文/圖 王騰

在之前的文章中，我們主要談了噴口在設(shè)計師眼里需要是如何被分解成一個個技術(shù)模塊，每個模塊中又包含哪些常見的問題。然而出于篇幅和文章性質(zhì)的原因，我們對大多數(shù)的技術(shù)問題只做了一個定性的介紹，有興趣的讀著可以自行查閱一些相關(guān)的文獻(xiàn)資料。其實(shí)噴管雖然功能比較單一，往往也不引人注目，但是航空史上還是有很多的飛機(jī)由于其獨(dú)樹一格的排氣系統(tǒng)設(shè)計而給人留下了深刻的印象。筆者挑選了幾個著名案例與大家分享，看一看整個動力系統(tǒng)中最不起眼的部件是如何完成“逆襲”的。

按照時間順序，首先出來搶鏡的意大利斯蒂伯·卡普羅尼出品的一款驗(yàn)證機(jī)，于1932年由路易吉·斯蒂伯（1900-1992年）和卡普羅尼所研制。它的最大特點(diǎn)是空心的、酒桶形的機(jī)身與完全包裹在機(jī)身內(nèi)的發(fā)動機(jī)，螺旋槳，整個機(jī)身就是一個涵道風(fēng)扇。由于螺旋槳直徑很大，整個機(jī)身十分碩壯，看上去更像是卡通畫中的飛行器，這一外形也為它贏得了很高的人氣。

這個“奇葩”的飛機(jī)核心在于給螺旋槳安裝了一個排氣裝置，設(shè)計師斯蒂伯稱之為“管內(nèi)螺旋槳”（intubed propeller）——在機(jī)身內(nèi)安裝發(fā)動機(jī)和螺旋槳并且將機(jī)身設(shè)計成一個錐形管（文丘里管），應(yīng)用伯努利原理，壓縮螺旋槳的尾流和發(fā)動機(jī)的廢氣提高螺旋槳的排氣速度，使得飛機(jī)的推進(jìn)效率能夠進(jìn)一步的提高。斯蒂伯當(dāng)時在意大利空軍工程部工作，對這一種推進(jìn)方式進(jìn)行了深入的研究，其中對于管道形狀，螺旋槳的匹配等方面的設(shè)計思想也啟發(fā)了后世對航空燃?xì)廨啓C(jī)的設(shè)計，無論從功能上還是形式上，這種為螺旋槳設(shè)計的排氣裝置與現(xiàn)代噴氣式飛機(jī)的尾噴管非常相似。從另外層面上講，名不見經(jīng)傳的“管內(nèi)螺旋槳”在航空推進(jìn)的歷史長卷中的確寫下了自己的故事，有些航空史學(xué)家認(rèn)為，路易吉·斯蒂伯是“噴氣推進(jìn)”領(lǐng)域的開山鼻祖。這個故事比前文的P-47 更加有傳奇色彩。

在1970年年中，美國空軍開始了一項“先進(jìn)中型短距起降運(yùn)輸計劃”（Advanced Medium STOL Transport program）研究，美國戰(zhàn)術(shù)飛機(jī)研究中心（TAI），與波音公司、麥道公司和其他公司一起尋找可能的戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸機(jī)設(shè)計方案。在這之前，NASA 已經(jīng)進(jìn)行了一系列的“動力升降”的研究稍早一些時候，既包括外部吹襟翼，包括著名的“上表面吹氣”（USB）方案。在USB 系統(tǒng)中的發(fā)動機(jī)布置在翼的上表面，發(fā)動機(jī)噴出的氣體通過一個特殊的扁形噴口吹過襟翼。當(dāng)襟翼被放下時，由于“柯恩達(dá)”效應(yīng)（Coand? effect）,發(fā)動機(jī)氣流朝向下彎曲。NASA在蘭利12 英尺（3.7 米）的風(fēng)洞進(jìn)行實(shí)驗(yàn)的初步結(jié)果表明，這種通過對發(fā)動機(jī)噴出的氣體做文章的增升方式比任何其他增升方案更為有效。

意大利Caproni_Stipa-1 技術(shù)驗(yàn)證機(jī)。

意大利Caproni_Stipa-2 技術(shù)驗(yàn)證機(jī)。

羅·羅為“鷂”式研制的“飛馬”渦扇發(fā)動機(jī)。

1971年，波音公司推出了他們利用USB 系統(tǒng)設(shè)計的“先進(jìn)中型短距起降運(yùn)輸計劃”飛機(jī)——YC-14，其最顯著的特點(diǎn)是安裝在機(jī)翼上方的兩臺巨大的CF6-50D渦扇發(fā)動機(jī)。設(shè)計師們將發(fā)動機(jī)的尾噴管進(jìn)行改造，通過一系列復(fù)雜的整流結(jié)構(gòu)使其噴出的高速燃?xì)饬鬟^機(jī)翼上表面向后噴出，噴口被設(shè)計成圓角等腰梯形，以盡可能擴(kuò)大排氣寬度并減少流動截面變化而導(dǎo)致的總壓損失，機(jī)翼上巨大的襟翼能夠高溫燃?xì)獯蠼嵌绕D(zhuǎn)，并由于“科恩達(dá)”效應(yīng)與引射效應(yīng)帶動機(jī)翼上表面其它范圍的氣體同時發(fā)生偏轉(zhuǎn)，以提供非常可觀的動力增升效果。

然而在之前的文章中我們也討論過，發(fā)動機(jī)尾噴管內(nèi)的氣體非常不“面善”，高溫、高速加之化學(xué)不穩(wěn)定性使得噴管設(shè)計時必須把熱防護(hù)和材料熱壽命等進(jìn)行通盤考慮，一個噴管尚且如此，利用機(jī)翼上表面對發(fā)動機(jī)噴出的燃?xì)膺M(jìn)行處理顯然是一件非常困難的事情。即使YC-14 使用的是渦扇發(fā)動機(jī)，其排氣溫度也遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過了普通航空用鋁合金的正常工作溫度，即安裝發(fā)動機(jī)的機(jī)翼段必須進(jìn)行熱防護(hù)處理。更大的困難在于USB 方案將整個襟翼及其作動部件甚至與一部分機(jī)翼主梁都暴露在了發(fā)動機(jī)尾流的熱區(qū)中，在厚度本身十分受限的機(jī)翼上做隔熱處理效果和代價都難以讓人滿意。同時前文我們也提到過，對于高速燃?xì)猓魏瘟鲃咏Y(jié)構(gòu)設(shè)計不當(dāng)所引起的損失都將被放大，在YC-14上也不例外，由于噴流掠過機(jī)翼上表面帶來的推力損失以及機(jī)翼下洗效應(yīng)帶來的拉力方向變化，飛機(jī)的平飛經(jīng)濟(jì)性受到了很大的影響（風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的平飛總阻力比設(shè)計預(yù)期高出7%），對于軍用飛機(jī)而言，這種經(jīng)濟(jì)性將會影響其最重要的一個作戰(zhàn)參數(shù)——航程。以上這兩條幾乎宣判了YC-14 的死刑，盡管作為一種新概念的設(shè)計，YC-14 實(shí)現(xiàn)了可觀的重型飛機(jī)短距起降能力并且?guī)Ыo后世很多設(shè)計上的啟發(fā)，美國戰(zhàn)術(shù)飛機(jī)研究中心（TAI）依舊在1979年12月叫停了“先進(jìn)中型短距起降運(yùn)輸計劃”（Advanced Medium STOL Transport Program）計劃，YC-14 的歸宿也只能是停機(jī)坪。

美國YC-14 驗(yàn)證機(jī)。

然而她的故事卻有一個有趣的尾聲，1977年8月31日首飛，一架不尋常的飛機(jī)在“鐵幕”另一側(cè)的烏克蘭完成了首飛——安東諾夫 安-72“運(yùn)煤船”運(yùn)輸機(jī)。使用兩臺Lotarev D-36 渦扇發(fā)動機(jī)的安-72 與YC-14 儼然是失散多年的兄弟一般，同樣的“先進(jìn)中型短距起降運(yùn)輸機(jī)”目標(biāo)，同樣的USB 原理，同樣的“科恩達(dá)”效應(yīng)，但是毛熊血統(tǒng)賦予了其壯碩穩(wěn)健的底盤和可碾碎一切的起落架，能夠在沙攤、草原或其他野戰(zhàn)機(jī)場順利完成起降。然而“孿生兄弟”的命運(yùn)卻不盡相同，1999年“達(dá)喀爾“拉力賽，組委會還雇傭了四架安-72幫助運(yùn)輸物資。

說到噴管的設(shè)計，最被大伙兒們津津樂道的一定是矢量推力系統(tǒng)。然而由于矢量推力噴口本身設(shè)計難度與材料要求都很高，與其配套的飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計也需要反復(fù)的實(shí)驗(yàn)與試飛的積累完成。因此在矢量推力系統(tǒng)出現(xiàn)之前，能夠轉(zhuǎn)動的噴口是以垂直起降飛機(jī)的形式亮相的，其中名氣最大的莫過于英國的“鷂”式攻擊機(jī)。

大名鼎鼎的羅·羅公司生產(chǎn)的“飛馬”發(fā)動機(jī)賦予了鷂式垂直起降的能力，布里斯托爾·西德利公司的天才工程師們完成了航空發(fā)展史上里程碑的設(shè)計。這臺發(fā)動機(jī)最顯著的特點(diǎn)是4個可以旋轉(zhuǎn)的噴口，這4個噴口布置在發(fā)動機(jī)尾部和前三分之一的地方，如同珀伽索斯強(qiáng)有力的四蹄為飛機(jī)提供106 千牛的推力?！帮w馬”矢量推力渦扇發(fā)動機(jī)采用雙轉(zhuǎn)子設(shè)計，三級低壓壓氣機(jī)+8級高壓壓氣機(jī)分別由一級低壓渦輪和兩級高壓渦輪級分別驅(qū)動。值得注意的是，飛馬發(fā)動機(jī)的高壓軸與低壓軸旋轉(zhuǎn)方向相反，因此大大降低了陀螺進(jìn)動效應(yīng)對于低速垂直起降時飛機(jī)操控性的影響。該發(fā)動機(jī)采用了一個簡單的推力矢量系統(tǒng),由4個旋轉(zhuǎn)噴嘴和中央控制器組成，能夠?yàn)轱w機(jī)提供推力，升力和向前的推進(jìn)力，完成垂直起降、短距起降和水平飛行。

為了簡化結(jié)構(gòu)，飛馬發(fā)動機(jī)的前兩個噴口噴出的是外涵道冷氣，即風(fēng)扇后氣流，排氣溫度450K；后面的兩個噴口噴出的是內(nèi)涵到熱氣，與常規(guī)渦噴發(fā)動機(jī)相同，排氣溫度高達(dá)950K。因此在飛馬的噴口設(shè)計中，有兩個關(guān)鍵問題需要解決——減少由于旋轉(zhuǎn)噴口的復(fù)雜流動特點(diǎn)而導(dǎo)致的推力損失與對高溫部件進(jìn)行熱防護(hù)。為了解決第一個問題，飛馬的設(shè)計團(tuán)隊采用了在噴口中安裝分隔片的方法，這種分隔片會被按照流線方向放入到噴口內(nèi)，將噴口分割為很多的層次，減少了氣體轉(zhuǎn)彎過程當(dāng)中的二次流與漩渦，能夠大大降低總壓損失；而在“鷂式”飛機(jī)上，飛馬的后噴口覆蓋范圍內(nèi)都安裝了專門的隔熱材料——保護(hù)飛機(jī)不受高溫燃?xì)獾淖苽?。這兩點(diǎn)設(shè)計成功保證了飛馬發(fā)動機(jī)獨(dú)特的四旋轉(zhuǎn)噴口方案能夠發(fā)揮出應(yīng)有的效果，從而完成布里斯托爾·西德利的天才設(shè)計。也正是由于這臺“飛馬”，人類航空的長卷中才匯出了從Kestrel FGA.1 到AV-8B的不朽經(jīng)典。即使在矢量推力技術(shù)枝繁葉茂的今天，當(dāng)我們再次去體會“飛馬”發(fā)動機(jī)獨(dú)特的噴管設(shè)計時，依然會感嘆前輩們無窮的智慧。