噴管在飛發一體化設計中的作用

林鵬 汪東

摘 要： 隨著飛發一體化設計技術的發展， 飛機和發動機由相互獨立逐步走向相互融合， 噴管作為飛發一體化設計的重要部件， 作用也變得更加重要。 本文主要分析了噴管在不同飛發一體化設計技術發展階段所發揮的作用， 介紹了不同發展階段噴管設計應著重考慮的問題。 研究表明： 在飛發獨立設計階段， 噴管作為發動機的部件幾乎不對飛機設計產生影響; 在飛發聯合設計階段， 噴管在飛發一體化設計中的作用明顯增加， 需考慮內外流一體化設計問題; 在飛發綜合設計階段， 推力矢量技術和隱身技術的應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; 進入飛發融合設計階段后， 不論是下一代戰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， 將飛機和發動機融為一體。

關鍵詞：噴管; 飛發一體化; 內外流; 推力矢量; 隱身; 飛機; 航空發動機

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

0 引? 言

航空發動機是飛機的動力來源， 飛發一體化設計是在既有條件下獲得最佳飛機性能的重要手段。 飛發一體化技術是繼翼身融合技術、 氣動隱身綜合技術之后未來作戰飛機研制的核心技術[1-3]。 其內涵是在飛機的戰術技術指標要求與約束條件下， 尋找最優的飛發整體布局、 使用控制模態和能源利用方式， 以便在整個飛行包線內獲得高效的內外流氣動特性以及良好的飛行性能和飛行品質， 滿足不同飛行階段飛機推力及能源需求。 飛發一體化技術的難點主要表現為內外流緊耦合問題、 結構綜合減重設計問題、 高精度自適應控制問題、 能源生產與熱管理問題、 隱身一體化問題和性能一體化問題。

噴管是航空發動機的重要組成部分， 其作用是將燃氣以一定的速度和要求的方向排入大氣， 提供所需的推力。 噴管的貢獻和作用更清晰地反映在性能上， 在飛行馬赫數5～6的高超飛機上噴管對推力的影響高達70%[4-5]。 噴管喉道面積的調整可以改變燃氣在渦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， 實現對整個發動機工作狀態的控制。 現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。 噴管的設計還應考慮減小紅外輻射、 噪聲和雷達信號反射強度等。 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。 在飛發一體化設計中， 噴管設計處于極其重要位置。 以美國F100發動機為例， 裝機一體化共列有10多個問題， 其中屬于噴管的就有3個。 國內外統計數據表明： 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。

從噴氣戰斗機出現至今， 飛發一體化設計經歷了飛發獨立設計、 飛發聯合設計、 飛發綜合設計和飛發融合設計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， 飛機和發動機獨立設計， 發動機采用不可調節的收斂噴管。 噴管作為發動機部件， 與飛機幾乎無聯系， 在飛發一體化設計中的作用處于空白狀態。 進入到以米格-21和F-4為代表的第二代飛機時代， 飛發一體化設計進入初步聯合設計階段， 發動機采用可調節的收斂噴管。 噴管內壁面作為發動機內流路

的重要組成部分， 外壁面成為飛機后機身的一部分， 其設計應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動機， 發動機選用的噴管均為可調節收擴噴管， 飛發一體化設計進入聯合設計階段。 在飛發聯合設計階段， 噴管設計應考慮發動機狀態動態調節、 飛發氣動匹配、 飛發連接和熱影響等多種技術問題。 進入到四代機時代， 飛發一體化設計進入綜合設計階段， 呈現出邊界局部融合的特征。 在飛發一體化設計中首次出現飛發隱身、 氣動綜合設計和推力矢量應用等嶄新場景， 噴管在飛發一體化設計中的作用也更加突出。 四代飛機的典型技術特征是“4S”， 其中的超機動性和隱身均與噴管關系密切， 噴管提供的矢量推力能力和綜合隱身措施是實現上述技術特征的重要手段。 未來作戰飛機能力的發展趨勢是大空域、 寬速域、 高隱身、 高機動和高能量， 飛機和發動機設計呈現無界面融合特征， 飛發一體化設計進入融合設計階段。 對于下一代戰斗機， 噴管在飛發一體化設計中應在更大的推力矢量使用包線和更高的隱身能力方面發揮作用， 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動機的關鍵部件， 在寬速域氣動性能、 大載荷運動機構和超高溫熱防護等方面作用突出。 本文從飛發獨立設計、 飛發聯合設計、 飛發綜合設計和飛發融合設計4個階段探析噴管在飛發一體化設計中的作用， 如圖2所示。

1 飛發獨立設計階段

第一代噴氣式飛機面世于20世紀50年代， 采用的發動機均為不加力渦輪發動機， 其噴管均為簡單收斂不可調節結構。 配裝米格-15飛機的VK-1發動機結構如圖3所示， 圖中數字22位置即為收斂噴管。 圖4為該型噴管裝機狀態， 噴管與飛機機身無機械連接， 此時噴管完全作為發動機的部件。 在飛發階段噴管作為發動機渦輪后的節流部件存在， 燃氣通過噴管加速排出產生推力。 由于噴管與飛機相互獨立， 且噴管設計技術本身尚處于萌芽階段， 此階段幾乎不存在飛發一體化設計。

2 飛發聯合設計階段

2.1 技術要求

第二代飛機采用了可調收斂噴管或引射噴管，? 與飛機間存在更多的氣動匹配、 操縱連接和安裝結構接口， 使噴管成為飛發聯合設計中的重要組成部分。? 可調噴管通

過喉部面積調節實現對發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生影響。 飛發聯合設計階段噴管部件的外形面是飛機后體的組成部分， 承擔著尾部整流、 飛發搭接補償和發動機艙排氣等功能。 因此， 在飛發聯合設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滿足發動機動態工作的需要; 二是滿足飛發搭接和低外阻的噴管外罩。

2.2 應對措施

噴管喉部面積的無極調節通過液壓作動系統驅動的連桿機構和魚鱗調節片系統實現， 不同發動機采用的結構形式有較大差異， 但其基本原理一致。 當發動機處于非加力狀態工作時， 噴管喉面積處于較小狀態， 通過動態調節獲得相對固定的渦輪膨脹比。 當發動機處于加力狀態工作時， 由于燃氣總溫急劇升高、 燃氣流量略有增加。 為維持渦輪膨脹比不變， 需將噴管喉道面積調整到較大位置。 發動機工作的性能提升促進了飛機性能的提升， 在飛發聯合設計階段飛機的最大飛行馬赫數超過了2， 部分飛機甚至可以達到3。

噴管的外罩一般由與飛機連接的彈性片和隨噴管調節運動的外調節片組成， 如圖5所示。 彈性片一端與噴管連接， 另一端與機尾罩搭接。 外調節片通過可調結構與噴管運動機構連接， 隨噴管的收放運動而進行收放調節。 收擴噴管外調節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節片的長度和收擴噴管的出口面積。 船尾角過大會產生較大的阻力， 若發生流動分離會使阻力明顯增加。 在噴管一般工作范圍內， 外調節片船尾角應控制在0°～17°[6]。 船尾角和外流馬赫數對后體阻力的影響關系如圖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的上升而顯著變大。 徐嘉等[8]開展了戰斗機后體流場數值模擬和減阻優化設計， 獲得了優化設計的后體外形曲率變化規律。

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

發動機艙通風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節片的開縫流出， 其主要作用是冷卻發動機艙機身結構和艙內附件， 以及改善引射噴管的性能等。 文獻[9-10]對噴管外壁面和發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 飛發綜合設計階段

3.1 技術要求

飛發綜合設計階段， 噴管在飛發一體化設計中的重要性得到提升， 在第四代飛機的設計中， 推力矢量技術和隱身技術均與噴管密切相關。 推力矢量技術提高了飛機的操縱性能， 隱身技術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。 矢量噴管的應用對外調節片和彈性片設計均提出了更高的要求， 外調節片需在不同的矢量狀態實現閉合和穩定工作， 彈性片需在不同的矢量狀態確保發動機與飛機的有效連接。 為滿足第四代飛機的隱身設計要求， 外調節片和彈性片應完全閉合， 這與發動機艙冷卻引氣形成了明顯的矛盾。 為實現更好的隱身能力， 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 應對措施

二元矢量噴管具有運動機構相對簡單、 更易于實現隱身設計的優點， 但也存在內流道濕面積更大， 需要更多的冷卻空氣、 結構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。 該項技術應用在F-22飛機配裝的F119發動機上， 是唯一一款現役的二元矢量噴管。 軸對稱矢量噴管具有全向矢量偏轉能力， 結構重量較輕， 但不利于實施隱身措施。 美國普惠公司以F100發動機的平衡梁噴管為基礎研制了俯仰/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80年代中期以F110發動機噴管為基礎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。 俄羅斯留里卡設計局在АЛ-31Ф發動機噴管前端增加一個轉向裝置， 通過轉向裝置實現矢量偏轉， 1989年裝有該噴管的飛機首飛。 該型噴管應用在蘇-35飛機配裝的АЛ-41Ф發動機上， 如圖7所示。 歐洲國家也在EJ200發動機上開展了軸對稱矢量噴管研究工作。 與常規收擴噴管相比較， 矢量噴管一般矢量偏角可達±20°， 需要復雜的運動機構確保在全部矢量偏轉狀態保持密封且不會發生相互干涉[11-12]。 彈性片的連接方式也與常規噴管有較大差別， 與發動機連接的一側需固定在矢量調節機構上并隨機構一同運動， 使其設計難度顯著提高。

矢量噴管在工作過程中產生的側向力通過發動機安裝結構傳遞到機身， 由于結構強度等方面的限制， 矢量噴管并不能在整個飛機飛行包線內全狀態使用。 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使用， 在低空、 大馬赫數狀態是禁止使用的。

隱身性能是飛發綜合設計階段飛機的主要特點， 包括雷達隱身和紅外隱身兩個方面。 噴管位于飛機/發動機的尾部， 是重要的雷達散射源和紅外輻射源， 是飛/發隱身設計重要的一環。 噴管常采用的雷達隱身技術包括遮擋雷達散射源、 邊緣和縫隙修形和在表面涂覆雷達波吸收材料。 常采用的紅外隱身技術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隱身和紅外隱身技術可知， 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提高其雷達隱身能力， 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 飛發融合設計階段

4.1 技術要求

未來作戰飛機能力的發展趨勢是大空域、 寬速域、 高隱身、 高機動和高能量， 噴管與飛機的結合更加緊密， 發揮的作用也更加突出。 為實現更好的隱身性能， 噴管應實現對發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合， 其大部分結構將作為飛機構件出現。 在飛發融合設計階段， 飛機對噴管的要求較飛發綜合設計階段有了明顯的提高， 針對高超飛機主要體現在寬速域范圍內均獲得較高的推力性能， 且具有較高的隱身能力。

4.2 應對措施

高超聲速飛機（圖9）是下一代飛機的一個重要發展方向。 高超聲速飛機一般以超過馬赫數5進行飛行， 現有戰斗機和常規導彈系統無法對其形成威脅， 是一種具有戰略性作用的系統， 具有重大的軍事和經濟意義。 對于采用乘波體構型的高超聲速飛機， 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， 飛行過程中內外流參數變化劇烈， 噴管作為產生推力的主要部件需滿足全部工況的設計要求， 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。 為應對單邊膨脹噴管寬速域工作的難點和對飛機產生的額外俯仰力矩問題， 需開展單邊膨脹噴管氣動、 結構和控制等一體化設計技術研究， 使噴管與飛機和發動機真正的融為一體。

高超聲速飛機噴管一體化設計問題主要包括內外流一體化、 結構一體化和熱管理一體化三個方面的內容。 對于內外流一體化問題， 首先要研究的是高超聲速飛機噴管設計方法問題。 高超飛機噴管的設計方法主要有最大推力噴管的設計方法和非對稱最短長度噴管（MLN）設計方法。 由于采用理想型面的噴管長度無法在工程上應用， 有研究者提出了截短理想噴管和線性縮短理想噴管的設計方法， 主要有膨脹程度可控的噴管型線設計方法、 給定壁面壓力分布的SERN反設計方法和基于流線追蹤技術的三維非對稱噴管設計方法等[16-17]。 高超聲速飛機為實現大空域、 寬速域飛行， 一般采用雙模態沖壓發動機作為高超聲速飛行時的動力。 雙模態超燃沖壓發動機可以將工作飛行馬赫數下限降低至3，發動機在飛行馬赫數在3～5時以亞燃沖壓模態工作， 在馬赫數大于5時以超燃模態工作。 一般來說， 雙模態沖壓發動機構型共分兩種， 應用的范圍也有所不同。 一種是發動機采用可變幾何結構， 其流道構型可隨飛行狀態進行變化調整， 結構復雜， 可以適應大飛行馬赫數范圍內工作的需要; 另一種雙模態沖壓發動機采用固定幾何構型， 其工作狀態的變化主要通過調節加熱規律來實現， 其結構簡單， 飛行馬赫數范圍有限[18]。 為實現雙模態沖壓發動機的高效工作， 噴管作為高超聲速飛機動力系統的主要調節部件之一， 應發揮更大作用。 由于高超聲速飛機噴管需在極高的燃氣溫度和較高的噴管膨脹比條件下工作， 并實現與飛機、 發動機工作狀態相匹配的功能調節， 噴管與飛機的結構一體化設計技術成為實現此功能的關鍵。 在高超聲速飛行中， 氣動加熱與飛行速度的立方成正比。 當飛行速度達到馬赫數6時， 駐點氣流溫度超過1 800 K。 高溫空氣經燃燒室加熱后到達噴管入口時， 燃氣溫度高達2 500～3 000 K， 且燃氣流沖刷作用顯著、 呈現氧化特性， 對噴管的熱防護系統提出了極高的要求[19]。 由于進氣溫度過高， 常規吸氣發動機采用的氣膜冷卻技術不適用于高超聲速飛機噴管。 其次， 采用沖壓發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路線。 先進陶瓷基復合材料制備技術和輕質隔熱技術及防熱材料技術的發展， 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為代表的陶瓷基復合材料輕質、 耐高溫且制備技術日益成熟， 代表了未來熱防護技術的發展方向。 法國、 美國等多種陶瓷基復合材料飛行器、 進氣道、 燃燒室和噴管熱防護結構已通過地面考核試驗， 正在研制帶有主動冷卻的C/SiC熱防護結構。 目前， 尋找可實現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? 論

噴管在飛發一體化設計技術的重要性隨著飛機設計技術的發展而逐步提高。 在飛發聯合設計階段， 噴管在飛發一體化設計中的作用主要是接口匹配和參數匹配。 在飛發綜合設計階段， 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鍵組成部分。 未來的飛發融合設計階段， 噴管逐漸由發動機的部件轉變為飛機/發動機的共用部件， 其在高隱身、 高機動的下一代飛機中作用將更加突出。 在高超聲速飛機設計中， 噴管應著重開展內外流一體化、 結構一體化和熱管理一體化等方面技術的研究工作。 高超聲速飛機噴管的各項關鍵技術的研究重點主要是：

（1） 內外流一體化設計應著重考慮寬速域范圍內噴管的綜合性能。 當飛行馬赫數小于3時渦輪發動機產生推力， 沖壓發動機處于關閉狀態， 應避免出現大的流動分離導致的噴管性能下降。 當飛行馬赫數處于3～5之間時， 亞燃沖壓發動機產生推力， 此時應關注動力切換引起的推力突變問題。 當飛行馬赫數大于5時， 超燃沖壓發動機產生推力， 噴管可用膨脹比較高， 應降低燃氣膨脹不完全產生的推力損失。

（2） 結構一體化設計應重點開展噴管調節機構在高溫、 高壓條件下的運動問題及噴管熱端結構與機身結構之間由于溫差引起的變形不協調問題。

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

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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