流體二次噴射推力矢量控制技術研究進展①

趙 康，張 飛，呂江彥，劉元敏，汪海濱，李 耿

(西安航天動力技術研究所，西安 710025)

0 引言

固體火箭發動機因具有可靠性高、維護方便、體積緊湊和啟動迅速等特點，而廣泛用于戰略、戰術導彈武器的核心推進系統[1]，同時，也日益成為航天器運載工具、多級間分離、飛行姿態軌道控制和動能攔截器(KKV)等動力系統的重要組成部分。然而，固體火箭發動機工作過程控制調節能力較差，其成為制約固體推進進一步發展的技術瓶頸之一。因此，如何有效改善固體火箭發動機實時調控能力，已成為國內外研究人員長期高度關注和致力突破的重要課題。

隨著固體推進技術應用領域逐步拓寬及導彈武器系統攻擊精度、機動性和敏捷性需求不斷提高，導彈飛行過程中快速有效的俯仰、偏航和滾轉控制顯得尤為重要，其控制方法主要有空氣動力控制(Aerodynamic Lift Control，ATC)和推力矢量控制(Thrust Vector Control，TVC)?？諝鈩恿刂仆ㄟ^舵翼偏轉產生氣動升力作為離心力而控制姿態，采用這種方法具有高空推力效率低下和低速飛行回轉能力降低等難以克服的缺陷，難以滿足作戰需求，工程實際應用較少。因此，科研人員將工作重點轉向推力矢量控制。經過多年不懈努力和技術積累，探索出多種技術途徑和設計方案，使推力矢量控制技術獲得長足發展，按工作原理一般分為機械式和流體二次噴射[2]。機械式推力矢量控制技術主要有燃氣舵[3-8]、擾流片[9]、喉栓(或針栓)[10-17]和擺動噴管[18-37]等。其中，燃氣舵在第四代先進近距格斗空空導彈上有所應用，如美國AIM-9X、法國MICA和北約AIM-132等[38]；俄羅斯R-73導彈采用擾流片作為推力矢量控制技術[9]；喉栓控制技術從20世紀60年代就開始進行原理驗證研究，并于2002年試驗飛行成功[10，12，39]；美國的TSRM(SM-3 III級)[40]、美國的STAR 12GV(Terrier LEAP III級)[41]和歐洲的Aster15/30[42]等青睞于柔性噴管控制推力矢量。綜合而言，機械式推力矢量控制技術因其原理簡單和實現相對容易而應用較廣泛，不同類型控制技術均有各自的優缺點。比如，燃氣舵存在響應慢，易受兩相燃氣沖刷和燒蝕等缺點，喉栓方式的主要缺點是燒蝕非常嚴重，傳動伺服機構尺寸和質量較大。同時，機械式推力矢量控制技術均存在不同程度的軸向推力損失。例如，推力偏轉角5°時燃氣舵和擾流片引起的推力損失分別為10%和10%～15%[43]，這對導彈射程造成不可逆影響。與傳統的機械式控制方法相比，流體二次噴射推力矢量控制技術具有可靠性高、響應迅速、成本低、主動熱防護和推力損失小等特點[2，44-45]，促進其成為各軍事強國競相作為技術儲備來研究發展的熱點[46]，具備很大的發展潛力和廣闊的應用前景。然而，由于其尚處于研究階段，且涉及激波耦合干擾、氣粒兩相流動和推力調控工作模式等多方面問題。為此，各國學者先后幾十年在流體二次噴射推力矢量控制領域開展了一系列的研究工作，并取得了一定的研究成果。

本文主要針對有望應用于固體火箭發動機推力矢量控制的流體二次噴射技術發展進行了歸納和分析，探討了該技術在固體推進領域的發展趨勢和建議，以期為后續研究工作提供一定的借鑒和參考。

1 流體二次噴射推力矢量原理

流體二次噴射技術最早可追溯到20世紀50年代末美國NASA和空軍共同開展的“噴射注入噴管技術(FLINT)”研究計劃，主要研究及應用對象為航空發動機和火箭發動機[47-49]，該技術的成功應用和技術驗證，促進了其在固體火箭發動機上的發展。

流體二次噴射物理過程和流場特征[50]如圖1所示。流體二次噴射推力矢量的基本原理是當氣體或液體蒸氣通過外部噴射進入超音速主流時，次流迅速膨脹并轉折成為附著壁面流動，對靠近噴射入口上游的主流產生干擾作用，從而形成弓形激波。造成射流前的區域壓強升高，附面層分離，進而在上游區域形成分離激波，并在射流區域上下游形成回流區。二次噴射流體與主流相互作用，經過激波后主流流動方向會發生偏轉，壁面壓強分布發生變化，造成噴管排氣流以一定偏轉角離開噴管，使得出口推力偏斜。在噴管不同位置噴射，即可實現推力矢量的控制。

圖1 流體二次噴射物理過程和流場特征Fig.1 Diagram of the physical process and flow characteristicsof fluid secondary injection

2 流體二次噴射推力矢量控制技術研究進展

為利用流體噴射原理進行發動機的推力矢量控制，目前主要提出了渦流閥、激波誘導和喉部噴射等控制技術。

2.1 渦流閥

渦流閥控制技術通過切向噴射的控制角動量誘導燃氣主流產生具有壓強梯度的旋轉，增加主流的流動阻力，減小流通面積，從而實現推力控制。

該控制技術最早在20世紀60年代末，由美國洛克希德推進公司的Nelson等[51]提出，其對2英寸的難熔金屬渦流閥進行了縮比試驗，并利用10英寸的高密度石墨渦流閥進行嚴酷的燒蝕實驗，驗證了渦流閥控制技術的可行性。后來，美國Bendix研究實驗室的Kasselmann[52]和Blatter[53]研制了大容量的內置燃氣發生器式串聯渦流閥(圖2)，利用質量流量為0.9 kg/s和溫度為815 ℃的燃氣開展了實驗研究，獲得了200∶1的流動增益。近年來，美國威斯康星州立大學和加拿大肯高迪亞大學開始嘗試利用渦流閥進行推力矢量控制，且均開展了數值模擬和實驗研究工作[54-55]。

文獻[54]在燃燒室切向布置8個內徑25.4 mm和長度60.3 mm的通道，噴射壓縮氮氣的質量流量為0.081 kg/s，模擬結果表明，在噴射速度164 m/s時，旋轉噴射壓降為55 kPa，達到燃燒室壓強的20%。同時，利用PIV測量手段，獲得了圖3所示的持續噴射30 s后渦流室流線和不同粒子密度在1.75 s時刻的圖像。

圖2 內置燃氣發生器式串聯渦流閥裝置Fig.2 Equipment of the staged vortex valve withintegral gas generators

(a)流線

(b)粒子圖像圖3 切向噴射渦流室流線和粒子圖像Fig.3 A photo of the pathlines and particular imagesfor tangential injections

文獻[55]通過質量和能量守恒積分方程及最小壓力準則，比較分析了兩種不同幾何參數的渦流室模型和雷諾數對流場的影響。結果表明，壓降系數隨著面積比和雷諾數的增大而增大。此外，提出了確定渦流室內切向速度和徑向壓力分布的新方法。

國內，西北工業大學的魏祥庚等在渦流閥幾何參數和控制流參數對調節性能以及推力計算方法等方面開展了大量的研究工作[56-62]。其中，文獻[60]設計了長尾管和環形燃氣發生器集成的渦流閥式變推力原理樣機(圖4)，可實現推力調節比大于壓強調節比的工作特性，試驗考核推力調節比達9∶1。

圖4 集成原理樣機示意圖Fig.4 Scheme of integrated prototype

2.2 激波誘導

激波誘導控制技術是在噴管擴張段引入二次射流，誘導燃氣主流產生斜激波，改變主流方向，從而實現一定的矢量角偏轉。

1963年，美國海軍軍械試驗站的Green采用水、氟利昂-12、全氟乙烯、四氧化二氮和溴這5種液態工質在擴張段不同位置進行二次噴射實驗，比較分析了側向力、軸向噴射位置和噴射流量及壓力間的關系，指出理想噴射工質應具有低比熱容、低汽化潛熱和高密度等熱物理性質[63]。美國Magna公司的Zeamer選用氟利昂114-B2、四氧化二氮和62%的過氯酸鍶水溶液作為噴射工質。結果表明，四氧化二氮可獲得最大的側向比沖(3924 N·s/kg)，氟利昂114-B2產生680～1570 N·s/kg的側向比沖[64]。近期澳大利亞新南威爾士大學的Neely[65]等設計了最大喉部面積20 mm2和擴張角13°的噴管，實現了近5°的矢量角，通過數值模擬及實驗研究了流動狀態(圖5)和側向推力等特性。結果發現，數值模擬比實驗獲得的最佳質量流率偏高。韓國安東國立大學的Deng等建立理論分析模型，對從燃燒室引流噴射方式的流動特性進行研究。結果發現，隨著噴射位置向上游移動流動分離點和噴射位置間距逐漸縮?。煌瑫r，隨著引射流率增大，邊界層分離點向上游移動，系統推力比和比沖減小[66]。

近年來，北京航空航天大學、國防科技大學和西北工業大學等國內科研單位通過對激波誘導流動特性有關的射流縫、噴射位置、噴嘴幾何結構等參數進行了數值模擬和實驗研究[67-76]。文獻[70]采用數值計算，比較分析了燃氣引出和燃氣二次噴射對燃燒室穩定性和噴管內流場的影響。結果發現，二次噴射工作過程中燃燒室壓強波動很大，燃氣速度存在一定程度的脈動。文獻[71-72]選取變量周向角、射流縫距出口截面軸向距離和軸向角，研究了其對流場性能的影響。落壓比為9及流量比為5%工況下不同周向角噴射的流線分布如圖6所示。

圖5 不同次流壓強下的實驗紋影圖Fig.5 Experimental schlieren images at differentsecondary total pressures

圖6 不同周向角下的流線圖Fig.6 Streamline patterns with different circumferential angle

隨著周向角增大，回流區、射流角渦和分離渦均逐漸減小，周向角45°能夠實現最大的氣動矢量角，獲得較好的綜合效果。文獻[74]的研究表明，隨著主流總壓升高，出口激波鏈強度逐漸增強，分叉激波鏈結構逐漸拉長且間距加大，在二次流噴射壓力逐漸增大的情況下，激波誘導分離點逐漸前移，且上壁面分離點后壓力也逐漸增大(圖7)?？哲姽こ檀髮W的宋亞飛等對擴張比為4.713的噴管采用顆粒軌道模型，比較分析了不同粒徑的運動軌跡和內流場參數分布特征。結果顯示，粒子直徑越大，二次流中的粒子與擴張段的碰撞和流動參數不對稱性加劇[75]。此外，吳雄等[76]設計了燃氣二次噴射固體發動機試驗系統，利用臥式六分力試車臺系統取得試驗成功(圖8)，獲得了7°矢量角及2366 N·s/kg側向比沖。

2.3 喉部噴射

喉部噴射技術是指在喉部附近噴射二次流體，通過二次流的擠壓和增加流動阻力形成比幾何喉部減小的氣動喉部，如圖9所示。通過調控二次流的流量、壓強、工作脈寬等參數，改變主流喉道面積大小及喉部形狀從而實現推力矢量控制。

圖7 主流壓力和次流壓力變化時噴管出口紋影圖Fig.7 Schlieren images of nozzle outflow at various mainstream pressure and secondary injection pressure

圖8 燃氣二次噴射發動機點火試驗Fig.8 Fire test of the hot gas secondary injection motor

圖9 喉部噴射流場示意圖Fig.9 Diagram of flow field with throat injection

早在1956年英國布里斯托爾飛機公司的Martin[47]就提出了“氣動可變噴管”概念，采用“渦片”模型描述噴射流體和主流間的滲流，并假設“混合”過程流體成分一致，分析比較了喉部噴射兩股流體的相互作用，能初步確定部分特征設計參數，但與實驗結果存在較大偏差。

在喉部脈沖噴射方面，美國洛克希德·馬丁航空公司的Miller等牽頭開展了探索性研究[77,78-82]。文獻[78]利用數值方法，分析了脈沖噴射頻率、馬赫數和幾何噴射角度等參數對噴管扼流性能的影響。研究表明，相比定常噴射脈沖時均馬赫數增大，逆流45°噴射能夠獲得最好的扼流性能。文獻[77]在不同噴射工況下，對喉部附近逆流45°脈沖及穩態噴射進行數值模擬，得到了如圖10所示的激波分布圖，二次噴射形成的壓力脈沖使得下游流場形成一系列渦串，增強了二次流與主流的相互作用，提高了扼流能力。同時，建立了預估流量系數的通量函數模型，分析討論了脈沖噴射對出口推力的影響。文獻[80]的研究表明，在噴射馬赫數為2和質量流量為10%主流流量時，45°噴射角比30°噴射角獲得的氣動喉部面積更小，扼流能力有一定程度提高(圖11)，當引入18%主流流量的二次流，氣動喉部相比幾何喉部可縮小50%。如圖12所示，噴射位置是影響流量系數和扼流能力的重要因素。文獻[81]利用諧振管方法，將二次脈沖噴射頻率提高到10～40 kHz。

圖11 不同噴射角的渦流分布圖Fig.11 Vorticity distributions at different injection angle

圖12 不同噴射位置的馬赫數分布圖Fig.12 Mach number distribution with differentlocation of injection

美國國家航空航天局蘭利研究中心、韓國安東國立大學和北京航空航天大學等科研機構，在喉部定常噴射方面開展了大量的基礎性研究工作[83-96]。文獻[83-84]分別利用理論和實驗手段對雙喉道在不同落壓比工況下的噴射特性進行了研究，在噴管落壓比為4時，推力矢量效率為6.1，推力比達到0.968，通過實驗獲得了雙喉道噴管的紋影圖(圖13)。文獻[87]建立了雙喉道噴管二次噴射性能測試實驗系統(圖14)，分析比較了影響噴射性能的周向角、噴射角和空腔長度等因素。減小空腔長度，有助于提高推力比和流量系數，但會使推力矢量效率降低。

圖13 雙喉道噴管實驗紋影圖Fig.13 Experimental shadowgraph of dual throat nozzle

圖14 雙喉道噴管二次噴射性能測試實驗裝置Fig.14 Experimental facility of performance for dual throatnozzle with secondary injection

文獻[95]搭建了如圖15所示的氣動喉部噴管冷流實驗系統，以氮氣作為噴射工質，對噴嘴面積及數量的扼流性能和空腔容積與壓強調節時間進行了冷流實驗，掌握了有效氣動喉部面積隨流量比變化的規律。結果顯示，氣動喉部面積隨二次流與主流流量比增大而減小，流量比不超過0.4時具有較好的扼流性能；同時，空腔體積越小，達到新平衡的壓強調節時間越短。文獻[96]設計了主流壓強2 MPa，喉徑9.6 mm，擴張比3.17的實驗發動機和精度1%以內的六分力測試臺(見圖16)，以空氣與水為二次流工質，分析了不同工質、噴射方式及流量下的推力響應時間、扼流性能及推力效率。研究表明，氣體二次噴射的推力性能優于液體噴射，但在相同流量比的前提下，液體二次流所需壓比小，且流量比的調節范圍更大。同時，喉部和擴張段處噴嘴存在相位差時，推力損失較小。

圖15 氣動喉部噴管冷流實驗系統Fig.15 The cold-flow test system for aerodynamicthroat nozzle

圖16 實驗發動機和六分力測試臺Fig.16 Experimental motor and six-component force tester

3 結束語

由于在提高導彈機動性及突防能力和姿態軌道控制等方面具有重要應用前景，近年來各國學者對流體二次噴射推力矢量控制技術領域開展了大量的研究工作，能夠為實際工程應用提供支持與參考。

然而，也必須看到，流體二次噴射推力矢量控制技術在固體火箭發動機上實現工程應用還存在一定的差距。因此，對后續研究工作需要重點關注的問題提出以下幾方面建議：

(1)開展結合氣動喉部與激波誘導同時實現推力矢量控制的研究，獲得不同組合方案的調控規律，以控制效率和調節特性為目標，兼顧優化噴射位置和角度等關鍵參數。

(2)脈沖噴射是目前研究的前沿熱點，可開展提高噴射頻率方法、噴注位置及噴嘴結構形式等研究，掌握脈沖噴射的扼流性能、響應特性和調控規律。

(3)開展惰性工質及氧化性工質對二次流噴射性能影響的研究，優選最佳二次流工質。

(4)針對氣動喉部噴射方法建立熱試驗系統，主要考核嚴酷熱力工況下喉部材料的結構可靠性，掌握二次流噴射下喉部燒蝕特性及規律。

(5)對于渦流閥技術，應開展減少渦流室凝聚相顆粒沉積和燒蝕方面的研究工作。

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