【簡介：】尾噴管

　　——傳統(tǒng)的收斂/擴張噴管；新型矢量噴管；操縱機構設計
　　——發(fā)動機；尾噴管；

　　定義與概念：
　　尾噴管又稱排氣噴管、噴管或推力噴管。它是噴氣發(fā)動機中使高壓

尾噴管

　　——傳統(tǒng)的收斂/擴張噴管；新型矢量噴管；操縱機構設計
　　——發(fā)動機；尾噴管；

　　定義與概念：
　　尾噴管又稱排氣噴管、噴管或推力噴管。它是噴氣發(fā)動機中使高壓燃氣（或空氣）膨脹加速并以高速排出發(fā)動機的部件。

　　國外概況：
　　為了獲得大的推力，排氣必須具有很高的動能，這意味著具有很高的排氣速度。噴管前后的落壓比控制膨脹過程。當出口壓力等于外界壓力時，對于給定的發(fā)動機來說，就獲得了最大得的推力。

　　尾噴管的功能可以概括如下：
　　a 以最下小的總壓損失把氣流加速到很高的速度；
　　b 使出口壓力盡可能接近外界大氣壓力；
　　c 允許加力燃燒室工作不影響主發(fā)動機工作，這就需要采用可調(diào)面積噴管；
　　d 如果需要，可使渦扇發(fā)動機的核心氣流與外涵氣流混合；
　　e 如果需要，可使推力反向和/或轉向；
　　f 如果需要，可抑制噴氣噪聲和紅外輻射。

　　各種不同類型的尾噴管歸結為兩大類：一類為固定噴管，包括簡單收斂噴管和高涵道比分開排氣噴管；另一類為可調(diào)面積噴管，包括引射噴管、收斂-擴張噴管、塞式噴管以及各種不同類型的非軸對稱噴管。
　　尾噴管類型的選擇主要是根據(jù)發(fā)動機、飛機和任務的綜合要求以及適當?shù)臋嗪夥治鰶Q定。
　　對尾噴管的研究主要集中在噴管的內(nèi)特性和氣動載荷兩方面。在噴管的內(nèi)特性方面所考慮的是噴管的推力系數(shù)和流量系數(shù)隨噴管的流動損失、漏氣量、冷卻空氣損失和氣流分離損失的變化，供發(fā)動機性能計算用。在氣動載荷研究方面，要估算作用在主噴管、副噴管調(diào)節(jié)和外魚鱗片上的氣動載荷，用于零件結構強度設計和作動系統(tǒng)設計。
　　在噴氣發(fā)動機發(fā)展的初期，飛機大多是亞音速或低超音速的，此時一般采用固定的簡單收斂噴管。70年代，高涵道比渦扇發(fā)動機采用了分開排氣噴管。在早期的超音超音速飛機的渦噴發(fā)動機上采用引射噴管,允許不同流量的外部空氣進入噴管,用以冷卻,又使進氣道與發(fā)動機流量匹配更好,底部阻力減小.隨著飛行速度的提高，渦扇發(fā)動機裝備了加力燃燒室，噴管落壓比增大，研制出喉部和出口面積都可調(diào)的收斂-擴張噴管。這種噴管保證了加力燃燒室工作不影響主發(fā)動機工作，且在寬廣的飛行范圍內(nèi)保持發(fā)動機性能最佳。普&惠公司F100加力式渦扇發(fā)動機上采用的平衡梁式收斂-擴張噴管是這類噴管的代表，它的主噴管調(diào)節(jié)魚鱗片上的轉軸由前端移到中部，在調(diào)節(jié)過程中可始終利用作用在魚鱗片上的氣動力平衡,從而減輕操縱魚鱗片的作動系統(tǒng)的重量。
　　為實現(xiàn)垂直起落動力裝置,從50年代開始研究轉向噴管，它可以向下旋轉90°或更多，以提供垂直升力或反推力。采用轉向噴管的飛馬發(fā)動機于1968年裝在鷂式飛機上投入使用。
　　從70年代開始，國外開始大力研究利用推力矢量控制技術來提高戰(zhàn)斗機機動性。所謂推力矢量控制是指通過改變發(fā)動機尾噴流的方向,提供俯仰、偏航和橫滾力矩以及反推力，用于補充或取代常規(guī)由飛機氣動力面產(chǎn)生的氣動力進行飛行控制。
　　在70年代進行的研究工作的基礎上，美國在80年代進行了帶矢量噴管的發(fā)動機地面試驗和飛機的飛行試驗。首先，通用電氣公司和普&惠公司進行了帶俯仰推力矢量和反推力功能的二元噴管試驗。后來，這兩家公司在二元矢量噴管的經(jīng)驗基礎上，根據(jù)各自的F110和F100發(fā)動機的特點研制了具有俯仰和偏航推力矢量能力的軸對稱推力矢量噴管AVEN和P/YBBN并進行了試驗。試驗結果表明，噴管可以在360°范圍內(nèi)偏轉±20°，偏轉角速度達到60°-120°/s。
　　在成功地進行帶矢量噴管的發(fā)動機的地面試驗以后，為研究大迎角下過失速狀態(tài)飛行特性和推力矢量飛機綜合飛行/推進控制律，驗證矢量噴管技術，評估推力矢量技術對飛機性能和作戰(zhàn)效能的影響,從80年代開始美國和德國實施了多項飛行試驗計劃,如F-15 短距起落/機動性技術驗證機(STOL/MTD)、F-18 大迎角氣動特性驗證機(HARV)、X-31 增強戰(zhàn)斗機機動性驗證機（EFMD）、F-16 多軸推力矢量驗證機(MATV)和F-15 綜合飛行器先進控制技術(ACTIVE)計劃等。
　　俄羅斯從1980年開始研究推力矢量技術。1985年開始進行二元和軸對稱矢量噴管的研制工作，并在蘇-27上進行了飛行試驗。經(jīng)比較后認為，軸對稱矢量噴管較有前途，于是，便集中力量發(fā)展軸對稱矢量噴管。
　　從90年代開始，美國進行裝二元矢量噴管的F119發(fā)動機的工程研制，并于1997年9月裝在F-22原型機上進行了首飛。F-22將于2004年左右具備初步作戰(zhàn)能力。由于原來試驗的二元噴管在設計時沒有更多考慮阻力、效率、重量、可靠性、維修性和成本，不適于生產(chǎn)型發(fā)動機。因此，取消了反推力能力。
　　俄羅斯在90年代在AL31的基礎上改裝軸對稱矢量噴管，編號為AL31-FU,并進行了一系列地面和飛行試驗 。在1996年和1997年，裝這種發(fā)動機的蘇-37戰(zhàn)斗機分別在英國范堡羅和法國巴黎航展上作了精彩的飛行表演。據(jù)估計，蘇-37戰(zhàn)斗機可能成為世界上第一種實用的軸對稱推力矢量戰(zhàn)斗機。
　　目前，美、俄的推力矢量飛機已接近實用階段。西歐、日本和印度也制定了重大的飛機推力技術研究和發(fā)展計劃，預計在下世紀初可進行飛行試驗。

　　關鍵技術：
　　飛機推力矢量技術涉及推進、氣動、控制和飛機總體設計等多個學科和專業(yè)，現(xiàn)分述各個領域的關鍵技術。

　　1、推進
　　高效、輕重量、低成本矢量噴管的研制無疑是飛機推力矢量技術的核心和最大技術難點，關鍵技術有：
　　a 矢量噴管的方案和內(nèi)流特性研究；
　　b 矢量噴管結構設計、冷卻和封嚴、運動機構和控制系統(tǒng)；
　　c 矢量噴管與發(fā)動機匹配研究，包括推力矢量對進氣道和風扇性能的影響和對發(fā)動機結構受力的影響；
　　d 矢量噴管地面整機試驗和測試技術研究；
　　e 與矢量噴管相關的工藝和材料研究。

　　2、氣動
　　a 矢量噴流與飛機繞流相互干擾研究；
　　b 矢量噴流引起的超環(huán)量氣動效應研究；
　　c 大迎角進氣道流場研究；
　　d 反向噴流的干擾效應研究；
　　e 矢量噴流氣動力實驗方法和技術研究。

　　3、飛行/推進綜合控制
　　a 推力矢量和氣動舵面同時參與操縱時的飛機氣動特性匹配和操縱性研究；
　　b 新的飛行狀態(tài)和姿態(tài)下的飛行品質(zhì)評定準則研究；
　　c 特大迎角下飛行控制律研究；
　　d 矢量噴管偏轉的動態(tài)特性研究；
　　e 可靠性和余度設計；
　　f 飛控和推進控制的綜合設計。

　　4、飛機總體設計
　　a 大迎角全機氣動特性研究；
　　b 矢量噴管與后機體匹配研究；
　　c 推力矢量飛機總體布局研究；
　　d 推力矢量飛機的全機地面仿真試驗和飛行試驗技術研究；
　　e 推力矢量飛機戰(zhàn)術和戰(zhàn)效研究。

　　應用與影響：
　　噴管對于發(fā)動機性能和重量有很大的影響,而且隨著飛行速度的提高其影響更大.推力矢量噴管的出現(xiàn)使垂直起落飛機和超機動性飛機成為可能。這里重點說明矢量噴管對戰(zhàn)斗機性能、作戰(zhàn)效能和壽命期費用的影響。

　　1、 實現(xiàn)大迎角過失速機動，突破失速障
　　利用氣動舵面進行操縱的常規(guī)飛機在迎角超過20-30°時已經(jīng)無法穩(wěn)態(tài)控制。而試驗證明，推力矢量飛機能在迎角大于70°時實現(xiàn)可控飛行，從而可以實施一系列有實戰(zhàn)意義的過失速機動動作，如赫布斯特機動、榔頭機動、大迎角機頭快速轉向和大迎角側滑倒轉機動等。能做這種機動的飛機在交戰(zhàn)時便于占據(jù)有利位置。

　　2、改善飛機性能、機動性和敏捷性
　　由于推力矢量引起的噴氣升力和超環(huán)量誘導升力，使誘導阻力降低，可以使飛機油耗降低，航程延長。推力矢量使誘導升力系數(shù)增大，從而改善飛機盤旋性能。以下列出F-15 STOL/MTD與常規(guī)F-15C的性能對比。
　　最大升力系數(shù)值 +78%
　　空中減速性 +72%
　　著陸滑跑距離 -72%
　　橫滾率（M1.4/H12200m） +53%
　　爬升率（M0.3/H6100m） +37%
　　起飛滑跑距離 -29%
　　加速性（M1.4/H12200m） +30%
　　巡航距離 +13%

　　3、縮短起落滑跑距離
　　F-15 STOL/MTD多次試驗證明：其起飛滑跑距離比常規(guī)F-15縮短38%，僅為244m；著陸滑跑距離縮短63%，在干跑道上為416m，濕跑道上為855m，而常規(guī)F-15在濕跑道上為2285m。

　　4、提高隱身能力
　　采用二元矢量噴管可減小紅外信號特征和雷達橫截面。推力矢量參與飛行控制，可減小安定面和舵面面積，可進一步減小雷達橫截面。

　　5、提高空戰(zhàn)效能
　　由于推力矢量飛機具有過失速能力并提高了機動性，因而在空戰(zhàn)中能隨時處于有利位置，提高了空戰(zhàn)效能。根據(jù)法國航空和航天研究院的一對一近距空戰(zhàn)數(shù)值模擬結果，僅具有俯仰推力矢量的戰(zhàn)斗機對常規(guī)戰(zhàn)斗機的空戰(zhàn)交換比在中空中速為1：3.55，在低空低速為1：8.10。具有俯仰/偏航推力矢量能力的X-31與常規(guī)F/A-18的一對一空戰(zhàn)交換比為1：9.6-32，而如果X-31無推力矢量能力，則空戰(zhàn)交換比為2.4：1。

　　6、全推力矢量飛機的實現(xiàn)將取消所有氣動操縱舵面，導致設計無尾飛機
　　這樣，將不僅改善飛機的過失速能力和機動性，提高空戰(zhàn)效能，而且還將大大減小飛機尺寸阻力和重量，進一步增強隱身能力，提高飛機性能，降低制造成本和壽命期成本