具有推力矢量功能的飛機，可以通過推力產(chǎn)生的直接控制力矩完成姿態(tài)控制，獲得更好的敏捷性、過失速機動能力以及良好的飛行品質(zhì)，從而在空戰(zhàn)中取得優(yōu)勢。氣動推力矢量噴管特別是雙喉道氣動推力矢量噴管的應(yīng)用逐漸成為大勢所趨。

推力矢量噴管是推力矢量控制的核心部件，也決定了飛機和發(fā)動機的技術(shù)水平，是未來戰(zhàn)機的關(guān)鍵技術(shù)之一，如圖1所示。氣動推力矢量噴管大多依靠次流對主流的干擾產(chǎn)生推力矢量，具有結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕及維修性和隱身性好的特點，成為了未來推力矢量噴管技術(shù)的發(fā)展重點。根據(jù)美國國家航空航天局（NASA）和美國空軍的評估，相較于機械式推力矢量噴管，通過氣動方式完成喉道面積和出口面積的控制，實現(xiàn)推力矢量，可使噴管減輕多達(dá)80%的質(zhì)量，制造成本也可減少一半，發(fā)動機推重比明顯提高。此外，幾何固定的氣動推力矢量噴管消除了許多移動部件和縫隙，大大提高了噴管的隱身性能。而且，具有隱身修形的氣動推力矢量噴管還可以進(jìn)一步減弱噴管后半球的紅外輻射信號，降低飛行器的可探測性。未來，翼身融合飛行器成為下一代戰(zhàn)斗機和無人機主流的布局形式，隨之而來的是飛行器的高機動、強隱身需求與固有的操縱性和穩(wěn)定性的矛盾，氣動推力矢量噴管除了可以提高飛行器機動性，還可以實現(xiàn)飛行器姿態(tài)控制。

雙喉道氣動推力矢量噴管原理

常見的氣動推力矢量噴管有激波矢量控制型、同向流/逆向流型、喉道偏移型和雙喉道型等幾種類型。

喉道偏移型氣動推力矢量噴管是雙喉道氣動推力矢量噴管的基礎(chǔ)，一般基于拉瓦爾噴管構(gòu)型實現(xiàn)，如圖2所示。常見的喉道偏移式氣動推力矢量噴管通過在喉道處注入射流，偏斜聲速線，進(jìn)而使喉道后的氣流發(fā)生偏轉(zhuǎn)，避免因產(chǎn)生激波造成流動損失。

圖2 喉道偏移式氣動推力矢量噴管

雙喉道氣動推力矢量噴管是基于喉道偏移式氣動推力矢量噴管而提出來的一種“收斂—擴(kuò)張—收斂”的噴管，即在拉瓦爾噴管下游又增加了一個收斂段，如圖3所示。因此，噴管的主要流動截面分為一喉道截面和二喉道截面（出口截面）。雙喉道氣動推力矢量噴管一般通過合理控制次流的流量或壓強，實現(xiàn)推力矢量連續(xù)偏轉(zhuǎn)，矢量偏轉(zhuǎn)線性度較好。

圖3 雙喉道氣動推力矢量噴管

雙喉道氣動推力矢量噴管分類

作為一種典型的氣動推力矢量噴管，雙喉道氣動推力矢量噴管可以通過矢量產(chǎn)生的來源進(jìn)行分類，常見可分為有源注氣型和無源型，而無源型可以進(jìn)一步分為零質(zhì)量射流型、自適應(yīng)旁路型和機械擾動型等。

有源型通過外加氣源或者從航空發(fā)動機壓氣機引氣的方式產(chǎn)生矢量擾動，這種方式可以通過更精準(zhǔn)的次流控制來實現(xiàn)矢量角的控制，減小了噴管內(nèi)流不穩(wěn)定對噴管性能的影響。但是，一旦噴管的流動控制和矢量產(chǎn)生從航空發(fā)動機壓氣機引氣，將直接引起發(fā)動機性能的變化，最終影響總推力。據(jù)統(tǒng)計，每從航空發(fā)動機壓氣機引1%的氣流量用于冷卻、次流流動控制，將會導(dǎo)致總推力下降3%～5%。因此，無源型雙喉道氣動推力矢量噴管是近年來研究的重點，其無須外加氣源的特點成為重要的技術(shù)優(yōu)勢。

零質(zhì)量射流型多采用電磁激勵器的方式產(chǎn)生擾動，但所產(chǎn)生的擾動強度較低，推力矢量角偏小。一旦應(yīng)用在工程尺度的噴管上，電磁激勵器需要輸入的能量更大，而矢量偏轉(zhuǎn)有限。因此，對該擾動方式的研究熱度逐漸下降，取而代之的是自適應(yīng)旁路型。

自適應(yīng)旁路型通過將噴管進(jìn)口的一部分氣流由特殊的旁路注入一喉道，并在一喉道處對主流產(chǎn)生擾動，從而產(chǎn)生明顯的推力矢量。該方式盡可能減小了從發(fā)動機引氣帶來的影響，且推力矢量角大，具有優(yōu)秀的工程應(yīng)用前景。

機械擾動型則是自適應(yīng)旁路型的進(jìn)一步發(fā)展，主要通過小尺寸的機械擾動片在噴管內(nèi)流場最敏感的位置作動，對主流施加影響，從而產(chǎn)生推力矢量。這種方式不僅繼承了自適應(yīng)旁路型的優(yōu)點，還可以控制噴管最小流動面積，滿足發(fā)動機加力時噴管的調(diào)節(jié)需要。

此外，雙喉道氣動推力矢量噴管還可以通過二喉道（出口）與一喉道的面積比來分類，可分為擴(kuò)張型、收斂型和等面積型。一般來講，擴(kuò)張型雙喉道氣動推力矢量噴管內(nèi)部流場較為穩(wěn)定，綜合氣動性能較優(yōu)。

雙喉道氣動推力矢量噴管發(fā)展歷程及現(xiàn)狀

1998年，喉道偏移氣動推力矢量噴管的首次試驗由NASA蘭利研究中心的迪爾（Deere）等完成。在后續(xù)研究中，該噴管的擴(kuò)張段改成凹腔形狀，形成了雙喉道氣動推力矢量噴管的雛形，如圖4所示。研究表明，喉道偏移法與凹腔的流動分離控制技術(shù)相結(jié)合，可以有效地增加推力矢量效果，并且具有明顯的性能優(yōu)勢，為雙喉道氣動推力矢量噴管凹腔型面設(shè)計、次流注入等優(yōu)化設(shè)計指明了方向。

圖4 NASA的雙喉道氣動推力矢量噴管構(gòu)型

2006年，空軍工程大學(xué)王慶偉、張相毅等展開了雙喉道氣動推力矢量噴管的相關(guān)研究，對雙縫射流的矩形拉瓦爾噴管的流場進(jìn)行了二維數(shù)值模擬，探索了兩道射流的注入角度對噴管的流場結(jié)構(gòu)和矢量性能產(chǎn)生的影響。此后，空軍工程大學(xué)的郭飛飛、夏雪峰、高峰等人不斷通過數(shù)值計算的方法，進(jìn)一步研究了旁路式雙喉道矢量噴管典型工況的流場特性。

北京航空航天大學(xué)卿太木等針對軸對稱雙喉道氣動推力矢量噴管的氣動性能、內(nèi)流特性進(jìn)行了詳細(xì)的數(shù)值模擬。額日其太、王健等針對典型擴(kuò)張型雙喉道矢量噴管內(nèi)常見的激波結(jié)構(gòu)進(jìn)行了研究，指出噴管不起動現(xiàn)象可以通過在凹腔擴(kuò)張段再注入次流、提升凹腔內(nèi)主流靜壓來解決，進(jìn)一步地提出了多種在凹腔內(nèi)注入次流的方案，解決了噴管不起動問題。

南京航空航天大學(xué)團(tuán)隊自2008年起開始進(jìn)行氣動推力矢量噴管的研究工作，針對雙喉道氣動矢量噴管進(jìn)行了細(xì)致、豐富和連續(xù)的工作。

李明針對高壓次流注入、產(chǎn)生矢量偏轉(zhuǎn)的喉道偏移式氣動推力矢量噴管的流動機理進(jìn)行了研究，并結(jié)合研究結(jié)果，提出了多種無須外加高壓氣源就可以完成矢量偏轉(zhuǎn)的雙喉道氣動推力矢量噴管方案，并進(jìn)行了探索和嘗試，最終采用噴管入口的氣流、通過特殊的旁路注入到一喉道附近，產(chǎn)生穩(wěn)定、高效推力矢量，命名為“旁路式雙喉道氣動推力矢量噴管”，奠定了團(tuán)隊后續(xù)研究的基礎(chǔ)，其典型構(gòu)型如圖5所示。

圖5 旁路式雙喉道氣動推力矢量噴管

范志鵬接著對次流流量及二喉道高度對雙喉道氣動推力矢量噴管的性能影響開展了研究，計算發(fā)現(xiàn)推力矢量角隨次流流量的增加呈先增大后減小趨勢，當(dāng)噴管主流為完全超聲速且二喉道處聲速線消失時，噴管達(dá)到最大推力矢量角，獲得了二喉道高度與推力矢量角的關(guān)系。

顧瑞隨后使用基于多學(xué)科多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計分析軟件Isight平臺，針對旁路式雙喉道氣動推力矢量噴管的關(guān)鍵幾何參數(shù)，進(jìn)行了多變量、多目標(biāo)優(yōu)化；并針對典型噴管構(gòu)型進(jìn)行了矢量開啟的動態(tài)研究，并提出了使用補充流量通道，進(jìn)行加力狀態(tài)下流量調(diào)節(jié)的方案研究。

汪陽生則針對雙喉道氣動推力矢量噴管起動問題進(jìn)行了細(xì)致的工作，獲得了噴管氣動性能隨噴管幾何參數(shù)的規(guī)律；開展了軸對稱構(gòu)型旁路式雙喉道氣動推力矢量噴管關(guān)鍵幾何參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計；采用記憶合金材料，完成了軸對稱構(gòu)型旁路式雙喉道氣動推力矢量噴管流量調(diào)節(jié)方案的設(shè)計，并進(jìn)行了初步的演示實驗。

在汪陽生的研究基礎(chǔ)上，團(tuán)隊進(jìn)一步設(shè)計了多種針對氣動推力矢量噴管的流量調(diào)節(jié)方案。黃帥、潘睿豐、蔣晶晶和張玉琪等提出了以反推、短距/垂直起降為代表的多種功能雙喉道氣動推力矢量噴管改型，探索了隱身修形的雙喉道氣動推力矢量噴管，并率先開展了相應(yīng)的實驗。林泳辰和黃帥等進(jìn)一步完成了基于旁路式雙喉道氣動推力矢量噴管的高機動無舵面飛行器飛行實驗。

研制難點和未來研究重點

與其他類型相比，雙喉道氣動推力矢量噴管在推力矢量角、響應(yīng)速度等方面具有出色的性能，可以作為未來研究和發(fā)展的重要對象。面向未來工程應(yīng)用，雙喉道氣動推力矢量噴管的設(shè)計優(yōu)化和研究還存在以下問題，需要進(jìn)一步攻關(guān)。

優(yōu)化目標(biāo)多，迫切需要建立高效優(yōu)化設(shè)計方法

雙喉道氣動推力矢量噴管沿流向截面主要幾何參數(shù)包括一喉道前部收斂角及長度，一喉道面積（高度），擴(kuò)張收斂段的擴(kuò)張段角度、長度和收斂段角度、長度等7個參數(shù)，并存在一定耦合關(guān)系。一旦在雙喉道氣動推力矢量噴管的基礎(chǔ)上進(jìn)一步進(jìn)行旁路式無源雙喉道氣動推力矢量噴管的設(shè)計優(yōu)化，將引入自適應(yīng)旁路通道相關(guān)幾何參數(shù)，增加優(yōu)化變量的個數(shù)。

而對于雙喉道氣動推力矢量噴管的優(yōu)化目標(biāo)來說，除了需要考慮的噴管推力系數(shù)、推力矢量角、流量系數(shù)等3個典型的氣動參數(shù)外，還要考慮噴管矢量和非矢量等兩個典型的模態(tài)及其氣動性能。同時，由于本噴管使用過程中會牽涉到矢量的動態(tài)調(diào)節(jié)問題，因此，上述氣動參數(shù)的變化規(guī)律也應(yīng)作為優(yōu)化目標(biāo)需要加以重點考慮。

綜上所述，雙喉道氣動推力矢量噴管在優(yōu)化設(shè)計中優(yōu)化變量多，優(yōu)化目標(biāo)多，使用傳統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計方法工作量非常大，耗時長。因此，在噴管設(shè)計理論的指導(dǎo)下，通過已有數(shù)據(jù)，建立噴管典型性能的數(shù)據(jù)庫，結(jié)合最新的優(yōu)化設(shè)計算法，建立滿足雙喉道氣動推力矢量噴管設(shè)計需要的高效優(yōu)化設(shè)計方法，是下一步的研究重點。

尺寸略長，迫切需要建立緊湊型噴管的設(shè)計方法

雙喉道氣動推力矢量噴管的凹腔是矢量產(chǎn)生的重要部件，而凹腔的存在使得噴管長度明顯增加。對于旁路式無源雙喉道氣動推力矢量噴管來說，一喉道前部的收斂段決定了自適應(yīng)旁路通道入口和出口的壓差，進(jìn)一步?jīng)Q定了噴管的矢量性能。同時，自適應(yīng)旁路的存在進(jìn)一步增加了噴管的輪廓尺寸。因此，在長度、輪廓約束下，如何優(yōu)化雙喉道氣動推力矢量噴管的型面，使得各方面性能盡可能高，是一個需要綜合優(yōu)化的問題。如果能將發(fā)動機進(jìn)口的其他部件融于噴管內(nèi)一起設(shè)計，會是一個縮短噴管總長的解決思路。

流道復(fù)雜，迫切需要進(jìn)行輕便的流量可調(diào)結(jié)構(gòu)設(shè)計

由于雙喉道氣動推力矢量噴管是依靠流場改變來實現(xiàn)推力矢量功能的，相比傳統(tǒng)的拉瓦爾噴管或者收斂噴管，雙喉道氣動推力矢量噴管的流道相對復(fù)雜。但是，面向現(xiàn)役超聲速飛行器和具有加力功能的渦噴、渦扇發(fā)動機，甚至變循環(huán)發(fā)動機，開加力時必須要放大喉道面積，這對于原本流道復(fù)雜的雙喉道氣動推力矢量噴管來說難度進(jìn)一步增加。單純依靠結(jié)構(gòu)簡單的氣動調(diào)節(jié)方式實現(xiàn)的發(fā)動機喉道面積調(diào)節(jié)范圍較小，難以滿足工程需要。如何利用盡可能少的結(jié)構(gòu)、付出盡可能少的代價，實現(xiàn)盡可能大的喉道面積調(diào)節(jié)，成為雙喉道氣動推力矢量噴管能否與具有加力功能的發(fā)動機適配的重要因素。

型面精度要求高，迫切需要進(jìn)行“氣動-冷卻-結(jié)構(gòu)”一體化設(shè)計研究

特殊設(shè)計的流道是雙喉道氣動推力矢量噴管矢量產(chǎn)生的關(guān)鍵，也是決定噴管在矢量模態(tài)和非矢量模態(tài)性能的最重要因素。因此，在加工和使用過程中，需要特別關(guān)注噴管型面的精度。一旦噴管關(guān)鍵型面出現(xiàn)輕微的偏差，噴管的關(guān)鍵氣動性能則會出現(xiàn)天壤之別。而在實際使用過程中，雙喉道氣動推力矢量噴管始終處于高溫高壓的工作狀態(tài)，有時內(nèi)外壓差將達(dá)到十余倍的環(huán)境壓力；同時噴管需要承受1500K左右的高速氣流沖刷，極易導(dǎo)致型面變形。因此，為了保證型面精度，需要綜合考慮氣動、熱變形和結(jié)構(gòu)強度因素進(jìn)行噴管的設(shè)計。

控制難度大，迫切需要進(jìn)行“飛機-發(fā)動機-噴管”一體化控制

對于氣動推力矢量噴管來說，大多數(shù)情況下推力矢量的產(chǎn)生本質(zhì)上就是噴管內(nèi)流場中流動的分離與再附，存在一定的非定常性。僅依靠針對氣動推力矢量噴管閥門、開關(guān)等的監(jiān)控難以實現(xiàn)實時的閉環(huán)反饋控制，為噴管的精確控制帶來了難度。需要研究建立噴管關(guān)鍵型面壁面壓力分布或者分離點監(jiān)控的手段，或者通過大量計算和試驗建立起較為準(zhǔn)確的數(shù)據(jù)庫，來確定噴管的控制方法和控制程序。若需要從航空發(fā)動機壓氣機引氣，或者影響噴管進(jìn)口靜壓（即渦輪背壓），部分工況下會對發(fā)動機總體工作產(chǎn)生影響，則需要站在發(fā)動機整體的角度，綜合控制發(fā)動機和噴管。而推力矢量噴管產(chǎn)生的力和力矩對飛行器姿態(tài)產(chǎn)生影響，從這個角度上來說，對于具備推力矢量功能的發(fā)動機、特別是裝備氣動推力矢量噴管的發(fā)動機來說，需要站在更高的總體角度謀劃控制系統(tǒng)，將氣動推力矢量噴管作為和飛行器、發(fā)動機同樣的層次參與控制。

結(jié)束語

作為氣動推力矢量噴管的重要分支，雙喉道氣動推力矢量噴管憑借優(yōu)異的綜合氣動性能，具備優(yōu)秀的工程實用潛力。短期內(nèi)，雙喉道氣動推力矢量噴管有望在無人機、靶機、導(dǎo)彈等平臺上開展應(yīng)用研究，積累噴管與飛行器、發(fā)動機總體匹配相關(guān)經(jīng)驗。未來，憑借高落壓比推力矢量角大、響應(yīng)迅速的特點，雙喉道氣動推力矢量噴管完全可以作為推力矢量噴管的典型代表，在超聲速戰(zhàn)斗機和無人機上取得應(yīng)用。