航空發動機尾噴管及其發展趨勢

崔 響,徐志暉

（沈陽航空航天大學航空航天工程學部,沈陽 110136）

1 引言

航空發動機作為一種高度復雜和精密的熱力機械，被譽為“工業之花”，直接影響飛機的性能、可靠性及經濟性，是一個國家科技、工業和國防實力的重要體現。尾噴管作為航空發動機里面的一個重要部件，應該具有良好的設計性能，保證排氣可以獲得很高的動能，這就意味要有很高的出口排氣速度來為飛機提供推力。因此好的尾噴管要考慮到其設計外形，所安裝的飛機類型，在發動機上的位置和自身性能參數等多方面因素，既不增加發動機的外部阻力，又可以為飛機提供一定的軸向推力。所以應該做到以下幾個方面：流動損失小、盡可能完全膨脹、排氣方向盡可能沿所希望的方向，截面幾何尺寸可調以及噪聲低。目前，美、俄所研制的推力矢量噴管是較為先進的尾噴管，其可以通過機械方法改變發動機尾噴管的管道轉向以控制推力方向，使飛機做出俯仰、偏航、橫滾等高難度的飛行動作。

2 尾噴管分類

尾噴管種類繁多，目前有兩種分類方法，第一種根據流道的特點分為收斂噴管和收斂擴張噴管。第二種根據噴口面積的變化與否分為噴口面積可調和不可調。具體有以下幾種類型的噴管：

不可調節的收斂性尾噴管（固定噴口面積的亞音速尾噴管）：其結構最簡單，便于拆卸，重量最輕，目前廣泛應用于亞音速或低超聲速飛機的渦噴發動機及渦輪后燃氣焓較小的渦槳和渦扇發動機（如WP5甲的尾噴管）。

可調節的收斂形尾噴管：能使發動機在各種工況下都獲得良好的性能，帶加力的發動機必須采用可調節的尾噴管，保證在家里狀態下相應地加大噴口。有的發動機通過改變噴口面積來改變工況。其主要類型有：多魚鱗片式，雙魚鱗片式，移動尾椎體式，氣動調節式。（魚鱗片又叫調節片，多魚鱗片式參考WP6,WP7）。

可調節的收斂擴張形尾噴管：適用于超聲速飛機（無論有無加力燃燒室），其燃氣的膨脹比很大，用此型尾噴管減小燃氣不完全膨脹的推力損失。有移動尾椎體式和多調節片式等。（如AL-31f）超聲速飛機還用過引射式尾噴管，用引氣氣流調節主流的膨脹比。

以上尾噴管是直流式的，燃氣向后排出。還有偏轉燃氣流的，如“飛馬”發動機，帶有折流板，用于短距/垂直起降，類似的還有F-135發動機，3軸承旋轉噴管，用于STOVL。

除此之外，還有用于減速，縮短降落時的滑跑距離，或飛行中機動，減速的反推力裝置，主要是將燃氣流偏轉向前方，產生反推力。有蛤殼形門式，戽斗門式，外涵反推裝置。

3 尾噴管的功能和主要性能指標

對尾噴管的研究主要集中在噴管的內特性和氣動載荷兩方面。在噴管的內特性方面所考慮的是噴管的推力系數和流量系數隨噴管的流動損失、漏氣量、冷卻空氣損失和氣流分離損失的變化，供發動機性能計算用，另外還有速度系數和出口壓力比兩個參數（參見文獻 [1]）。在氣動載荷研究方面，要估算作用在主噴管、副噴管調節和外魚鱗片上的氣動載荷，用于零件結構強度設計和作動系統設計。

（1）流量系數Cd，用來評估噴管的流通能力，定義式為Cd=WN1/Wt=實際流量/等熵流量。

（2）推力系數CFg,用來評估噴管的推力大小，定義式為CFg=噴管總推力/理想主推力。

（3）速度系數Cvel,用來評估噴管將壓力能轉化為動能的效率，定義式為Cvel=VN1/Vt=噴管出口的實際流速/出口壓強相同時噴管出口處的等熵流速。

（4）噴管壓力比FNPR,用來反映內外流干擾的一個參量，其定義式為FNPR=Pe/Pamb=噴管出口壓強/環境壓強，當發動機處于地面靜止狀態時，噴管出口壓強和環境壓強才相等。

（5）尾噴管在設計安裝的過程中存在多種阻力，其中常見的有進氣口附加阻力，縮尾阻力和沖刷阻力，其中縮尾阻力分為風扇外罩的縮尾阻力，后體的縮尾阻力和尾塞氣流分離阻力。沖刷阻力是指被自由流空氣沖刷的風扇或者核心噴管表面產生的摩擦阻力。

4 尾噴管發展現狀及未來趨勢

在噴氣式飛機發展初期，飛機大多數是亞音速或者低超音速，尾噴管大多采用收斂噴管，70年代，高涵道比的渦扇發動機分開排氣噴管。在早期的超音速飛機上面采用印射噴管。為實現垂直起落動力裝置，從50年代開始研究轉向噴管，可以向下旋轉90度或者更多，以提供垂直推力或者反推力。

在80年代初期，美國進行了帶矢量噴管的發動機地面試驗和飛機的飛行試驗。在此基礎上，為研究大迎角下過失速狀態飛行特性和推力矢量飛機綜合飛行規律，驗證矢量噴管技術，評估推力矢量技術對飛機性能和作戰效能的影響，美國和德國進行了多次飛行試驗計劃。90年代開始，美國進行了二元矢量噴管的F119發動機的工程研制。俄羅斯方面，從1980年開始研制推力矢量技術。1985年開始進行二元和軸對稱矢量噴管的研制工作，并在蘇-27上進行了飛行試驗。經比較后認為，軸對稱矢量噴管較有前途，于是，便集中力量發展軸對稱矢量噴管。在90年代的研制基礎上改裝了軸對稱矢量噴管，裝載這種噴管的戰斗機還在英國和法國的航展上作了精彩的飛行表演。目前，美、俄的推力矢量飛機已接近實用階段。西歐、日本和印度也制定了重大的飛機推力技術研究和發展計劃，預計下世紀初可進行飛行試驗。

噴管對于發動機的性能和重量有很大影響，未來尾噴管的發展應在以下幾個性能方面有所提升：實現大迎角過失速機動，突破失速障；改善飛機性能，機動性和敏捷性；縮短起落滑跑距離；提高隱身能力。

5 結束語

尾噴管的研究技術從一開始的簡單收斂噴管到后來研制的可以改變氣流方向的矢量噴管，可以分析得到噴管技術的提高對于航空戰斗機的飛行性能有大幅度的提升，不僅改善飛機的失速能力和機動性，提高空戰效能，還可以減少飛機阻力，提高隱身能力。因此尾噴管的研究工作的突破進展將直接影響一個國家的軍事力量，影響其綜合國力。

[1]F.K內特爾等著.內流空氣動力學[J].1990(01).

[2]王志棟.渦扇發動機尾噴管的氣動設計[J].1995(03).