S/VTOL戰斗機用推力矢量噴管技術的發展及關鍵技術分析

王占學，劉 帥，周 莉

（西北工業大學動力與能源學院，陜西西安，710072）

0 引言

短距起飛/垂直降落(S/VTOL)性能已成為未來戰斗機的1項重要性能指標要求。具有S/VTOL性能的戰斗機降低了對機場跑道的要求，減少了對機場的依賴程度[1]。20世紀中期至今，S/VTOL飛行器的動力裝置發展了多種形式，其中包括尾座式[2]、升力風扇[3]、升力發動機、升力發動機與巡航發動機[4]及升力風扇和巡航發動機[5-6]等。隨著S/VTOL技術的發展，在升力方案上，由飛機轉向變為發動機轉向進而過渡到發動機推力轉向；在起降方式上，由最初的垂直起降變為短距起飛垂直降落。目前，典型的S/VTOL戰斗機包括英國“鷂”式戰斗機、蘇聯Yak-141戰斗機及美國的F-35B戰斗機[7]，其升力/巡航發動機用矢量噴管都可以向下偏轉至與地面垂直使噴氣流垂直向下噴射，便可具備S/VTOL能力。

國外對S/VTOL戰斗機用矢量噴管做了大量的方案設計及試驗研究工作[8-9]，具有代表性的S/VTOL戰斗機用矢量噴管有單膨脹斜面噴管(SERN)、加力偏轉噴管(ADEN)、轉向噴管及3軸承偏轉噴管。從偏轉形式上可將上述噴管分為2類：S/VTOL戰斗機用2元矢量噴管和旋轉噴管。S/VTOL戰斗機用2元矢量噴管包括單膨脹斜面噴管和加力偏轉噴管，其前部分的噴管通道固定，通過尾部可調的偏轉機構實現噴管偏轉到垂直狀態；旋轉噴管包括轉向噴管及3軸承偏轉噴管，通過單個或多個噴管筒體相互旋轉實現噴管整體型面的偏轉。

1 典型的S/VTOL戰斗機用矢量噴管

1.1 S/VTOL戰斗機用2元矢量噴管

1.1.1 單膨脹斜面噴管（SERN）

單膨脹斜面噴管是美國GE公司發展用于短距起降的矢量噴管[10]，其結構如圖1所示。GE公司對單膨脹斜面噴管的研究始于1972年，研究的初衷是為艦載截擊機提供短距起降所需的矢量推力功能。該單膨脹斜面噴管的上下調節片由作動器分別控制，下調節片實現噴管面積控制并與上調節片差動定位實現氣流方向的改變。其縮比模型曾被安裝在F-18飛機上進行了常規狀態及矢量角為20°的氣動性能測試。

圖1 單膨脹斜面噴管

1986年，英國RR公司對單膨脹斜面噴管進行了設計及研究，并在NASA蘭利研究中心對噴管模型進行了試驗。試驗主要是針對單膨脹斜面噴管側壁幾何形狀、上斜面長度、上斜面曲率、腹部調節片、斜角以及可調外部膨脹斜面對噴管性能的影響而展開的[11]。在聯合先進攻擊技術計劃(JAST)中，RR公司設計了S/VTOL升力系統用單膨脹斜面噴管，可通過偏轉噴管外側調節片至垂直位置改變氣流方向產生升力。為了控制噴管90°矢量角下的出口面積，噴管內側調節片設計成可滑動的嵌板，根據發動機不同模態需要，調節噴管面積以保證渦輪軸驅動升力風扇系統的正常工作。RR公司在美國國防先進研究項目局用于測試縮比軸驅動升力風扇動力系統模型性能的LSPM試驗臺架上對該單膨脹斜面噴管進行性能測試，如圖2所示。結果表明單膨脹斜面噴管在90°矢量角下，氣流首先與外側調節板發生碰撞，隨后在內側調節板的唇口出現氣流分離。由于單膨脹斜面噴管在90°矢量角下的推力系數偏小，且噴管總體質量偏大，因此X-35升力系統用單膨脹斜面噴管被后來的3軸承偏轉噴管所代替。

圖2 單膨脹斜面噴管在LSPM試驗臺架試驗

1.1.2 加力偏轉噴管（ADEN）

1974年，GE公司針對美國海軍發展先進多任務S/VTOL戰斗機的需要提出了加力偏轉噴管方案（ADEN）[10]，如圖3所示。加力偏轉噴管主要包括如下組件：（1）2元變幾何收－擴調節片。（2）腹部調節片。（3）外部膨脹斜面（可固定或可調，依賴于具體的安裝要求）。（4）可旋轉的推力矢量導流管。該噴管通過可旋轉的推力矢量導流管改變氣流流動方向從而產生垂直于地面的升力。但受噴管結構限制，該噴管只能產生俯仰方向的矢量推力，不能產生偏航推力。1976年，該加力偏轉噴管在YJ101發動機上進行了長達4h的性能測試試驗。在試驗過程中，當發動機處于加力模態且噴管偏轉至92°矢量角狀態下，噴管排氣溫度達1967K。此外，該噴管還在NASA劉易斯研究中心的推進系統試驗室進行了測試，并于1983年在F404-GE-400發動機上進行了裝機性能評估及實際導熱性評估。

圖3 GE公司設計的ADEN噴管

1.2 S/VTOL戰斗機用旋轉噴管

1.2.1 轉向噴管

轉向噴管最早應用在“飛馬”發動機（如圖4所示）上，并于1959年9月首次運轉。噴管安裝在發動機兩側，前端通過軸承與發動機聯接，可由水平位置旋轉到垂直位置及反推位置產生巡航推力、垂直升力及反推力。RR公司早期還對帶導流葉片的斜切出口轉向噴管進行研究[11]，分別對不同的導流葉片數量、葉型、噴管彎轉半徑、彎轉角度及噴管收縮比等9種不同構型的噴管進行了性能測試評估，并將帶導流葉片的噴管與無導流葉片的噴管進行了氣動性能上的對比。20世紀60年代，英國皇家空軍對S/VTOL戰斗機提出超聲速要求，英國霍克公司在P.1154試驗機的前轉向噴管中應用了噴管加力燃燒（PCB）技術[12]，以期與發動機的加力燃燒室共同工作使飛機達到超聲速飛行。同時，RR公司為滿足發動機的超聲速工況，對轉向噴管進行了結構上的改變，在噴管尾緣安裝了可調斜面支板用以調節噴管喉部面積，并在BS100/PCB發動機上進行了試驗。

圖4 RR公司轉向噴管試驗件

1.2.2 3軸承偏轉噴管（3BSN）

3軸承偏轉噴管由3段可相互旋轉的噴管筒體構成，3段筒體主要由橢圓型面構成以保證3段筒體的斜切面為便于軸承安裝的圓截面。3段筒體通過筒體間特殊的幾何關系及聯接軸承的相互旋轉實現噴管由0°到90°的偏轉，且根據特定的調節規律保證偏轉過程中矢量推力在同一俯仰面內。同時，3軸承偏轉噴管也可通過旋轉第1個軸承產生通過飛機中心線的偏航推力，而不產生附加的滾轉力矩。

20世紀60年代中期，英國RR、美國GE、PW 和柯蒂斯萊特公司都對3軸承偏轉噴管進行了結構研究及氣動性能計算[13-14]。1967年，GE公司基于3軸承偏轉噴管的型面及結構設計，在JT8D發動機上對3軸承偏轉噴管進行了首次氣動性能試驗[8]。由于受溫度的限制，噴管試驗件并未安裝軸承，3段噴管筒體剛性連接并使噴管型面保持在90°矢量角狀態。在試驗過程中，發動機為全加力模態，為避免高溫排氣流對試驗臺架下方地面的燒蝕，3軸承偏轉噴管噴口朝向上方。

1972年6月，為滿足美國海軍制海艦計劃(SCS)對S/VTOL戰斗機的需求，GE公司的康維爾分公司設計了Convair200S/VTOL戰斗機。Convair200的升力布局與后期前蘇聯研制的Yak-141戰斗機的類似，Convair200采用PW401發動機作為升力/巡航發動機，發動機后采用3軸承偏轉噴管提供垂直起降用升力，并在駕駛艙后面安裝2臺AllisionXJ99升力發動機增加升力，該升力分配于飛機重心前方以平衡由3軸承偏轉噴管產生的升力[15]。在SCS計劃的競爭中，Convair200戰斗機敗給了羅克韋爾公司設計的XFV-12戰斗機，美國關于3軸承偏轉噴管的研究也隨之暫時終止。

1989年，在前蘇聯Yak設計局設計的Yak-141戰斗機上實現了3軸承偏轉噴管的首次試飛，其應用的3軸承偏轉噴管在偏轉原理上與之前其他西方國家設計的3軸承偏轉噴管偏轉方案相同，但在噴管型面設計上略有不同，Yak-141戰斗機應用的3軸承噴管在常規狀態時型面略有彎曲，如圖5所示。Yak-141戰斗機雖然成功地實現了垂直起降試飛，但由于前蘇聯的解體及研究經費的欠缺，Yak-141戰斗機的研制于1991年終止。

1994年，美國X-35原型機用單膨脹斜面噴管在試驗中表現出較差的氣動性能。為取代單膨脹斜面噴管，PW 公司與洛克希德·馬丁公司對3軸承偏轉噴管開展了氣動性能試驗，測試了噴管在90°矢量角下的后體阻力及噴管與發動機一體化氣動特性。試驗表明，3軸承偏轉噴管在氣動性能及結構質量上均比單膨脹斜面噴管的更具優勢。1995年，洛克希德·馬丁公司正式用3軸承偏轉噴管取代單膨脹斜面噴管應用在X-35原型機中，X-35原型機后期衍生為JSF計劃中的X-35B試驗機并發展為F-35BS/VTOL戰斗機，標志著3軸承偏轉噴管真正進入了實用狀態。F-35B裝配的3軸承偏轉噴管模型如圖6所示。

圖5 Yak-141戰斗機用3軸承偏轉噴管

圖6 F-35B戰斗機的3軸承偏轉噴管模型

2 S/VTOL戰斗機用矢量噴管的關鍵技術

2.1 同時滿足大矢量偏角和多任務作戰需求的技術

S/VTOL戰斗機用矢量噴管除了可在飛機垂直起降時實現90°的大矢量角偏轉產生升力外，同時應滿足新一代戰斗機多任務作戰需求。首先，噴管偏轉機構的設計應在保證噴管常規狀態氣動性能的前提下，實現大矢量角偏轉功能。其次，噴管應考慮調節喉部面積及出口面積的機械設計以保證新一代戰斗機在亞聲、跨聲及超聲工況下噴管與發動機工作狀態的匹配，滿足發動機寬范圍工作需求。噴管喉部及出口面積的調節需要單獨的驅動及控制系統實現，調節機構的設計應兼顧噴管常規、矢量狀態的氣動性能及噴管特殊型面對調節機構的限制，增加了新一代S/VTOL戰斗機用矢量噴管的設計難度。

2.2 矢量噴管偏轉機構的設計及特性研究技術

S/VTOL戰斗機用矢量噴管的偏轉機構不僅應滿足大矢量偏角需求，且應能夠實現飛機飛行過程中的俯仰、偏航、滾轉等姿態控制及反推功能。噴管由常規狀態過渡到垂直起降狀態過程中，偏轉機構應保證矢量推力的連續變化且方向保持在同一俯仰平面內而不產生側向力。

矢量噴管偏轉機構的特性研究技術主要包括噴管的運動規律研究及噴管克服氣動載荷偏轉時所需力矩的研究。矢量噴管的偏轉機構機械系統復雜，需要對偏轉機構的運動規律進行優化研究，掌握矢量噴管在不同工況下的運動規律，以實現對噴管機械運動的控制。噴管偏轉機構偏轉所需驅動力矩的計算是確定噴管作動系統體積、質量及設計復雜程度的關鍵。2元S/VTOL噴管的驅動力矩的計算較為簡單，但對于旋轉噴管，尤其是3軸承偏轉噴管，由于其特殊的3維偏轉方式，各段筒體驅動力矩的計算較為復雜，需要通過數值模擬及試驗來確定驅動力矩的大小，從而合理設計噴管的驅動系統。

2.3 高溫下大角度偏轉噴管的密封、冷卻及質量減輕技術

S/VTOL戰斗機用矢量噴管通過可動部件實現偏轉，且噴管工作在高溫環境中，因此對噴管的密封、冷卻及質量減輕技術的研究尤為重要。

2.3.1 噴管的密封技術

密封是保證S/VTOL戰斗機用矢量噴管工作可靠性及氣動性的關鍵技術。一方面，S/VTOL戰斗機用矢量噴管一般安裝在發動機加力燃燒室后面，噴管在熱燃氣環境中應保證結構的完整性，避免高溫燃氣泄漏造成火災；另一方面，良好的密封性能可減少噴管漏氣造成的推力損失。噴管的密封系統要克服高溫環境下溫度對密封件的熱載荷，保證旋轉件與固定件間的最小間隙，減小旋轉件與固定件之間摩擦，避免動部件所需驅動力矩的增加，同時又要保證良好的密封性能。

2.3.2 噴管的冷卻技術

噴管處于偏轉狀態時，彎曲的型面會造成噴管壁面溫度分布不均勻，從而引起局部溫度過高使噴管發生形變。通常采用氣膜冷卻方式從發動機冷流部件引出冷卻氣流對噴管壁面進行冷卻，同時起到降噪作用。F-35B戰斗機裝配的3軸承偏轉噴管采用雙層壁面的結構形式，冷卻氣流從雙層壁面之間流過，降低了內壁面對外壁面的熱傳導且使內壁面溫度降低。由于冷卻氣流由發動機冷流部件引出，引氣流量的大小會影響發動機的尺寸和質量，甚至影響發動機的熱力循環，過多的引氣會造成發動機的推力損失，同時，冷卻氣流在噴管偏轉狀態下受到壓力梯度的影響使氣流的流動受到干擾甚至反向流動，因此，有必要對噴管進行熱傳導及壓力損失分析。冷卻氣流對噴管進行冷卻后會重新參與發動機的熱力循環從噴管排出，冷卻氣流流路的合理設計可減小冷卻氣流的能量損失，增大噴管的推力系數。

2.3.3 噴管的質量減輕技術

噴管質量的增加會造成飛機質量的增加及飛機重心的改變。噴管質量與噴管長度及噴管機械設計的復雜程度有關。噴管長度較長時會增加噴管的質量，噴管長度不足時會影響噴管偏轉狀態下的內流特性，所以需要認真衡量噴管推力與質量之間的關系。除此之外，復雜的噴管偏轉機構、作動系統及控制系統也會使噴管質量增加。噴管質量減輕可從噴管材料及機械結構的簡化上著手，例如考慮耐高溫輕質量噴管材料—陶瓷、碳-碳復合材料。

2.4 矢量噴管的飛機平衡技術

升力/巡航發動機產生的升力（依靠大角度偏轉噴管實現）與前置升力裝置產生的升力（依靠升力風扇等實現）的大小及其相對飛機重心的水平距離是飛機在俯仰方向上保持平衡的重要參數。所以需要對S/VTOL戰斗機用矢量噴管的升力大小及其相對于飛機重心的位置進行研究。對于給定質量及升力需求的飛機，升力/巡航發動機所需產生的升力隨著升力作用點與重心距離的減小而增加。為充分利用升力/巡航發動機用矢量噴管產生的升力，應盡量使噴管的出口位置即升力/巡航發動機的升力作用點靠近飛機的重心。這種升力布局方式可以減小飛機對前置升力裝置的升力需求，從而降低了僅在發動機懸停及垂直起降模態下工作的前置動力裝置設計的復雜度、尺寸和質量，使推進系統的整體質量減輕，提高了戰斗機的多任務作戰能力。

2.5 矢量噴管在近地面條件下的升力損失評估技術

在S/VTOL戰斗機起降過程中，噴管偏轉時出口與地面之間的距離隨著矢量角的增大而逐漸縮短。與其他S/VTOL戰斗機用矢量噴管相比，安裝在出口直徑較大的單臺升力/巡航發動機上的3軸承偏轉噴管在偏轉過程中噴管出口與地面距離最短。噴管出口與地面間隙過小會影響噴管出口背壓，進而造成噴管的升力損失，因此需要評估噴管出口與地面之間的間隙對噴管升力損失的影響以確定噴管出口的合理高度。另外，在近地面條件下造成噴管升力損失的原因還包括飛機下表面的卷吸效應及噴泉效應。因此需要對飛機下表面的卷吸效應及噴泉效應的形成機理及其對噴管升力損失的影響進行數值模擬及試驗驗證，并對不同形式的升力系統進行升力損失評估。

3 開展S/VTOL戰斗機用矢量噴管技術研究的建議

相比于西方國家，中國對S/VTOL戰斗機用矢量噴管研制經驗尚淺，應吸取國外對S/VTOL戰斗機用矢量噴管的研制經驗及教訓，結合中國發動機實際需要，對S/VTOL戰斗機用矢量噴管進行技術積累及機型驗證，為中國S/VTOL戰斗機的型號研制做好充足的技術儲備。

美國和英國對多種S/VTOL戰斗機用矢量噴管進行了大量的基礎研究工作，為后期的S/VTOL戰斗機的型號研制提供了寶貴的試驗數據及技術積累，加快了后期S/VTOL戰斗機的型號研制進展。前蘇聯借鑒了美國的經驗教訓，簡化了大量的基礎研究工作，重點研究S/VTOL戰斗機用旋轉噴管，在一定程度上縮短了研制時間，節省了研究經費。根據中國目前的國情，S/VTOL戰斗機用矢量噴管的研究應在吸取國外成功經驗的同時突出重點研究對象，將基礎研究與型號應用相結合，分階段實現裝配型號的S/VTOL戰斗機用矢量噴管的最終研制。

中國S/VTOL戰斗機用矢量噴管的研究應以3軸承偏轉噴管為首選方案。根據國外的技術經驗，“飛馬”發動機采用的轉向噴管增加了發動機的橫截面積，不利于飛機實現超聲速飛行；單膨脹斜面噴管的質量和氣動性能均不如3軸承偏轉噴管的；加力偏轉噴管的質量在S/VTOL戰斗機用2元矢量噴管中最輕，且氣動性能相對單膨脹斜面噴管好，但不能提供飛機的偏航控制功能。與其他S/VTOL戰斗機用矢量噴管相比，3軸承偏轉噴管結構簡單，質量輕，氣動性能好，橫截面積小，利于實現飛機的超聲速飛行，且能夠提供飛機需要的各種姿態控制，噴管出口更靠近飛機重心。

中國對S/VTOL戰斗機用矢量噴管的研究可分3個階段進行。

第1階段：基礎研究及預言階段。在研究初期，掌握S/VTOL戰斗機用矢量噴管偏轉機的構設計及特性研究技術，完成噴管內流特性的數值模擬。基于小型渦噴發動機，對噴管縮比試驗件進行關鍵技術的試驗驗證、積累試驗數據及技術經驗。基于小型飛行試驗臺架進行發動機/噴管一體化試驗研究，對噴管配重、噴管平衡性能、噴管姿態控制及垂直偏轉功能進行試驗測試。

第2階段：試驗驗證與技術積累階段。利用現有的發動機作試驗平臺，基于縮比試驗件的試驗數據及技術經驗對噴管試驗件進行地面冷、熱態試驗。利用升力系統試驗臺架對噴管進行噴管、發動機及前置動力裝置一體化的性能測試，著重解決噴管關鍵技術在工程應用中存在的問題，掌握S/VTOL戰斗機用矢量噴管的關鍵技術，為進一步的型號發展奠定堅實的基礎。

第3階段：型號應用與飛行驗證階段。根據S/VTOL戰斗機型號對矢量推力的需求，將矢量噴管的研究成果應用到具體S/VTOL戰斗機型號研制中，加快S/VTOL戰斗機研制進程，最終完成對S/VTOL戰斗機用矢量噴管的整機飛行試驗驗證。

4 結束語

綜上所述，國外對S/VTOL升力/巡航發動機用矢量噴管的研究起步較早且從未間斷，同時為進一步滿足S/VTOL技術對升力系統矢量推力的需求，對多種類型的推力矢量噴管進行了大量研究。

由于S/VTOL飛機用推力矢量噴管技術不僅有助于降低飛機對跑道的依賴性，減小航母的設計難度，同時也可以提高飛機機動性能，因此有必要借鑒國外已成熟的S/VTOL飛機用推力矢量噴管技術來開展國內的相關研究，一方面可為國內S/VTOL飛機用推力矢量噴管技術發展做必要的技術儲備，另一方面也可通過其技術牽引作用促進國內航空發動機技術的發展。

[1]Ward B D，Lewis W J.Advantages of thrust vectoring for S/TOVL[R].AIAA-1987-1708.

[2]Allen F J.Bolt upright:Convair's and Lockheed's VTOL fighters[J].Air Enthusiast，2007，127：13-20.

[3]Gerdes R.Lift fan aircraft-lessons learned from XV-5 flight experience[R].AIAA-1993-4838.

[4]Weinraub R A.Reingestion and footprint characteristics of the VAK 191B[J].Journal of Aircraft，1978，15（4）：222-226.

[5]Hill D C，Wasters M H.Conceptual design of a lift fan plus lift/cruise fighter aircraft[R].AIAA-1974-969.

[6]Bevilaqua P M.Joint strike fighter dual-cycle propulsion system [J].Journal of Propulsion and Power，2005，21（5）：778-783.

[7]Bevilaqua P M.Inventing the F-35 joint strike fighter[R].AIAA-2009-1650.

[8]Hall G R.Experimental investigation of a novel VTOL thrust vectoring nozzle[J].Journal of Aircraft，1965，2（4）：312-317.

[9]Romine B M，Meyer B E.A static investigation of several S/TOVL exhaust system concepts[R].AIAA-1989-2928.

[10]Dusa D J,Speir D W,Rowe R K.Advanced technology exhaust nozzle development[R].AIAA-1983-1286.

[11]David J H E.A review of lift nozzle model testing at Rolls-Royce[R].AIAA-1993-4866.

[12]Barnes G R，Curry S G，Wood A C R.Vectoring exhaust nozzle technology[R].AIAA-1984-1175.

[13]Palcza J L，Lander J A.Exhaust nozzle deflector systems for V/STOL fighter aircraft[R].AIAA-1974-1169.

[14]Kentfield J A C.Nozzles for jet-lift V/STOL aircraft[J].Journal of Aircraft，1967，4（4）：283-291.

[15]Maddock I A，Hirschberg M J.The quest for stable jet borne vertical lift：ASTOVL to F-35 STOVL[R].AIAA-2011-6999.