特殊用途喷管设计方法与应用

第1章 喷管的概念及参数定义 1.1 喷管的功能及布局形式 1.1.1 喷管的功能 喷管作为航空发动机的一个重要部件，其主要功能是将涡轮后的高温、高压燃气膨胀加速并排出机体，从而产生发动机的推力；通过调节喷管喉道面积来改变涡轮和喷管中燃气膨胀比的分配，以改变压气机和涡轮的共同工作点，实现对发动机工作状态的控制，从而改变发动机的推力、耗油率，改善发动机的起动性能及接通、切断加力时尽量少影响发动机的工作（廉筱纯，2005）。随着航空技术的发展和未来空战特点的变化，喷管的功能已经扩展，如提供推力矢量，在飞机低速和大迎角飞行时，补充或替代气动舵面，实现过失速机动，从而减少气动舵面的质量、阻力及雷达散射面积，同时缩短飞机的起飞和着陆距离；它还可以控制喷管的红外辐射特征信号、雷达散射面积和喷管噪声，改善飞机的红外隐身、雷达隐身和声隐身能力，从而提高其生存能力（高彦玺等，1995）。因此，对航空发动机的喷管提出的基本要求是： 内部损失和外部阻力小；红外辐射水平低和有效散射面积小；起飞、降落和战斗机动(对机动飞机)条件下能控制推力矢量；噪声低（允许水平）（崔响等，2018；刘大响，2002）。 喷管性能对发动机推力和耗油率影响较大，无论在超声速飞行状态还是在亚声速巡航状态下，喷管效率下降1%，发动机的净推力下降都大于1%（刘大响，2002）。因此喷管设计应力求获得尽可能高的喷管性能，并对喷管的质量、结构复杂性、可靠性、维修性及成本予以综合考虑。好的喷管要考虑其设计外形、所安装的飞机类型、在发动机上的位置和自身性能参数等多方面因素，既不增加发动机的外部阻力，又可以为飞机提供一定的轴向推力。所以应该做到以下几个方面： 流动损失小、尽可能完全膨胀、排气方向尽可能沿所希望的方向、截面几何尺寸可调及噪声低。此外，喷管的发展还应在以下几个性能方面有所提升： 实现大迎角过失速机动，突破失速障；改善飞机性能、机动性和敏捷性；缩短起落滑跑距离；提高隐身能力。 1.1.2 喷管的布局形式 尾喷管种类繁多，其选择要在全面分析飞机的用途、主要飞行状态、发动机的循环参数及其在飞机上的安装位置来决定。根据流道的特点分为收敛喷管和收敛扩张喷管；根据喷口面积的变化与否分为喷口面积可调和不可调；根据流道横截面形状可分为轴对称型和非轴对称型；根据推力方向可分为常规推力型、推力转向型、反推力型和推力矢量型等。下面简单介绍几种常见的喷管类型（崔响等，2018；刘大响，2002）。 （1） 不可调节的收敛型喷管（固定喷口面积的亚声速尾喷管）： 收敛喷管的流道面积沿流向逐渐缩小，喷管出口*大气流速度为马赫数1。这种喷管结构简单、质量小、工作可靠、调节方便、便于拆卸，常为亚声速飞机、短时间超声速和低超声速飞机用的不带加力燃烧室的涡喷发动机，以及涡轮后燃气焓降较小的涡桨和涡扇发动机采用。 （2） 可调节的收敛型喷管： 能使发动机在各种工况下都获得良好的性能，带加力的发动机必须采用可调节的喷管，保证在加力状态下相应地加大喷口。有的发动机通过改变喷口面积来改变工况。可调式收敛喷管的流道由固定的管道、可调节的鱼鳞片及调节鱼鳞片开度的作动筒系统组成，适用于要求喷管出口面积有较大变化的带加力燃烧室的发动机。其主要类型有： 多鱼鳞片式、双鱼鳞片式、移动尾椎体式、气动调节式。 （3） 可调节的收敛扩张型喷管： 收敛扩张型喷管简称收扩喷管，是超声速喷管的一种，其流道面积先缩小后扩大。这种喷管由收敛型转为扩张型处的流通面积*小，称为“喉道”。超声速飞机用的带加力燃烧室的燃气涡轮发动机，一般都采用收敛扩张型喷管，其喉道和出口面积均是可调的。 1.2 典型的特殊用途喷管 随着航空发动机循环参数的不断提高，以及对航空发动机所提出的任务适应性不断增加，常规的收敛、收扩喷管已经不能满足任务适应性或高循环参数的需要，例如，针对第四代战斗机所应具备的超隐身、高机动性等具体要求，采用常规喷管的航空发动机将无法满足任务要求，必须采用类似S弯喷管（艾俊强等，2017）、推力矢量喷管等类型的喷管（崔响等，2018）；针对短距起降战斗机所应具备的垂直起飞、垂直降落的特殊要求，具有90°推力矢量的三轴承偏转喷管则成为**技术（王占学等，2014）；针对高空高速战斗机，其喷管落压比显著增大，从减少喷管结构质量等角度，需要采用单边膨胀喷管（刘爱华，2007）等等。正是随着航空发动机多任务适应性等要求的不断变化，特殊用途喷管越来越得到重视，以下介绍几种典型的特殊用途喷管。 1.2.1 S弯喷管 低可探测性是未来军用飞机应具备的*主要特征之一（甘杰等，2016；宋新波等，2012），在飞机的可被探测信号特征中，发动机尾喷管是*强的红外辐射源和主要的雷达反射源，因此，降低尾喷管的红外辐射强度和雷达反射信号可显著降低战机的可探测信号特征，增强战机的隐身能力（艾俊强等，2017）。 喷管的红外辐射来自喷管可被探测到的热壁面（包括涡轮出口面、加力筒体以及喷管壁面）和经喷管排出的热喷流。喷管对于雷达波的反射取决于喷管腔体的空洞反射和涡轮叶片的正面回波。针对喷管的辐射特征，S弯喷管具备明显的低可探测优势而受到广泛的关注： ① S弯喷管的S形弯曲型面可对发动机内部高温部件进行有效的遮挡，显著降低喷管热壁面的红外辐射强度；② 非轴对称的喷管出口形式可强化热喷流与外界大气的掺混，缩短热喷流的高温核心区长度，大幅降低喷管热喷流的红外辐射强度；③ S弯流道亦能避免旋转的涡轮叶片和加力燃烧室火焰稳定器直接暴露在电磁波面前，并增加入射的电磁波在S弯通道内的反射次数，减弱反射波的能量，明显缩减喷管的雷达信号特征。因此，S弯喷管技术已被作为隐身战机的关键性技术之一（孙啸林，2018；Gridley et al.， 1996）。 S弯喷管的低可探测优势使其得到国内外研究机构的高度重视，特别是以美国为代表的航空技术先进的国家都已将S弯喷管作为降低隐身战机可探测信号的重要部件，美国的F117A“夜鹰”战斗机、B2“幽灵”隐身轰炸机、X47B无人作战飞机（Perry， 2011），瑞典的“Eikon”无人机，法国的“神经元”无人机以及英国的“雷神”无人机均装备了S弯喷管，如图1-1~图1-4所示（邢银玲等，2014；徐顶国等，2012；Johansson， 2006；查理，2002；温羡峤，2001）。鉴于美国的第六代战机对于超强隐身性能的需求，以及S弯喷管技术在隐身轰炸机和隐身无人机上的成熟应用，美国将S弯喷管技术列为其下一代战机动力系统的关键技术之一。图1-5给出了ADVENT计划所提出的双外涵变循环发动机结构，除常规的内/外涵气流外，还增加了第三股冷气流用于提高功率、更好的热管理、降低安装阻力并提高进气道总压恢复系数。同时，冷却空气还能够与尾喷流掺混以降低排气系统的温度和红外信号特征。后部尾喷管为三涵道的S弯喷管构型，目的是遮挡涡轮部件以减小雷达反射和红外辐射，从而实现战机的超强隐身（Simmons， 2009）。 图1-1 B2隐身战略轰炸机发动机安装简图（温羡峤，2001） 图1-2 “Eikon”无人机以及S形进气道与S弯喷管（Johansson， 2006） 图1-3 “神经元”无人机（邢银玲等，2014） 图1-4 “雷神”无人机（徐顶国等，2012） 图1-5 双外涵变循环发动机结构（Simmons， 2009） 1.2.2 三轴承偏转喷管 短距/垂直起降（short/vertical takeoff and landing， S/VTOL）飞机兼具直升机与传统战斗机的优势，飞机通过推进系统产生的升力实现短距/垂直起降，S/VTOL飞机用推进系统一直是各航空发达国家研究的重点，是未来轻型航空母舰和两栖攻击舰上主要战斗力量（刘帅，2016;索德军等，2014）。现代S/VTOL飞机用推进系统的构型设计都是基于推力转向概念展开的，可概括为： 一体式推进系统、组合型推进系统及复合型推进系统，它们的代表机型分别为“鹞”式战斗机、Yak-141战斗机及F35B战斗机（索德军等，2014；Anderson， 1983）。英国的“鹞”式战斗机是实用型S/VTOL战斗机的先行者。“鹞”式系列战斗机成功的关键是采用了“飞马”推力矢量发动机。“飞马”发动机通过矢量喷管实现升力与推力之间的互相转化，升力与推力由同一台发动机产生。“飞马”发动机（图1-6）为涵道比约为1.4的双转子涡扇发动机，空气从飞机两侧的进气道流入发动机，经过风扇增压后，约58％的空气（此时的空气温度在150℃左右）流入外涵道，由分布在发动机两侧的前外涵喷管排出，产生一部分升力；剩余的空气进入发动机核心机，由分布在发动机后方两侧的喷管排出（燃气温度约670℃），产生与前方喷管升力相互平衡的另一部分升力。发动机前、后喷管出口采用百叶窗式导流叶片设计以减弱气流在喷管内壁面的分离程度，使喷管出口气流更均匀，从而增大了喷管的推力系数，发动机模态转换时，前后喷管通过传动系统实现同步转动以保证飞机的平衡。飞行试验表明，这种推进系统构型增大了飞机的质量，降低了飞机的飞行性能，对升力发动机的推重比要求较高，模态转换过程中，升力发动机与巡航发动机之间的工作转换增大了飞机的控制难度（Hooker， 1981； Frost et al.， 1965）。 图1-6 “飞马”发动机结构图（Hooker， 1981； Frost et al.， 1965） Yak-141动力装置为一台可产生103kN的升力及152kN的推力的装配矢量喷管的R79升力/巡航发动机和纵列装在座舱后的两台单台升力为41kN的RD41升力发动机（图1-7）。Yak-141仅能实现垂直起降，不能实现短距起降，飞机垂直起降时，巡航发动机喷管向下转动至与地面垂直位置，与升力发动机共同产生升力，飞机平飞时升力发动机不工作。但垂直起降过程中，R-79的加力燃烧室出口与地面距离过近，出现了严重的地面烧蚀问题，此外，进气道容易吸入升力发动机排出的高温高压燃气，影响了升力/巡航发动机的正常工作，为解决进气道