【簡(jiǎn)介：】尾噴管

　　——傳統(tǒng)的收斂/擴(kuò)張噴管；新型矢量噴管；操縱機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)
　　——發(fā)動(dòng)機(jī)；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(dòng)機(jī)中使高壓

尾噴管

　　——傳統(tǒng)的收斂/擴(kuò)張噴管；新型矢量噴管；操縱機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)
　　——發(fā)動(dòng)機(jī)；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(dòng)機(jī)中使高壓燃?xì)猓ɑ蚩諝猓┡蛎浖铀俨⒁愿咚倥懦霭l(fā)動(dòng)機(jī)的部件。

　　國(guó)外概況：
　　為了獲得大的推力，排氣必須具有很高的動(dòng)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(guò)程。當(dāng)出口壓力等于外界壓力時(shí)，對(duì)于給定的發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)說(shuō)，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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(zhuǎn)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(jié)為兩大類：一類為固定噴管，包括簡(jiǎn)單收斂噴管和高涵道比分開(kāi)排氣噴管；另一類為可調(diào)面積噴管，包括引射噴管、收斂-擴(kuò)張噴管、塞式噴管以及各種不同類型的非軸對(duì)稱噴管。
　　尾噴管類型的選擇主要是根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)、飛機(jī)和任務(wù)的綜合要求以及適當(dāng)?shù)臋?quán)衡分析決定。
　　對(duì)尾噴管的研究主要集中在噴管的內(nèi)特性和氣動(dòng)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(dòng)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(dòng)機(jī)性能計(jì)算用。在氣動(dòng)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(dòng)載荷，用于零件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)和作動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。
　　在噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展的初期，飛機(jī)大多是亞音速或低超音速的，此時(shí)一般采用固定的簡(jiǎn)單收斂噴管。70年代，高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)采用了分開(kāi)排氣噴管。在早期的超音超音速飛機(jī)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)上采用引射噴管,允許不同流量的外部空氣進(jìn)入噴管,用以冷卻,又使進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(kuò)張噴管。這種噴管保證了加力燃燒室工作不影響主發(fā)動(dòng)機(jī)工作，且在寬廣的飛行范圍內(nèi)保持發(fā)動(dòng)機(jī)性能最佳。普&惠公司F100加力式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)上采用的平衡梁式收斂-擴(kuò)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(zhuǎn)軸由前端移到中部，在調(diào)節(jié)過(guò)程中可始終利用作用在魚鱗片上的氣動(dòng)力平衡,從而減輕操縱魚鱗片的作動(dòng)系統(tǒng)的重量。
　　為實(shí)現(xiàn)垂直起落動(dòng)力裝置,從50年代開(kāi)始研究轉(zhuǎn)向噴管，它可以向下旋轉(zhuǎn)90°或更多，以提供垂直升力或反推力。采用轉(zhuǎn)向噴管的飛馬發(fā)動(dòng)機(jī)于1968年裝在鷂式飛機(jī)上投入使用。
　　從70年代開(kāi)始，國(guó)外開(kāi)始大力研究利用推力矢量控制技術(shù)來(lái)提高戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)性。所謂推力矢量控制是指通過(guò)改變發(fā)動(dòng)機(jī)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(bǔ)充或取代常規(guī)由飛機(jī)氣動(dòng)力面產(chǎn)生的氣動(dòng)力進(jìn)行飛行控制。
　　在70年代進(jìn)行的研究工作的基礎(chǔ)上，美國(guó)在80年代進(jìn)行了帶矢量噴管的發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)和飛機(jī)的飛行試驗(yàn)。首先，通用電氣公司和普&惠公司進(jìn)行了帶俯仰推力矢量和反推力功能的二元噴管試驗(yàn)。后來(lái)，這兩家公司在二元矢量噴管的經(jīng)驗(yàn)基礎(chǔ)上，根據(jù)各自的F110和F100發(fā)動(dòng)機(jī)的特點(diǎn)研制了具有俯仰和偏航推力矢量能力的軸對(duì)稱推力矢量噴管AVEN和P/YBBN并進(jìn)行了試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明，噴管可以在360°范圍內(nèi)偏轉(zhuǎn)±20°，偏轉(zhuǎn)角速度達(dá)到60°-120°/s。
　　在成功地進(jìn)行帶矢量噴管的發(fā)動(dòng)機(jī)的地面試驗(yàn)以后，為研究大迎角下過(guò)失速狀態(tài)飛行特性和推力矢量飛機(jī)綜合飛行/推進(jìn)控制律，驗(yàn)證矢量噴管技術(shù)，評(píng)估推力矢量技術(shù)對(duì)飛機(jī)性能和作戰(zhàn)效能的影響,從80年代開(kāi)始美國(guó)和德國(guó)實(shí)施了多項(xiàng)飛行試驗(yàn)計(jì)劃,如F-15 短距起落/機(jī)動(dòng)性技術(shù)驗(yàn)證機(jī)(STOL/MTD)、F-18 大迎角氣動(dòng)特性驗(yàn)證機(jī)(HARV)、X-31 增強(qiáng)戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)性驗(yàn)證機(jī)（EFMD）、F-16 多軸推力矢量驗(yàn)證機(jī)(MATV)和F-15 綜合飛行器先進(jìn)控制技術(shù)(ACTIVE)計(jì)劃等。
　　俄羅斯從1980年開(kāi)始研究推力矢量技術(shù)。1985年開(kāi)始進(jìn)行二元和軸對(duì)稱矢量噴管的研制工作，并在蘇-27上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)。經(jīng)比較后認(rèn)為，軸對(duì)稱矢量噴管較有前途，于是，便集中力量發(fā)展軸對(duì)稱矢量噴管。
　　從90年代開(kāi)始，美國(guó)進(jìn)行裝二元矢量噴管的F119發(fā)動(dòng)機(jī)的工程研制，并于1997年9月裝在F-22原型機(jī)上進(jìn)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(lái)試驗(yàn)的二元噴管在設(shè)計(jì)時(shí)沒(méi)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(dòng)機(jī)。因此，取消了反推力能力。
　　俄羅斯在90年代在AL31的基礎(chǔ)上改裝軸對(duì)稱矢量噴管，編號(hào)為AL31-FU,并進(jìn)行了一系列地面和飛行試驗(yàn) 。在1996年和1997年，裝這種發(fā)動(dòng)機(jī)的蘇-37戰(zhàn)斗機(jī)分別在英國(guó)范堡羅和法國(guó)巴黎航展上作了精彩的飛行表演。據(jù)估計(jì)，蘇-37戰(zhàn)斗機(jī)可能成為世界上第一種實(shí)用的軸對(duì)稱推力矢量戰(zhàn)斗機(jī)。
　　目前，美、俄的推力矢量飛機(jī)已接近實(shí)用階段。西歐、日本和印度也制定了重大的飛機(jī)推力技術(shù)研究和發(fā)展計(jì)劃，預(yù)計(jì)在下世紀(jì)初可進(jìn)行飛行試驗(yàn)。

　　關(guān)鍵技術(shù)：
　　飛機(jī)推力矢量技術(shù)涉及推進(jìn)、氣動(dòng)、控制和飛機(jī)總體設(shè)計(jì)等多個(gè)學(xué)科和專業(yè)，現(xiàn)分述各個(gè)領(lǐng)域的關(guān)鍵技術(shù)。

　　1、推進(jìn)
　　高效、輕重量、低成本矢量噴管的研制無(wú)疑是飛機(jī)推力矢量技術(shù)的核心和最大技術(shù)難點(diǎn)，關(guān)鍵技術(shù)有：
　　a 矢量噴管的方案和內(nèi)流特性研究；
　　b 矢量噴管結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、冷卻和封嚴(yán)、運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)和控制系統(tǒng)；
　　c 矢量噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配研究，包括推力矢量對(duì)進(jìn)氣道和風(fēng)扇性能的影響和對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)受力的影響；
　　d 矢量噴管地面整機(jī)試驗(yàn)和測(cè)試技術(shù)研究；
　　e 與矢量噴管相關(guān)的工藝和材料研究。

　　2、氣動(dòng)
　　a 矢量噴流與飛機(jī)繞流相互干擾研究；
　　b 矢量噴流引起的超環(huán)量氣動(dòng)效應(yīng)研究；
　　c 大迎角進(jìn)氣道流場(chǎng)研究；
　　d 反向噴流的干擾效應(yīng)研究；
　　e 矢量噴流氣動(dòng)力實(shí)驗(yàn)方法和技術(shù)研究。

　　3、飛行/推進(jìn)綜合控制
　　a 推力矢量和氣動(dòng)舵面同時(shí)參與操縱時(shí)的飛機(jī)氣動(dòng)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(píng)定準(zhǔn)則研究；
　　c 特大迎角下飛行控制律研究；
　　d 矢量噴管偏轉(zhuǎn)的動(dòng)態(tài)特性研究；
　　e 可靠性和余度設(shè)計(jì)；
　　f 飛控和推進(jìn)控制的綜合設(shè)計(jì)。

　　4、飛機(jī)總體設(shè)計(jì)
　　a 大迎角全機(jī)氣動(dòng)特性研究；
　　b 矢量噴管與后機(jī)體匹配研究；
　　c 推力矢量飛機(jī)總體布局研究；
　　d 推力矢量飛機(jī)的全機(jī)地面仿真試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)技術(shù)研究；
　　e 推力矢量飛機(jī)戰(zhàn)術(shù)和戰(zhàn)效研究。

　　應(yīng)用與影響：
　　噴管對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)和超機(jī)動(dòng)性飛機(jī)成為可能。這里重點(diǎn)說(shuō)明矢量噴管對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)性能、作戰(zhàn)效能和壽命期費(fèi)用的影響。

　　1、 實(shí)現(xiàn)大迎角過(guò)失速機(jī)動(dòng)，突破失速障
　　利用氣動(dòng)舵面進(jìn)行操縱的常規(guī)飛機(jī)在迎角超過(guò)20-30°時(shí)已經(jīng)無(wú)法穩(wěn)態(tài)控制。而試驗(yàn)證明，推力矢量飛機(jī)能在迎角大于70°時(shí)實(shí)現(xiàn)可控飛行，從而可以實(shí)施一系列有實(shí)戰(zhàn)意義的過(guò)失速機(jī)動(dòng)動(dòng)作，如赫布斯特機(jī)動(dòng)、榔頭機(jī)動(dòng)、大迎角機(jī)頭快速轉(zhuǎn)向和大迎角側(cè)滑倒轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)等。能做這種機(jī)動(dòng)的飛機(jī)在交戰(zhàn)時(shí)便于占據(jù)有利位置。

　　2、改善飛機(jī)性能、機(jī)動(dòng)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(dǎo)升力，使誘導(dǎo)阻力降低，可以使飛機(jī)油耗降低，航程延長(zhǎng)。推力矢量使誘導(dǎo)升力系數(shù)增大，從而改善飛機(jī)盤旋性能。以下列出F-15 STOL/MTD與常規(guī)F-15C的性能對(duì)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(yàn)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(hào)特征和雷達(dá)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(jìn)一步減小雷達(dá)橫截面。

　　5、提高空戰(zhàn)效能
　　由于推力矢量飛機(jī)具有過(guò)失速能力并提高了機(jī)動(dòng)性，因而在空戰(zhàn)中能隨時(shí)處于有利位置，提高了空戰(zhàn)效能。根據(jù)法國(guó)航空和航天研究院的一對(duì)一近距空戰(zhàn)數(shù)值模擬結(jié)果，僅具有俯仰推力矢量的戰(zhàn)斗機(jī)對(duì)常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)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(duì)一空戰(zhàn)交換比為1：9.6-32，而如果X-31無(wú)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(jī)的實(shí)現(xiàn)將取消所有氣動(dòng)操縱舵面，導(dǎo)致設(shè)計(jì)無(wú)尾飛機(jī)
　　這樣，將不僅改善飛機(jī)的過(guò)失速能力和機(jī)動(dòng)性，提高空戰(zhàn)效能，而且還將大大減小飛機(jī)尺寸阻力和重量，進(jìn)一步增強(qiáng)隱身能力，提高飛機(jī)性能，降低制造成本和壽命期成本