)獨立設(shè)計階段， 噴管作為發(fā)動機的部件幾乎不對飛機設(shè)計產(chǎn)生影響; 在飛發(fā)聯(lián)合設(shè)計階段， 噴管在飛發(fā)一體化設(shè)計中的作用明顯增加， 需考慮內(nèi)外流一體化設(shè)計問題; 在飛發(fā)綜合設(shè)計階段， 推力矢量技術(shù)和隱身技術(shù)的應(yīng)用使噴管的重要性更加凸顯， 具有隱身能力的矢量噴管成為此階段飛機的典型特征; 進入飛發(fā)融合設(shè)計階段后， 不論是下一代戰(zhàn)斗機還是高超聲速飛機， 噴管都將成為飛機后機身的組成部分， 將飛機和發(fā)動機融為一體。

關(guān)鍵詞：噴管; 飛發(fā)一體化; 內(nèi)外流; 推力矢量; 隱身; 飛機; 航空發(fā)動機

中圖分類號：V43; TJ763? 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：??? A?? 文章編號：1673-5048（2021）04-0001-06

0 引? 言

航空發(fā)動機是飛機的動力來源， 飛發(fā)一體化設(shè)計是在既有條件下獲得最佳飛機性能的重要手段。 飛發(fā)一體化技術(shù)是繼翼身融合技術(shù)、 氣動隱身綜合技術(shù)之后未來作戰(zhàn)飛機研制的核心技術(shù)[1-3]。 其內(nèi)涵是在飛機的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)要求與約束條件下， 尋找最優(yōu)的飛發(fā)整體布局、 使用控制模態(tài)和能源利用方式， 以便在整個飛行包線內(nèi)獲得高效的內(nèi)外流氣動特性以及良好的飛行性能和飛行品質(zhì)， 滿足不同飛行階段飛機推力及能源需求。 飛發(fā)一體化技術(shù)的難點主要表現(xiàn)為內(nèi)外流緊耦合問題、 結(jié)構(gòu)綜合減重設(shè)計問題、 高精度自適應(yīng)控制問題、 能源生產(chǎn)與熱管理問題、 隱身一體化問題和性能一體化問題。

噴管是航空發(fā)動機的重要組成部分， 其作用是將燃?xì)庖砸欢ǖ乃俣群鸵蟮姆较蚺湃氪髿猓?提供所需的推力。 噴管的貢獻(xiàn)和作用更清晰地反映在性能上， 在飛行馬赫數(shù)5～6的高超飛機上噴管對推力的影響高達(dá)70%[4-5]。 噴管喉道面積的調(diào)整可以改變?nèi)細(xì)庠跍u輪和噴管中膨脹比的分配， 即改變壓氣機和渦輪的共同工作點， 實現(xiàn)對整個發(fā)動機工作狀態(tài)的控制。 現(xiàn)代飛機還要求噴管具有推力換向和反向的能力， 以提高飛機的機動性和起飛、 著陸性能。 噴管的設(shè)計還應(yīng)考慮減小紅外輻射、 噪聲和雷達(dá)信號反射強度等。 噴管按照沿流路面積變化情況可以分為收斂噴管、 收擴噴管、 單邊膨脹噴管和引射噴管， 按照流動截面可以分為軸對稱噴管和二元噴管， 還可按是否具備矢量功能分為常規(guī)噴管和矢量噴管。

噴管是飛機的重要組成部分， 其外壁面為飛機后機身的組成部分， 對飛機的氣動性能、 熱防護和隱身性

能等都有重要的影響。 在飛發(fā)一體化設(shè)計中， 噴管設(shè)計處于極其重要位置。 以美國F100發(fā)動機為例， 裝機一體化共列有10多個問題， 其中屬于噴管的就有3個。 國內(nèi)外統(tǒng)計數(shù)據(jù)表明： 后機身的阻力占整架飛機的38%～50%， 其中約1/3是由尾噴管與機后體的安裝引起的。 噴管對推力的影響如圖1所示。

從噴氣戰(zhàn)斗機出現(xiàn)至今， 飛發(fā)一體化設(shè)計經(jīng)歷了飛發(fā)獨立設(shè)計、 飛發(fā)聯(lián)合設(shè)計、 飛發(fā)綜合設(shè)計和飛發(fā)融合設(shè)計4個階段， 如表1所示。 在以米格-15和F-86為代表的第一代噴氣飛機時代， 飛機和發(fā)動機獨立設(shè)計， 發(fā)動機采用不可調(diào)節(jié)的收斂噴管。 噴管作為發(fā)動機部件， 與飛機幾乎無聯(lián)系， 在飛發(fā)一體化設(shè)計中的作用處于空白狀態(tài)。 進入到以米格-21和F-4為代表的第二代飛機時代， 飛發(fā)一體化設(shè)計進入初步聯(lián)合設(shè)計階段， 發(fā)動機采用可調(diào)節(jié)的收斂噴管。 噴管內(nèi)壁面作為發(fā)動機內(nèi)流路

的重要組成部分， 外壁面成為飛機后機身的一部分， 其設(shè)計應(yīng)綜合考慮對二者功能、 性能的影響。 以蘇-27和F-15為代表的三代機普遍裝備小涵道比渦扇發(fā)動機， 發(fā)動機選用的噴管均為可調(diào)節(jié)收擴噴管， 飛發(fā)一體化設(shè)計進入聯(lián)合設(shè)計階段。 在飛發(fā)聯(lián)合設(shè)計階段， 噴管設(shè)計應(yīng)考慮發(fā)動機狀態(tài)動態(tài)調(diào)節(jié)、 飛發(fā)氣動匹配、 飛發(fā)連接和熱影響等多種技術(shù)問題。 進入到四代機時代， 飛發(fā)一體化設(shè)計進入綜合設(shè)計階段， 呈現(xiàn)出邊界局部融合的特征。 在飛發(fā)一體化設(shè)計中首次出現(xiàn)飛發(fā)隱身、 氣動綜合設(shè)計和推力矢量應(yīng)用等嶄新場景， 噴管在飛發(fā)一體化設(shè)計中的作用也更加突出。 四代飛機的典型技術(shù)特征是“4S”， 其中的超機動性和隱身均與噴管關(guān)系密切， 噴管提供的矢量推力能力和綜合隱身措施是實現(xiàn)上述技術(shù)特征的重要手段。 未來作戰(zhàn)飛機能力的發(fā)展趨勢是大空域、 寬速域、 高隱身、 高機動和高能量， 飛機和發(fā)動機設(shè)計呈現(xiàn)無界面融合特征， 飛發(fā)一體化設(shè)計進入融合設(shè)計階段。 對于下一代戰(zhàn)斗機， 噴管在飛發(fā)一體化設(shè)計中應(yīng)在更大的推力矢量使用包線和更高的隱身能力方面發(fā)揮作用， 尤其是飛機的后向隱身能力幾乎由噴管的遮擋能力決定。 未來飛機的另一個發(fā)展方向是高超聲速飛行器， 噴管將與機身融為一體， 成為同時隸屬于飛機和發(fā)動機的關(guān)鍵部件， 在寬速域氣動性能、 大載荷運動機構(gòu)和超高溫?zé)岱雷o等方面作用突出。 本文從飛發(fā)獨立設(shè)計、 飛發(fā)聯(lián)合設(shè)計、 飛發(fā)綜合設(shè)計和飛發(fā)融合設(shè)計4個階段探析噴管在飛發(fā)一體化設(shè)計中的作用， 如圖2所示。

1 飛發(fā)獨立設(shè)計階段

第一代噴氣式飛機面世于20世紀(jì)50年代， 采用的發(fā)動機均為不加力渦輪發(fā)動機， 其噴管均為簡單收斂不可調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)。 配裝米格-15飛機的VK-1發(fā)動機結(jié)構(gòu)如圖3所示， 圖中數(shù)字22位置即為收斂噴管。 圖4為該型噴管裝機狀態(tài)， 噴管與飛機機身無機械連接， 此時噴管完全作為發(fā)動機的部件。 在飛發(fā)階段噴管作為發(fā)動機渦輪后的節(jié)流部件存在， 燃?xì)馔ㄟ^噴管加速排出產(chǎn)生推力。 由于噴管與飛機相互獨立， 且噴管設(shè)計技術(shù)本身尚處于萌芽階段， 此階段幾乎不存在飛發(fā)一體化設(shè)計。

2 飛發(fā)聯(lián)合設(shè)計階段

2.1 技術(shù)要求

第二代飛機采用了可調(diào)收斂噴管或引射噴管，? 與飛機間存在更多的氣動匹配、 操縱連接和安裝結(jié)構(gòu)接口， 使噴管成為飛發(fā)聯(lián)合設(shè)計中的重要組成部分。? 可調(diào)噴管通

過喉部面積調(diào)節(jié)實現(xiàn)對發(fā)動機渦輪膨脹比的控制， 同時噴管外壁面成為飛機后體的一部分， 可對飛機的飛行性能產(chǎn)生影響。 飛發(fā)聯(lián)合設(shè)計階段噴管部件的外形面是飛機后體的組成部分， 承擔(dān)著尾部整流、 飛發(fā)搭接補償和發(fā)動機艙排氣等功能。 因此， 在飛發(fā)聯(lián)合設(shè)計階段對噴管的要求包括兩個方面： 一是喉道面積無極可調(diào)滿足發(fā)動機動態(tài)工作的需要; 二是滿足飛發(fā)搭接和低外阻的噴管外罩。

2.2 應(yīng)對措施

噴管喉部面積的無極調(diào)節(jié)通過液壓作動系統(tǒng)驅(qū)動的連桿機構(gòu)和魚鱗調(diào)節(jié)片系統(tǒng)實現(xiàn)， 不同發(fā)動機采用的結(jié)構(gòu)形式有較大差異， 但其基本原理一致。 當(dāng)發(fā)動機處于非加力狀態(tài)工作時， 噴管喉面積處于較小狀態(tài)， 通過動態(tài)調(diào)節(jié)獲得相對固定的渦輪膨脹比。 當(dāng)發(fā)動機處于加力狀態(tài)工作時， 由于燃?xì)饪倻丶眲∩摺?燃?xì)饬髁柯杂性黾印?為維持渦輪膨脹比不變， 需將噴管喉道面積調(diào)整到較大位置。 發(fā)動機工作的性能提升促進了飛機性能的提升， 在飛發(fā)聯(lián)合設(shè)計階段飛機的最大飛行馬赫數(shù)超過了2， 部分飛機甚至可以達(dá)到3。

噴管的外罩一般由與飛機連接的彈性片和隨噴管調(diào)節(jié)運動的外調(diào)節(jié)片組成， 如圖5所示。 彈性片一端與噴管連接， 另一端與機尾罩搭接。 外調(diào)節(jié)片通過可調(diào)結(jié)構(gòu)與噴管運動機構(gòu)連接， 隨噴管的收放運動而進行收放調(diào)節(jié)。 收擴噴管外調(diào)節(jié)片的外形和船尾角是決定推力損失的主要因素， 船尾角的大小取決于外調(diào)節(jié)片的長度和收擴噴管的出口面積。 船尾角過大會產(chǎn)生較大的阻力， 若發(fā)生流動分離會使阻力明顯增加。 在噴管一般工作范圍內(nèi)， 外調(diào)節(jié)片船尾角應(yīng)控制在0°～17°[6]。 船尾角和外流馬赫數(shù)對后體阻力的影響關(guān)系如圖6[7]。 從圖中可以看出后體阻力隨著船尾角的增加而顯著增大， 且增大幅度隨著外流馬赫數(shù)的上升而顯著變大。 徐嘉等[8]開展了戰(zhàn)斗機后體流場數(shù)值模擬和減阻優(yōu)化設(shè)計， 獲得了優(yōu)化設(shè)計的后體外形曲率變化規(guī)律。

彈性片作為連接發(fā)動機與飛機的零件， 除了作為飛機后體的組成部分外， 還要承擔(dān)補償發(fā)動機及其安裝系統(tǒng)彈性變形引起的飛機和發(fā)動機間相對位移的作用。 發(fā)動機機匣為大尺寸薄壁結(jié)構(gòu)， 在飛行過程中側(cè)向載荷的作用下易發(fā)生彈性變形， 且其安裝系統(tǒng)僅通過數(shù)個支點連接， 在飛行過載條件下易發(fā)生相對位移。 彈性片應(yīng)具有較好的剛度， 且在初始安裝時留有一定的預(yù)壓縮量。 彈性片剛度過大， 在發(fā)動機裝機過程中易發(fā)生安裝難度大的問題。

發(fā)動機艙通風(fēng)冷卻氣流從進氣道旁路或整流罩流入， 從噴管彈性片或外調(diào)節(jié)片的開縫流出， 其主要作用是冷卻發(fā)動機艙機身結(jié)構(gòu)和艙內(nèi)附件， 以及改善引射噴管的性能等。 文獻(xiàn)[9-10]對噴管外壁面和發(fā)動機艙溫度分布進行了計算研究， 噴管引射作用加速了艙內(nèi)冷卻氣流流動， 加速了冷卻氣流與熱壁間的換熱過程。

3 飛發(fā)綜合設(shè)計階段

3.1 技術(shù)要求

飛發(fā)綜合設(shè)計階段， 噴管在飛發(fā)一體化設(shè)計中的重要性得到提升， 在第四代飛機的設(shè)計中， 推力矢量技術(shù)和隱身技術(shù)均與噴管密切相關(guān)。 推力矢量技術(shù)提高了飛機的操縱性能， 隱身技術(shù)提高了飛機的生存能力。 推力矢量噴管一般分為軸對稱矢量噴管和二元矢量噴管。 矢量噴管的應(yīng)用對外調(diào)節(jié)片和彈性片設(shè)計均提出了更高的要求， 外調(diào)節(jié)片需在不同的矢量狀態(tài)實現(xiàn)閉合和穩(wěn)定工作， 彈性片需在不同的矢量狀態(tài)確保發(fā)動機與飛機的有效連接。 為滿足第四代飛機的隱身設(shè)計要求， 外調(diào)節(jié)片和彈性片應(yīng)完全閉合， 這與發(fā)動機艙冷卻引氣形成了明顯的矛盾。 為實現(xiàn)更好的隱身能力， 不論二元矢量噴管還是軸對稱矢量噴管， 均需進行尾緣修形。

3.2 應(yīng)對措施

二元矢量噴管具有運動機構(gòu)相對簡單、 更易于實現(xiàn)隱身設(shè)計的優(yōu)點， 但也存在內(nèi)流道濕面積更大， 需要更多的冷卻空氣、 結(jié)構(gòu)重量較大和推力性能偏低的缺點。 美國普惠公司從1973年開始最初的二元矢量噴管方案設(shè)計， 1991年完成二元矢量噴管在F-15飛機上的試飛工作。 該項技術(shù)應(yīng)用在F-22飛機配裝的F119發(fā)動機上， 是唯一一款現(xiàn)役的二元矢量噴管。 軸對稱矢量噴管具有全向矢量偏轉(zhuǎn)能力， 結(jié)構(gòu)重量較輕， 但不利于實施隱身措施。 美國普惠公司以F100發(fā)動機的平衡梁噴管為基礎(chǔ)研制了俯仰/偏航平衡梁噴管（P/YBBN）， 1992年完成地面試車驗證， 1996年在F-15飛機上完成試飛工作。 GE公司在20世紀(jì)80年代中期以F110發(fā)動機噴管為基礎(chǔ)研制了軸對稱矢量噴管（AVEN）， 1993～1994年在F-16飛機上完成飛行試驗驗證。 俄羅斯留里卡設(shè)計局在АЛ-31Ф發(fā)動機噴管前端增加一個轉(zhuǎn)向裝置， 通過轉(zhuǎn)向裝置實現(xiàn)矢量偏轉(zhuǎn)， 1989年裝有該噴管的飛機首飛。 該型噴管應(yīng)用在蘇-35飛機配裝的АЛ-41Ф發(fā)動機上， 如圖7所示。 歐洲國家也在EJ200發(fā)動機上開展了軸對稱矢量噴管研究工作。 與常規(guī)收擴噴管相比較， 矢量噴管一般矢量偏角可達(dá)±20°， 需要復(fù)雜的運動機構(gòu)確保在全部矢量偏轉(zhuǎn)狀態(tài)保持密封且不會發(fā)生相互干涉[11-12]。 彈性片的連接方式也與常規(guī)噴管有較大差別， 與發(fā)動機連接的一側(cè)需固定在矢量調(diào)節(jié)機構(gòu)上并隨機構(gòu)一同運動， 使其設(shè)計難度顯著提高。

矢量噴管在工作過程中產(chǎn)生的側(cè)向力通過發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)傳遞到機身， 由于結(jié)構(gòu)強度等方面的限制， 矢量噴管并不能在整個飛機飛行包線內(nèi)全狀態(tài)使用。 圖8給出了某型飛機矢量噴管在不同攻角條件下的矢量噴管使用限制情況[13]， 由圖可知， 矢量噴管主要在飛機低速狀態(tài)使用， 在低空、 大馬赫數(shù)狀態(tài)是禁止使用的。

隱身性能是飛發(fā)綜合設(shè)計階段飛機的主要特點， 包括雷達(dá)隱身和紅外隱身兩個方面。 噴管位于飛機/發(fā)動機的尾部， 是重要的雷達(dá)散射源和紅外輻射源， 是飛/發(fā)隱身設(shè)計重要的一環(huán)。 噴管常采用的雷達(dá)隱身技術(shù)包括遮擋雷達(dá)散射源、 邊緣和縫隙修形和在表面涂覆雷達(dá)波吸收材料。 常采用的紅外隱身技術(shù)包括遮擋紅外輻射源、 冷卻高溫壁面和選擇合理的表面材料。 綜合噴管常采用的雷達(dá)隱身和紅外隱身技術(shù)可知， 遮擋、 修形和涂覆涂層是最有效的措施[14]。 F-22飛機和F-35飛機噴管均采用了修形技術(shù)提高其雷達(dá)隱身能力， 所不同的是F-22飛機采用的二元矢量噴管易于進行壁面冷卻， 可以獲得更佳的紅外隱身能力。

4 飛發(fā)融合設(shè)計階段

4.1 技術(shù)要求

未來作戰(zhàn)飛機能力的發(fā)展趨勢是大空域、 寬速域、 高隱身、 高機動和高能量， 噴管與飛機的結(jié)合更加緊密， 發(fā)揮的作用也更加突出。 為實現(xiàn)更好的隱身性能， 噴管應(yīng)實現(xiàn)對發(fā)動機后腔體的完全遮擋， 使飛機的后向隱身能力提高到更高水平。 不論采用何種遮擋方式， 噴管都必將與飛機后體結(jié)合， 其大部分結(jié)構(gòu)將作為飛機構(gòu)件出現(xiàn)。 在飛發(fā)融合設(shè)計階段， 飛機對噴管的要求較飛發(fā)綜合設(shè)計階段有了明顯的提高， 針對高超飛機主要體現(xiàn)在寬速域范圍內(nèi)均獲得較高的推力性能， 且具有較高的隱身能力。

4.2 應(yīng)對措施

高超聲速飛機（圖9）是下一代飛機的一個重要發(fā)展方向。 高超聲速飛機一般以超過馬赫數(shù)5進行飛行， 現(xiàn)有戰(zhàn)斗機和常規(guī)導(dǎo)彈系統(tǒng)無法對其形成威脅， 是一種具有戰(zhàn)略性作用的系統(tǒng)， 具有重大的軍事和經(jīng)濟意義。 對于采用乘波體構(gòu)型的高超聲速飛機， 通常采用單邊膨脹噴管作為飛機后機身的組成部分。 高超聲速飛機從起飛到高速巡航需跨越極寬的速度范圍， 飛行過程中內(nèi)外流參數(shù)變化劇烈， 噴管作為產(chǎn)生推力的主要部件需滿足全部工況的設(shè)計要求， 難度極大[15]。 另外， 噴管的上膨脹面作為飛機后體的組成部分， 在工作過程中會產(chǎn)生額外的升力和俯仰力矩， 對于飛機的配平和飛行安全均有重要影響。 為應(yīng)對單邊膨脹噴管寬速域工作的難點和對飛機產(chǎn)生的額外俯仰力矩問題， 需開展單邊膨脹噴管氣動、 結(jié)構(gòu)和控制等一體化設(shè)計技術(shù)研究， 使噴管與飛機和發(fā)動機真正的融為一體。

高超聲速飛機噴管一體化設(shè)計問題主要包括內(nèi)外流一體化、 結(jié)構(gòu)一體化和熱管理一體化三個方面的內(nèi)容。 對于內(nèi)外流一體化問題， 首先要研究的是高超聲速飛機噴管設(shè)計方法問題。 高超飛機噴管的設(shè)計方法主要有最大推力噴管的設(shè)計方法和非對稱最短長度噴管（MLN）設(shè)計方法。 由于采用理想型面的噴管長度無法在工程上應(yīng)用， 有研究者提出了截短理想噴管和線性縮短理想噴管的設(shè)計方法， 主要有膨脹程度可控的噴管型線設(shè)計方法、 給定壁面壓力分布的SERN反設(shè)計方法和基于流線追蹤技術(shù)的三維非對稱噴管設(shè)計方法等[16-17]。 高超聲速飛機為實現(xiàn)大空域、 寬速域飛行， 一般采用雙模態(tài)沖壓發(fā)動機作為高超聲速飛行時的動力。 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機可以將工作飛行馬赫數(shù)下限降低至3，發(fā)動機在飛行馬赫數(shù)在3～5時以亞燃沖壓模態(tài)工作， 在馬赫數(shù)大于5時以超燃模態(tài)工作。 一般來說， 雙模態(tài)沖壓發(fā)動機構(gòu)型共分兩種， 應(yīng)用的范圍也有所不同。 一種是發(fā)動機采用可變幾何結(jié)構(gòu)， 其流道構(gòu)型可隨飛行狀態(tài)進行變化調(diào)整， 結(jié)構(gòu)復(fù)雜， 可以適應(yīng)大飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)工作的需要; 另一種雙模態(tài)沖壓發(fā)動機采用固定幾何構(gòu)型， 其工作狀態(tài)的變化主要通過調(diào)節(jié)加熱規(guī)律來實現(xiàn)， 其結(jié)構(gòu)簡單， 飛行馬赫數(shù)范圍有限[18]。 為實現(xiàn)雙模態(tài)沖壓發(fā)動機的高效工作， 噴管作為高超聲速飛機動力系統(tǒng)的主要調(diào)節(jié)部件之一， 應(yīng)發(fā)揮更大作用。 由于高超聲速飛機噴管需在極高的燃?xì)鉁囟群洼^高的噴管膨脹比條件下工作， 并實現(xiàn)與飛機、 發(fā)動機工作狀態(tài)相匹配的功能調(diào)節(jié)， 噴管與飛機的結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計技術(shù)成為實現(xiàn)此功能的關(guān)鍵。 在高超聲速飛行中， 氣動加熱與飛行速度的立方成正比。 當(dāng)飛行速度達(dá)到馬赫數(shù)6時， 駐點氣流溫度超過1 800 K。 高溫空氣經(jīng)燃燒室加熱后到達(dá)噴管入口時， 燃?xì)鉁囟雀哌_(dá)2 500～3 000 K， 且燃?xì)饬鳑_刷作用顯著、 呈現(xiàn)氧化特性， 對噴管的熱防護系統(tǒng)提出了極高的要求[19]。 由于進氣溫度過高， 常規(guī)吸氣發(fā)動機采用的氣膜冷卻技術(shù)不適用于高超聲速飛機噴管。 其次， 采用沖壓發(fā)動機的高超聲速飛機攜帶的燃油較少， 無法滿足噴管等高溫部件采用再生冷卻的技術(shù)路線。 先進陶瓷基復(fù)合材料制備技術(shù)和輕質(zhì)隔熱技術(shù)及防熱材料技術(shù)的發(fā)展， 為高超聲速飛機噴管的熱防護問題提供了解決的思路。 以C/C， C/SiC為代表的陶瓷基復(fù)合材料輕質(zhì)、 耐高溫且制備技術(shù)日益成熟， 代表了未來熱防護技術(shù)的發(fā)展方向。 法國、 美國等多種陶瓷基復(fù)合材料飛行器、 進氣道、 燃燒室和噴管熱防護結(jié)構(gòu)已通過地面考核試驗， 正在研制帶有主動冷卻的C/SiC熱防護結(jié)構(gòu)。 目前， 尋找可實現(xiàn)的冷卻方式是高超聲速飛機噴管研究工作的核心和重點。

5 結(jié)? 論

噴管在飛發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)的重要性隨著飛機設(shè)計技術(shù)的發(fā)展而逐步提高。 在飛發(fā)聯(lián)合設(shè)計階段， 噴管在飛發(fā)一體化設(shè)計中的作用主要是接口匹配和參數(shù)匹配。 在飛發(fā)綜合設(shè)計階段， 噴管的矢量功能成為飛機操控的組成部分， 噴管隱身性能成為飛機后向隱身能力的關(guān)鍵組成部分。 未來的飛發(fā)融合設(shè)計階段， 噴管逐漸由發(fā)動機的部件轉(zhuǎn)變?yōu)轱w機/發(fā)動機的共用部件， 其在高隱身、 高機動的下一代飛機中作用將更加突出。 在高超聲速飛機設(shè)計中， 噴管應(yīng)著重開展內(nèi)外流一體化、 結(jié)構(gòu)一體化和熱管理一體化等方面技術(shù)的研究工作。 高超聲速飛機噴管的各項關(guān)鍵技術(shù)的研究重點主要是：

（1） 內(nèi)外流一體化設(shè)計應(yīng)著重考慮寬速域范圍內(nèi)噴管的綜合性能。 當(dāng)飛行馬赫數(shù)小于3時渦輪發(fā)動機產(chǎn)生推力， 沖壓發(fā)動機處于關(guān)閉狀態(tài)， 應(yīng)避免出現(xiàn)大的流動分離導(dǎo)致的噴管性能下降。 當(dāng)飛行馬赫數(shù)處于3～5之間時， 亞燃沖壓發(fā)動機產(chǎn)生推力， 此時應(yīng)關(guān)注動力切換引起的推力突變問題。 當(dāng)飛行馬赫數(shù)大于5時， 超燃沖壓發(fā)動機產(chǎn)生推力， 噴管可用膨脹比較高， 應(yīng)降低燃?xì)馀蛎洸煌耆a(chǎn)生的推力損失。

（2） 結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計應(yīng)重點開展噴管調(diào)節(jié)機構(gòu)在高溫、 高壓條件下的運動問題及噴管熱端結(jié)構(gòu)與機身結(jié)構(gòu)之間由于溫差引起的變形不協(xié)調(diào)問題。

（3） 噴管作為高超聲速飛機動力系統(tǒng)中工作溫度最高的部件之一， 熱管理一體化設(shè)計是噴管研究的關(guān)鍵。 采用傳統(tǒng)的氣膜冷卻、 再生冷卻與耐高溫復(fù)合材料相結(jié)合的復(fù)合冷卻方式， 是解決噴管高溫條件下可靠工作問題的關(guān)鍵。

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Function of Nozzle in Integrated Design of Aircraft and Engines

Lin Peng1， Wang Dong2*

（1.? Shenyang Aircraft Design Institute， Aviation Industry Corporation of China，?? Shenyang 110035， China;

2.? Yangzhou Collaborative Innovation Research Institute Co.， Ltd.， Shenyang Aircraft Design Institute， Yangzhou 225000， China）

Abstract： With the development of integrated aircraft design technology， aircraft and engines have gradually moved from mutual independence to mutual integration， and the role of nozzle as an important component of integrated aircraft design has become more important. This paper mainly analyzes the role of nozzle in the development stages of integrated design technology for different aircraft， and introduces the issues that should be considered in nozzle design at different development stages. The results show that during the independent design phase of the aircraft， the nozzle as a component of the engine hardly affects the aircraft design. During the joint design phase of the aircraft-engine， the role of the nozzle in the integrated design of the aircraft-engine has increased significantly， and it is necessary to consider the integrated design of internal and external flows. In the integrated design stage of the aircraft， the application of thrust vectoring technology and stealth technology has made the importance of the nozzle more prominent. The vector nozzle with stealth capability has become a typical feature of the aircraft at this stage. After entering the flight fusion design stage， whether it is a next-generation fighter or a hypersonic aircraft， the nozzle will become an integral part of the rear fuselage of the aircraft， integrating the aircraft and the engine.

Key words： ?nozzle; aircraft and engine integration; internal and external flow; thrust vector; stealth;? aircraft; aeroengine