心臟的奧秘之航空發(fā)動機尾噴管的進化史（二）

在很大程度上，噴管的形狀決定著它的性能，所以噴管設(shè)計的基本問題，是如何用具有最小重量和最小熱交換的噴管來獲得最大推力。在一般的設(shè)計過程中，工程師往往會先選定發(fā)動機的設(shè)計工作參數(shù)來設(shè)計用于特定馬赫數(shù)和壓力比的噴管，由于飛機的飛行包線越來越廣，發(fā)動機的工況的變化范圍也隨之越來越大，這就要求噴管還應(yīng)能夠在較大的非設(shè)計高度和馬赫數(shù)范圍內(nèi)工作；同時，作為一個工業(yè)產(chǎn)品，噴口又應(yīng)盡可能設(shè)計的加工簡單、成本低。綜合以上的這些設(shè)計要求，噴管雖然看似簡單，設(shè)計起來可不是輕而易舉的事情。

眾所周知，任何的氣動元件都會導(dǎo)致氣體的流動損失。噴管的流動損失主要來自兩個方面。首先是流動過程的損失，包括附面層和非設(shè)計工況的影響，雖然兩者在噴管中往往需要復(fù)雜的微分方程來描述，但我們可以用一個很形象的例子來感受一下附面層的影響：拿一根長細(xì)管，努力吹氣，感覺一下吹氣的阻力；然后把吸管剪斷一半再吹氣，會發(fā)現(xiàn)阻力明顯小了很多。而非設(shè)計工況分為過度膨脹與不完全膨脹，其中前者可以理解成整個噴管需要額外獲得能量完成氣體的膨脹過程，而后者可以理解為氣體的能量并沒有完全釋放給飛機。由于牽扯太多的理論推導(dǎo)，關(guān)于這部分的內(nèi)容本文不再詳述，有興趣的讀著可以查閱有關(guān)氣體動力學(xué)的書籍。

噴管與常規(guī)的氣動管道最大的不同在于其中流動的是高溫氣體，而這個高溫氣體不同于汽輪機中的高溫蒸汽亦或者斯特林發(fā)動機里的熱空氣，而是通過燃燒得來的燃?xì)猓@就使得導(dǎo)致航空燃?xì)廨啓C的噴管效率下降的諸多因素中，有一個我們常常忽視的因素——化學(xué)平衡。

在燃燒室中，高溫使大量燃燒產(chǎn)物離解成原子和自由基。例如，在碳?xì)浠衔?氧的燃燒產(chǎn)物中，包含有氫原子、氧原子、羥基和一氧化碳，所有這些成分都與主要燃燒產(chǎn)物——水和二氧化碳處于化學(xué)平衡狀態(tài)。離解過程所耗費的能量是靠降低氣體溫度而得到的。當(dāng)氣體流過噴管時，靜溫和靜壓都有所下降。溫度的下降使原子和自由基又復(fù)合成穩(wěn)定的分子，而壓力的降低則阻礙這過程的進行。由于溫度的下降起主要作用，所以最終還是要出現(xiàn)某些復(fù)合過程，使部分離解能又重新回到氣流中去。這樣，比起化學(xué)組分固定不變的完全“凍結(jié)”的流動來，這種有化學(xué)反應(yīng)的氣體流動可以使發(fā)動機獲得較高的性能。

在這個意義下，假設(shè)在在噴管的任何部位的當(dāng)?shù)販囟群蛪毫ο拢瑲怏w的組分總是保持局部化學(xué)平衡，在各點都處于化學(xué)平衡時，才稱作“平衡流動”。因此平衡流動是等熵流動，像“凍結(jié)”流動一樣，所有的變量（包括組分）只取決于截面積的變化。所以對性能來講，如果噴管中的流動為“平衡流動”，則可以預(yù)期這時噴管性能是最好的，代表發(fā)動機性能上限；而“凍結(jié)”流動，則代表發(fā)動機性能下限。

所有實際流動都介于這兩種極限情況之間。當(dāng)實際氣體流過噴管時，化學(xué)組分的變化取決于所發(fā)生的各種化學(xué)反應(yīng)進行的速度。因為化學(xué)反應(yīng)速度與溫度、壓力有關(guān)，所以也就與整個流動有關(guān)。這種流動是非等熵的，氣流參數(shù)不僅取決于截面積的變化，而且還與達到給定面積比所需要的時間（或者距離）有關(guān)。即使在一元近似的情況下，氣流各參數(shù)也不僅與膨脹比有關(guān)，而且還與噴管的形狀有關(guān)。這種非等熵流動導(dǎo)致了氣體在噴管中的總壓總溫?fù)p失，在現(xiàn)代高性能發(fā)動機中，這種損失越來越受到人們的重視。

對于出口速度為亞聲速的噴管，其外形為單純收斂式。減少這種噴管的推力損失，重點便放在了減少燃?xì)庠谂艢庋b置內(nèi)過度膨脹。讀者可能會注意到，大多數(shù)飛機的尾噴口都是伸出機身外部的，這是因為在設(shè)計和實驗中我們總結(jié)出，對比噴管伸出去的和縮進去的噴管，收斂噴口縮進尾部內(nèi)造成裝置的效率變差，但是卻有利于降低尾部阻力。所以，現(xiàn)在較為先進的設(shè)計方案都是采用收斂噴口縮進尾部的程度可調(diào)的排氣裝置。這種可調(diào)節(jié)的排氣裝置所具有的推力特性，比收斂噴口伸到尾部出口外的排氣裝置要更好。

但是這種半外伸式的噴管也會帶來一個問題——機身和噴管之間的空隙。我們把尾噴管出口面積占尾機身截面的比例稱作相對出口面積，研究表明，推力損失也與相對出口面積有關(guān)，往往是相對出口面積值愈大，推力損失也就愈大。因此，可以靠減少收斂噴管和尾部之間空間內(nèi)的真空度，來減少這類排氣裝置的推力損失。這可以通過兩條途徑達到：即減少出口相對面積（用調(diào)節(jié)魚鱗片），或增加噴管和尾部之間空間的（二次流）工質(zhì)流量。但是，用調(diào)節(jié)尾部出口面積的方法減少相對出口面積時，會增大尾部的壓阻，當(dāng)超聲速飛行時，這壓阻會變得非常大。

在亞聲速的情況下，把上述不同改進方法組合起來用，可以得到較好的結(jié)果。在超聲速狀態(tài)下，往往只采用附加二次流量的排氣裝置。從原理上講，拉瓦爾噴管內(nèi)推力損失的原因是超聲速段內(nèi)出現(xiàn)過度膨脹，因此推力系數(shù)減少——在過度膨脹狀態(tài)下，在噴管內(nèi)某個截面以后的那一段上可以看到壓差是負(fù)的，因此，在這一段噴管上產(chǎn)生的力與飛行方向相反，也就是說是阻力。

于是我們想到了把拉瓦爾噴管的外形從余壓為零的點“截斷”，讓外界氣流流入“截斷”處（由于負(fù)壓差），減少過度膨脹損失，改善噴管的推力特性，也就是靠加入附加的質(zhì)量來消除過度膨脹。理論分析顯示，如果能平滑地調(diào)節(jié)拉瓦爾噴管超聲速段上的開孔部分，就能夠改善過度膨脹狀態(tài)下的推力特性，但是在設(shè)計狀態(tài)和不完全膨脹狀態(tài)下的推力特性會稍微變壞一些。然而實際上很難在拉瓦爾噴管超聲速段開孔。最簡單的方法是使外形截斷。超聲速段外形截斷可以安排在超聲速段的不同部位上。把超聲速段外形截斷的拉瓦爾噴管安裝在飛行器上時，也就是說，在這種排氣裝置的系統(tǒng)中，存在的困難是，很難保證足夠的附加二次空氣流量。實際上，在目前使用的批生產(chǎn)飛行器上，只能保證不大的二次空氣流量——約2%？3%。

綜合來看的話，對于不可調(diào)的拉瓦爾噴管排氣裝置，亞聲速和低超聲速飛行時，有效推力損失很大。損失增加的原因是氣流在噴管內(nèi)過度膨脹很厲害和底部阻力。可調(diào)的拉瓦爾噴管可以大大減少內(nèi)推力損失，但是此時由于尾部出口與噴管可調(diào)面積之間的面積增大，而底部的阻力增加，底部阻力的這種增加實際上抵消了內(nèi)推力的增加。因此有效推力的特性實際上與噴管不可調(diào)的排氣裝置的特性差別很小。利用出口截面可調(diào)的拉瓦爾噴管，同時也調(diào)節(jié)尾部出口面積，可以減少有效推力損失。這就使排氣裝置的構(gòu)造大大復(fù)雜化。而且不能消除尾部可轉(zhuǎn)魚鱗片的外部阻力。并且還要考慮到，當(dāng)臨界截面也需要調(diào)節(jié)時，拉瓦爾噴管出口面和尾部出口面都可調(diào)節(jié)的排氣裝置方案就太復(fù)雜，也不太可靠。當(dāng)二次空氣流量不大的情況下，采用截斷超聲速段外形的噴管，也不能大大改善排氣裝置的特性，尤其在亞聲速飛行時更是如此。

這種截斷超聲速段外形的噴管正好相反的是稱為引射噴管的超聲速排氣裝置，其二次空氣流量可以很大。引射噴管的排氣裝置的外形的形狀可以使各種各樣的：蛋形的，母線為折線的，圓筒形的和擴張形的。主動燃?xì)鈬姽埽窗l(fā)動機噴管，可以使用收斂噴管，也可以使用加力渦輪噴氣發(fā)動機用的臨界截面可調(diào)的超聲速噴管。外套的最小面積大小可以是固定不變的，也可以是可調(diào)的。目前很多大的公司都在研制使用引射噴管的矢量推力噴管，其能夠很好的解決矢量推力噴管復(fù)雜公益性與排氣系統(tǒng)效率等一系列問題，我們將在下文做重點介紹。