氣動推力矢量控制技術(shù)能為飛行器提供多個方向的操縱力和力矩，顯著提升飛行器的機動性、敏捷性，滿足短距起降的需求。在眾多氣動推力矢量控制技術(shù)路線中，康達（Coanda）附壁氣動推力矢量控制技術(shù)已經(jīng)過多次飛行演示驗證，展現(xiàn)了較廣闊的應(yīng)用發(fā)展前景。

相較于機械推力矢量控制技術(shù)，氣動推力矢量控制技術(shù)是在噴管主結(jié)構(gòu)形式保持不變的前提下，通過注入二次流實現(xiàn)氣流方向的控制，為飛行器提供操縱力矩，具有構(gòu)型更簡單、質(zhì)量更輕且響應(yīng)更迅速的特點。氣動矢量技術(shù)從空氣動力學(xué)原理上可以分為激波控制和康達附壁控制，如圖 1所示。其中，激波控制包括激波矢量、喉道偏置和雙喉道矢量控制等方法，基本原理是在噴管不同位置注入二次流，誘導(dǎo)產(chǎn)生斜激波以改變主流方向，進而實現(xiàn)推力矢量化；康達附壁控制的基本原理均是以康達壁面為主要構(gòu)型，借助主流的康達效應(yīng)(Coanda Effect)，同時利用二次流與發(fā)動機主噴流剪切層的相互作用實現(xiàn)主流的矢量偏轉(zhuǎn)控制。康達附壁類控制根據(jù)二次流和主流的相對方向不同，進一步細(xì)分為逆向流、同向流和法向流等方法。在亞聲速噴管中，康達附壁控制方法能夠獲得相對較大的矢量角，且具備較高的控制效率和較佳的控制線性度。

康達附壁類控制技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

由于逆向二次流激勵手段需要在噴管外部構(gòu)造一個負(fù)壓環(huán)境，以實現(xiàn)對氣流的抽吸，工程實現(xiàn)難度較大，因此康達附壁氣動矢量技術(shù)的發(fā)展主要圍繞同向二次流和法向二次流激勵手段開展，如圖2所示。

圖 1 現(xiàn)有氣動推力矢量控制技術(shù)路線

圖 2 工程中常見的康達附壁氣動矢量控制技術(shù)的兩種引氣激勵方案

同向流康達附壁推力矢量控制

從20世紀(jì)90年代，英國曼徹斯特大學(xué)相關(guān)研究團隊就開始進行同向流康達附壁推力矢量控制的相關(guān)基礎(chǔ)研究。在微型渦噴發(fā)動機測試平臺上進行的一系列試驗證明了同向流技術(shù)在低速、亞聲速噴管中高效控制能力，所獲得的矢量角可以超過25°。為了推進同向流技術(shù)在飛行平臺中的應(yīng)用，該團隊完成了推力矢量控制系統(tǒng)的地面靜態(tài)測試，獲取了推力矢量的控制響應(yīng)曲線，如圖3（a）所示。結(jié)果表明，根據(jù)流量范圍確定合適的控制閥尺寸，控制響應(yīng)就能保持良好的線性度，且控制響應(yīng)特性具有獨特的“N”形特征，中間存在一個負(fù)增益的反向控制區(qū)，兩側(cè)則呈現(xiàn)出正向控制特征，其中反向控制增益是正向控制的10倍，即控制所需的引氣量是正向控制所需的1/10。

在大量基礎(chǔ)研究成果的支撐下，“惡魔”（Demon）無人驗證機在2010年9月完成首飛，其借助同向流康達附壁氣動矢量控制和環(huán)量控制技術(shù)實現(xiàn)了對傳統(tǒng)機械舵面的完全替代，如圖3（b）所示。其中，氣動矢量噴管主要用于取代傳統(tǒng)的升降舵實現(xiàn)飛機的俯仰控制，初步證明了氣動推力矢量控制技術(shù)實現(xiàn)飛行器操控的可行性和廣闊的工程應(yīng)用前景?！皭耗А睙o人機的噴管從方形入口過渡到矩形出口，矩形截面長寬比為10，如圖3（c）所示。

圖3 “惡魔” 無人機相關(guān)研究

法向流矢量控制

在上述同向流推力矢量技術(shù)研究的基礎(chǔ)上，為了充分發(fā)揮康達附壁效應(yīng)中負(fù)增益控制區(qū)內(nèi)高效氣動矢量控制潛力，英國BAE系統(tǒng)公司和曼徹斯特大學(xué)研究團隊又發(fā)展了基于法向二次流的康達附壁氣動矢量控制技術(shù)，在設(shè)計中引入了后臺階結(jié)構(gòu)，通過臺階下游的法向二次流控制氣流實現(xiàn)矢量偏轉(zhuǎn)，并利用臺階結(jié)構(gòu)消除氣動矢量控制的遲滯和雙穩(wěn)態(tài)現(xiàn)象。采用如圖4（a）所示的微型渦噴發(fā)動機噴管，其峰值馬赫數(shù)（Ma）約為0.8，該技術(shù)方案只需要大約2%的發(fā)動機核心流量即可實現(xiàn)10°的矢量力偏轉(zhuǎn)角。同時，在控制規(guī)律方面，試驗測得該技術(shù)方案的控制響應(yīng)曲線如圖4（b）所示，結(jié)果表明控制響應(yīng)中心的“死區(qū)”被消除，以推力矢量控制實現(xiàn)了類似于常規(guī)舵面控制的效果。該技術(shù)方案最終在“巖漿”（Magma）無人機中進行了飛行驗證，如圖4（c）所示。相比于“惡魔”無人機采用的同向流激勵方案，該技術(shù)路線的控制響應(yīng)線性度更好，控制響應(yīng)特性更優(yōu)?！皫r漿”無人機試飛驗證的成功代表了氣動推力矢量應(yīng)用研究的最高水平，同時也充分證明了氣動推力矢量控制技術(shù)在高隱身無舵面飛行平臺中的工程應(yīng)用前景。

圖4 “巖漿” 無人機相關(guān)研究

康達附壁矢量控制技術(shù)改進設(shè)計

以上所述的同向流和法向流矢量控制技術(shù)都存在一定的控制效率不足的問題，即所需要的二次流流量過大以及矢量偏轉(zhuǎn)角不夠的問題。針對該問題，國內(nèi)學(xué)者分別針對這兩種技術(shù)提出了改進設(shè)計的方法，一種采用無源次流的方式來避免了氣源引氣，另一種則引入自激發(fā)振蕩射流來代替?zhèn)鹘y(tǒng)定常射流以提升矢量控制效率。

無源二次流矢量控制

南京航空航天大學(xué)顧蘊松團隊提出了基于康達效應(yīng)的無源氣動矢量控制技術(shù)以解決有源氣動矢量控制對二次流的依賴，其技術(shù)原理如圖5（a）所示，在主射流引射作用下產(chǎn)生低壓區(qū)，通過噴管兩側(cè)聯(lián)通大氣引入外界氣流，從而驅(qū)動射流方向偏轉(zhuǎn)，無須額外的二次流氣源，而是通過控制閥的開度來進行矢量偏角的控制，該技術(shù)與法向流矢量控制技術(shù)的區(qū)別主要是其所用的二次流直接來源于外界大氣。該技術(shù)方案最大的問題在于，要保證外界大氣壓力始終高于噴管內(nèi)的壓力，這在實際的應(yīng)用場景中往往難以實現(xiàn)。

圖5 無源二次流康達附壁氣動矢量控制

顧蘊松團隊針對上述無源康達附壁氣動矢量控制技術(shù)開展了系列研究，采用長寬比為10的矩形截面噴管，在微型渦噴發(fā)動機測試臺上進行了試驗測試，并進行了模型飛行演示。通過測力試驗得到的平均推力矢量角隨控制閥變化的控制曲線，如圖5（b）所示，其最大推力矢量角約為12.8°，并實現(xiàn)了主射流的連續(xù)可控偏轉(zhuǎn)，且具有接近線性的推力矢量角控制規(guī)律。

振蕩射流激勵矢量控制

以低二次流消耗實現(xiàn)高效矢量控制和優(yōu)良、可重復(fù)的控制特性是氣動矢量控制領(lǐng)域不斷追求的兩個關(guān)鍵目標(biāo)。振蕩射流激勵器（也被稱為流體振蕩器）不含任何活動部件即可產(chǎn)生寬幅掃掠張角和高達10kHz的高頻激勵，其產(chǎn)生的高頻振蕩射流可以實現(xiàn)遠(yuǎn)比定常直射流更為顯著的流動控制效果。在此基礎(chǔ)上，中國航發(fā)研究院與上海交通大學(xué)、中國民航大學(xué)組成的聯(lián)合研究團隊提出以流體振蕩器代替?zhèn)鹘y(tǒng)的圓孔或狹縫，發(fā)展出了基于振蕩射流激勵的新型康達附壁氣動矢量控制技術(shù)，其原理及幾何構(gòu)型如圖6所示。流體振蕩器產(chǎn)生的同向振蕩二次流，具有強烈的非穩(wěn)態(tài)特性，可以顯著增強主流在噴管出口的康達效應(yīng)，使主流更容易向噴管康達壁面偏轉(zhuǎn)，能夠在提高矢量控制效率的同時，改善矢量控制的線性度。

圖6 基于振蕩射流激勵的新型康達附壁氣動矢量控制

渦噴發(fā)動機—氣動推力矢量整機試驗結(jié)果表明（如圖7所示），基于振蕩射流的同向二次流矢量控制方法可以用較少的二次流消耗實現(xiàn)大幅度的矢量偏轉(zhuǎn)角，證明了上述方法在真實應(yīng)用環(huán)境下的可行性，為進一步的飛行平臺驗證奠定了堅實基礎(chǔ)。

圖7 同向振蕩二次流氣動矢量微型渦噴發(fā)動機測試平臺及初步試驗結(jié)果

幾種康達附壁技術(shù)方案對比

本文初步介紹并總結(jié)了同向流矢量控制、法向流矢量控制、無源氣動矢量控制和基于振蕩射流的同向流矢量控制四種典型的康達附壁氣動矢量控制技術(shù)，這些技術(shù)的總結(jié)見表1。

表1 4種康達附壁氣動矢量控制技術(shù)的總結(jié)

在控制效率方面，“惡魔”無人機采用的是同向流矢量控制方法，在負(fù)增益區(qū)內(nèi)，用較小的氣源消耗實現(xiàn)了大長寬比、Ma0.8高速主流的矢量控制，偏轉(zhuǎn)角度達到10°，但在正增益區(qū)內(nèi)，矢量控制效率有所降低。“巖漿”無人機采用的法向流控制方法，所選用的噴管長寬比更小，獲得的偏轉(zhuǎn)角度也更小，控制增益相比“惡魔”無人機有所降低。無源氣動矢量控制無需額外二次流氣源消耗，控制效益較大，偏轉(zhuǎn)角可以達到12°，但是其適用的主流速度偏低，且在高空大氣環(huán)境壓力低于噴管內(nèi)壓力時無法使用。振蕩射流激勵矢量控制技術(shù)具有足夠大的控制效益，在Ma0.5的冷態(tài)主流條件下以約2%的二次流可以實現(xiàn)高達18°的矢量偏轉(zhuǎn)角，在微型渦噴發(fā)動機主噴流Ma0.8條件下，推力矢量偏轉(zhuǎn)角可達12°，而二次流消耗僅有2.2%，激勵壓比僅為2.8。相比其他幾種技術(shù)，振蕩射流激勵矢量控制技術(shù)在控制效率上具有較大的優(yōu)勢。

在控制規(guī)律方面，“惡魔”無人機的同向流控制主流附體和流動遲滯效應(yīng)帶來的控制非線性問題比較嚴(yán)重；而“巖漿”無人機的法向流控制響應(yīng)曲線線性度更高，控制響應(yīng)特性更好。無源氣動矢量控制技術(shù)也通過了外形優(yōu)化部分解決了控制非線性問題。振蕩射流激勵的氣動矢量技術(shù)，具有良好的控制特性，控制死區(qū)小，成功解決了控制響應(yīng)曲線的突跳和非線性問題。相比于其他方案，基于振蕩射流的同向流矢量控制降低了氣源消耗，增大了矢量偏轉(zhuǎn)角，同時提高了控制的線性度，展現(xiàn)出了較為明顯的綜合優(yōu)勢。

結(jié)束語

與目前成熟的機械推力矢量控制技術(shù)相比，要想發(fā)揮氣動推力矢量控制技術(shù)結(jié)構(gòu)簡單的潛在優(yōu)勢，避免其喉道面積難以大幅調(diào)節(jié)的劣勢，必須選擇合適的應(yīng)用場景，采用能夠滿足多維度評價指標(biāo)的技術(shù)方案，才能較快地推動包括康達附壁氣動矢量方案在內(nèi)的氣動矢量控制技術(shù)的工程應(yīng)用。目前來看，面向無舵面布局超隱身無人機的應(yīng)用平臺，采用固定型面亞聲速噴管的中小推力渦噴/渦扇發(fā)動機，用于增強飛行平臺舵效實時控制能力的氣動矢量控制技術(shù)是相對可行的工程應(yīng)用發(fā)展路線之一，康達附壁氣動矢量控制技術(shù)有望在此發(fā)展方向率先實現(xiàn)應(yīng)用突破。