肖中云, 江 雄, 牟 斌, 陳作斌

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽 621000)

流體推力矢量技術(shù)研究綜述

肖中云*, 江 雄, 牟 斌, 陳作斌

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽 621000)

流體推力矢量技術(shù)不采用機(jī)械偏轉(zhuǎn)，以流動(dòng)控制方式實(shí)現(xiàn)推力轉(zhuǎn)向，有望成為一種更加高效的推力矢量控制方法。目前實(shí)現(xiàn)流體推力矢量的主要方法有激波矢量法、雙喉道方法、逆流控制方法和同向流方法等，對(duì)以上方法選擇具有共性的計(jì)算與試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對(duì)噴管的推力矢量效率、推力損失和流量系數(shù)進(jìn)行了對(duì)比分析。結(jié)果表明激波矢量方法、雙喉道方法和逆流方法能夠在大落壓比范圍內(nèi)(NPR=1.89～10)實(shí)現(xiàn)推力矢量控制，并且具有俯仰/偏航耦合甚至多軸控制的潛力。相比激波矢量法和逆流方法，雙喉道和同向流方法在減少推力損失和提高矢量效率上占有優(yōu)勢(shì)，不足之處是雙喉道方法對(duì)喉道進(jìn)行控制限制了流量系數(shù)，而同向流方法的適用落壓比范圍受到嚴(yán)重限制。為尋求更加高效的矢量噴管技術(shù)，國(guó)內(nèi)外相繼發(fā)展了多種新概念流體推力矢量方法，對(duì)每種方法的控制原理、潛在優(yōu)勢(shì)和存在的問題挑戰(zhàn)進(jìn)行了探討，新方法著眼于從噴流出口下游進(jìn)行控制，對(duì)主流的干擾很小，值得深入研究，同時(shí)也為流體推力矢量的下一步研究方向提供了借鑒參考。

噴管；推力矢量；控制；效率；二次流

0 引 言

流體推力矢量技術(shù)是指針對(duì)噴氣推進(jìn)方式，在不采用噴口機(jī)械偏轉(zhuǎn)前提下，通過流動(dòng)控制手段改變和控制發(fā)動(dòng)機(jī)主噴流方向，以此改變發(fā)動(dòng)機(jī)的推力方向，獲得飛行控制所需的控制力和控制力矩。推力矢量技術(shù)由發(fā)動(dòng)機(jī)推力分量產(chǎn)生直接控制力，可以直接對(duì)飛行器姿態(tài)進(jìn)行控制或者取代部分原有舵面的控制功能，實(shí)現(xiàn)原有飛機(jī)無法做到的機(jī)動(dòng)或大迎角飛行能力。大量研究表明，在航空推進(jìn)系統(tǒng)中采用流體推力矢量控制在技術(shù)上是可行的，它通過氣流間的相互作用實(shí)現(xiàn)矢量偏轉(zhuǎn)和喉道調(diào)節(jié)，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、重量和造價(jià)大大降低，因此有望取代現(xiàn)有復(fù)雜的機(jī)械推力轉(zhuǎn)向裝置，帶來推力矢量技術(shù)的革命性變化。

傳統(tǒng)推力矢量技術(shù)的實(shí)現(xiàn)主要采用機(jī)械偏轉(zhuǎn)的方式，主要包括折流板[1]、二元矢量噴管和軸對(duì)稱矢量噴管[2](AVEN)幾種方案。推力矢量技術(shù)在高性能飛機(jī)上有著很大的應(yīng)用潛力，包括提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性、飛行性能、生存能力以及隱身性能等各個(gè)方面。不過，對(duì)最新一代飛機(jī)來說這些優(yōu)勢(shì)還沒有得到充分的體現(xiàn)，主要原因是額外增加的推力轉(zhuǎn)向裝置顯著增加了飛機(jī)重量、機(jī)構(gòu)復(fù)雜程度以及造價(jià)。機(jī)械系統(tǒng)的過于復(fù)雜一定程度上阻礙了這項(xiàng)技術(shù)在飛機(jī)上的應(yīng)用。另一方面，由于具有更好的氣動(dòng)效率，飛翼/無尾布局可能成為未來飛行器的一種主要布局方式，這種布局取消了平尾、垂尾等控制舵面，設(shè)計(jì)師希望推力矢量能夠成為一種高效的控制方式，在推力損失不大、控制響應(yīng)不降的情況下，補(bǔ)充一種新的穩(wěn)定和操控手段。流體推力矢量具有達(dá)到這一目標(biāo)的潛在能力，理想設(shè)計(jì)狀況下這種方式具有較高的運(yùn)動(dòng)、控制可靠性，不僅可以為高機(jī)動(dòng)飛機(jī)提供足夠的俯仰控制力矩，也可以為無尾/飛翼布局飛機(jī)的飛行安定性，提供頻繁工作的三軸穩(wěn)定性控制力矩。

本文對(duì)目前發(fā)展的主要流體推力矢量方法進(jìn)行了回顧，分別介紹了各方法的控制原理和適用范圍，在同一評(píng)價(jià)指標(biāo)下對(duì)推力矢量的矢量效率和推力損失進(jìn)行了比較，探討了實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用還需要解決的問題。在此基礎(chǔ)上，介紹了3種目前還處于實(shí)驗(yàn)室階段的新概念流體推力矢量方法，討論了這些方法的潛在優(yōu)勢(shì)和存在的問題挑戰(zhàn)，為下一步流體推力矢量研究提供借鑒。

1 主要流體推力矢量方法

文獻(xiàn)[3-5]對(duì)幾種流體推力矢量的發(fā)展歷程進(jìn)行了很好的綜述，這里主要對(duì)比分析幾種方法的優(yōu)劣。20世紀(jì)80年代末，美國(guó)航空航天局蘭利研究中心(NASA LaRC)發(fā)起了固定形狀噴管的流體推力矢量技術(shù)研究，前后提出了3種不同的推力矢量控制方法，分別是激波矢量法、喉道偏斜法和逆流方法。3種方式的控制原理如圖1所示，分別利用了激波、喉道聲速線和抽吸負(fù)壓的原理實(shí)現(xiàn)偏轉(zhuǎn)。同向流控制在歐洲國(guó)家進(jìn)行了較多研究，是一種利用Coanda效應(yīng)實(shí)現(xiàn)偏轉(zhuǎn)的控制方法，適用于對(duì)低速主流進(jìn)行控制。以上控制技術(shù)按控制位置不同又可以分為3類，分別是對(duì)喉道施加控制、對(duì)噴管擴(kuò)張段的控制和對(duì)噴流出口下游進(jìn)行控制。

1.1 激波矢量法

激波矢量法[6-10](SVC：Shock Vectoring Control)利用了流體經(jīng)過斜激波后方向發(fā)生偏轉(zhuǎn)的原理，如圖1(a)所示，通過注入二次流動(dòng)與噴管超聲速氣流干擾形成激波，激波越強(qiáng)，偏轉(zhuǎn)角度越大。

NASA蘭利中心(LaRC)從20世紀(jì)80年代開始開展激波矢量法控制技術(shù)研究，首先是在二維收斂-擴(kuò)張型噴管上進(jìn)行試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)了俯仰方向的單軸推力矢量控制。隨后又通過在橫側(cè)方向上增加科恩達(dá)效應(yīng)吹氣控制，實(shí)現(xiàn)俯仰和偏航方向的推力矢量控制[6]。NASA LaRC聯(lián)合普惠公司開展了多軸推力矢量噴管(MATV)研究[8]，將二次射流縫布置在噴管擴(kuò)張段的上下壁面和側(cè)壁上，分別對(duì)射流產(chǎn)生俯仰和偏航方向的控制。試驗(yàn)采用高壓冷氣源的方式，二次流總壓與主流總壓的比值變化范圍在0～1之間，二次流流量與主流的比值為0～0.12之間，試驗(yàn)獲得了俯仰或偏航單個(gè)方向上15°的偏角，俯仰和偏航同時(shí)偏轉(zhuǎn)的情況下獲得了10°的偏角。其他嘗試還包括軸對(duì)稱收斂-擴(kuò)張噴管[9]的多軸推力矢量控制研究，目的是實(shí)現(xiàn)更好的推力矢量和噴管內(nèi)流性能。

在激波矢量法中，二次流壓比作為輸入控制參數(shù)，理論上二次流壓比越大得到的推力矢量角就越大。在流動(dòng)形態(tài)上，隨二次流壓比增大，二次流注入位置后側(cè)的流動(dòng)分離類型從閉式分離向開式分離過渡。當(dāng)二次流壓比增大到一定值以后，所產(chǎn)生的誘導(dǎo)激波會(huì)碰到另一側(cè)壁面后發(fā)生反射，起到減小推力矢量角的反向作用。激波矢量法的主要特點(diǎn)是可以產(chǎn)生較大的矢量角和較高的矢量效率(設(shè)計(jì)狀態(tài)下引射量為1%時(shí)矢量偏角3.3°)，但是在超聲速區(qū)使氣流發(fā)生偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生大的矢量角時(shí)要求噴管工作在過膨脹的狀態(tài)，因此SVC不僅有激波損失，還存在過膨脹損失，其推力系數(shù)一般在0.86～0.94之間。文獻(xiàn)[9]提出為解決激波矢量方法的過膨脹流動(dòng)問題，利用流體注入方法改變喉道面積和噴管膨脹比，減少因過膨脹流動(dòng)帶來的推力損失，但必然會(huì)帶來控制系統(tǒng)的復(fù)雜性。

1.2 喉道偏斜法

喉道偏斜法[11]采用在噴管喉道注入二次流的方法控制氣流偏轉(zhuǎn)，避免了激波矢量法由于產(chǎn)生激波帶來的流動(dòng)損失，典型條件下具有更大的推力系數(shù)，但獲得的推力矢量角小于激波矢量法。2003年Deere等提出的雙喉道噴管DTN(Dual Throat Nozzle)的概念[12]，如圖1(b)所示，NASA隨后開展了比較廣泛的數(shù)值計(jì)算和地面試驗(yàn)研究[13-16]，噴管形狀涉及到二維平面和軸對(duì)稱外形，結(jié)果表明雙喉道方法可以在較大壓比范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)推力矢量。經(jīng)過對(duì)雙喉道之間區(qū)域流道的優(yōu)化設(shè)計(jì)后，獲得了比原來喉道偏移法更大的推力矢量效率(引射量為1%時(shí)矢量偏角約4°), 并且推力系數(shù)也較高(0.92～0.96之間) , 實(shí)現(xiàn)了較好的綜合性能。Deere[12]研究后認(rèn)為，雙喉道方法主流偏轉(zhuǎn)與聲速線偏離并無直接關(guān)系，對(duì)上下游喉道之間的分離區(qū)進(jìn)行控制才是產(chǎn)生大的矢量偏轉(zhuǎn)的真正原因。為了產(chǎn)生大的推力矢量角，應(yīng)當(dāng)使二次流的入射角度盡量與主流反向，保持上下游喉道面積相等，同時(shí)增大空腔收縮段的角度。為了提高矢量噴管的效率，文獻(xiàn)[17]對(duì)二維雙喉道射流推力矢量噴管的靜特性進(jìn)行了參數(shù)化數(shù)值研究，比較了雙喉道噴管的空腔長(zhǎng)度、空腔擴(kuò)張角、空腔收斂角、上游喉道高度等設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)雙喉道射流矢量噴管的影響。文獻(xiàn)[18]采用徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)( RBF)和粒子群算法( PSO)對(duì)設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行尋優(yōu)，找出了更好的雙喉道氣動(dòng)矢量噴管設(shè)計(jì)參數(shù)組合。在主流壓比NPR=4，二次流流量3%條件下，經(jīng)過優(yōu)化設(shè)計(jì)以后的噴管的矢量效率從4.039提高到5.147，同時(shí)推力損失系數(shù)基本保持不變。

雙喉道方法的成功之處在于在噴管喉道處進(jìn)行二次流控制，減少了激波流動(dòng)損失；同時(shí)去掉了噴管擴(kuò)張段，讓氣流膨脹發(fā)生在管外，減少了過膨脹流動(dòng)帶來的損失。雙喉道方法在提高推力系數(shù)的同時(shí)也帶來了新的問題，由于在噴管喉道引入二次流，減小了喉道面積，造成流動(dòng)出現(xiàn)壅塞而流量系數(shù)減小。文獻(xiàn)數(shù)據(jù)表明，雙喉道噴管在典型控制狀態(tài)下流量系數(shù)僅為控制前的84%，這就意味著，在施加推力矢量控制以后，由于流量減小導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失，同時(shí)為了維持發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定，還必須考慮如何處理多余流量的問題。

1.3 逆流控制方法

如圖1(c)所示，逆流控制方法[19-24]在噴管出口截面的下游加一個(gè)外套，形成反向流動(dòng)的通道，在需要主流偏轉(zhuǎn)時(shí)，啟動(dòng)真空泵抽吸系統(tǒng)形成負(fù)壓，使主氣流偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生側(cè)向力。逆流方法在出口下游增加固壁延伸面，抽吸噴管主流與固壁面之間的氣體形成低壓區(qū)，使主流發(fā)生偏轉(zhuǎn)。由于是對(duì)射流在切向上進(jìn)行控制，具有推力損失小的特點(diǎn)，推力系數(shù)約在0.92～0.97之間，被認(rèn)為是一種有前途的控制方法。Strykowski[21]提出，當(dāng)逆流速度與主流速度的比值超過臨界值時(shí)(即U2/U1<-0.14)，逆流剪切層由對(duì)流不穩(wěn)定轉(zhuǎn)變?yōu)榻^對(duì)不穩(wěn)定，剪切層內(nèi)的渦結(jié)構(gòu)和湍動(dòng)特性增強(qiáng)，是射流偏轉(zhuǎn)的內(nèi)在機(jī)制。Hunter[24]在研究中認(rèn)為，不管剪切流是同向還是逆向，只要注入的動(dòng)量通量相等，所產(chǎn)生的推力矢量效果就應(yīng)該是一樣的，Hunter認(rèn)為套筒壁在吸氣側(cè)上的壓力分布是驅(qū)動(dòng)推力轉(zhuǎn)向的關(guān)鍵因素，與二次流的方向無關(guān)。Flamm[20]的實(shí)驗(yàn)細(xì)致地測(cè)量了矢量角和二次流率的關(guān)系，證明同向和逆向二次流都能獲得推力轉(zhuǎn)向。

文獻(xiàn)[22]對(duì)逆流推力矢量的外流影響進(jìn)行了試驗(yàn)，其中噴管落壓比對(duì)應(yīng)的完全膨脹馬赫數(shù)為Ma=1.4，來流馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)了Ma=0.3、0.5和0.7這3種條件。試驗(yàn)表明，在來流條件下，逆流推力矢量方法可以比較容易地實(shí)現(xiàn)矢量角22°的偏轉(zhuǎn)，在相同控制條件下，隨來流馬赫數(shù)的升高，噴管的推力矢量有微弱的減小。逆流推力矢量的工程應(yīng)用還有許多問題亟待解決，比如采用什么樣的吸氣裝置、流動(dòng)遲滯效應(yīng)、大尺寸的后緣板與機(jī)身難以融合等，更為嚴(yán)重的是，主流在偏角較大時(shí)容易附著于控制面上，導(dǎo)致推力方向的突然變化，給飛行控制帶來風(fēng)險(xiǎn)。

1.4 同向二次流控制方法

為了尋找新的控制途徑，英國(guó)曼徹斯特大學(xué)Mason等[25]開展了同向二次流控制的射流推力矢量研究。如圖1(d)所示，該方法利用與主流方向平行的二次射流與壁面Coanda效應(yīng)，使主流方向發(fā)生偏轉(zhuǎn)，在主流馬赫數(shù)Ma=0.33條件下，獲得了推力矢量控制效果，研究認(rèn)為該方案在主流速度為低亞聲速時(shí)可以取得很好的控制效率。Banazadeh等[26]在小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)上開展試驗(yàn)研究，在發(fā)動(dòng)機(jī)低轉(zhuǎn)速下(5.8×104～7.8×104r/min)實(shí)現(xiàn)了推力矢量性能，試驗(yàn)噴管為軸對(duì)稱外形，具有多軸推力矢量的功能，但隨發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速升高，射流速度增加，該噴管的矢量控制能力迅速下降。該控制技術(shù)被應(yīng)用到英國(guó)無尾飛行器創(chuàng)新研究項(xiàng)目FLAVIIR[27-29](Flapless Air Vehicle Integrated Industrial Research)中，在該項(xiàng)目中Gill[30]探討了從發(fā)動(dòng)機(jī)中引氣的方式，作為機(jī)翼環(huán)量控制和流體推力矢量控制的二次流氣源。后來這些技術(shù)都集成在驗(yàn)證飛行器Demon上，在2010年進(jìn)行了演示飛行，但是對(duì)流體推力矢量的實(shí)際控制能力缺少報(bào)道。同向二次流也被用來嘗試對(duì)高速射流進(jìn)行控制，Heo[31]通過在噴管下游設(shè)置更大的產(chǎn)生Coanda效應(yīng)的壁面，采用同向二次流的射流控制方法，實(shí)現(xiàn)了對(duì)超聲速主流的射流偏轉(zhuǎn)控制。

2 矢量能力與效率

評(píng)價(jià)一種流體推力矢量方法包括了噴管的單軸/多軸控制能力、最大矢量角、引氣量、推力損失大小等多個(gè)方面，在控制效率上主要用以下3個(gè)指標(biāo)進(jìn)行衡量，一是推力比，即實(shí)際推力與理想等熵推力的比值；二是推力矢量效率，即單位引氣量所產(chǎn)生的推力矢量角大?。蝗橇髁肯禂?shù)，即實(shí)際流量與理想等熵流量的比值。上述指標(biāo)的理論公式如下所示。

(1) 推力系數(shù)[32]：

(2) 流量系數(shù)[16]：

其中wp和ws分別為主流和次流的質(zhì)量流量，wi,p為理想主流流量。理想質(zhì)量流率由噴管喉道面積和總壓、總溫等參數(shù)決定的。

(3) 推力矢量的效率:

圖2對(duì)比了不同流體推力矢量控制方法的推力系數(shù)，其中數(shù)據(jù)來源于公開發(fā)表的試驗(yàn)數(shù)據(jù)[3, 7-9, 15-16, 20]。由于同向二次流控制方法主要適用于控制低速主流，與其他幾種方法的適用范圍不同，這里沒有列入圖中進(jìn)行比較?？梢钥吹?，雙喉道噴管在低落壓比的時(shí)候推力系數(shù)較高，而激波矢量法和逆流控制方法在落壓比較大的時(shí)候效率較高。就雙喉道噴管來說，噴管設(shè)計(jì)壓比為1.89，出口速度為聲速，在大落壓比的情況下流動(dòng)欠膨脹造成推力損失。對(duì)于激波矢量法來說，為了使主流能夠偏轉(zhuǎn)，噴管的設(shè)計(jì)壓比大于實(shí)際流動(dòng)壓比，噴流處于過膨脹流動(dòng)，流動(dòng)壓比越小過膨脹程度就越大，造成較大的推力損失。

Fig.2 Comparison of thrust coefficients for three control methods

圖3顯示的是不同推力矢量方法的矢量效率比較，其中逆流矢量法主要利用真空泵抽吸原理，不同于二次流注入方法，此處不便于進(jìn)行橫向比較。這里矢量效率用吹氣量占主流1%時(shí)得到的矢量角表示，可以看到雙喉道方法具有較高的矢量效率，在壓比NPR=1.89～10范圍內(nèi)，矢量效率在3.4°/1%～5.2°/1%之間變化。激波矢量法的矢量效率要整體低于雙喉道噴管，從文獻(xiàn)收集的數(shù)據(jù)顯示矢量效率覆蓋0.8°/1%～3.3°/1%這個(gè)區(qū)間。圖4給出的是雙喉道方法與激波矢量法的流量系數(shù)比較，從圖中可以看到，激波矢量法的流量系數(shù)在0.96以上，遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于雙喉道方法。其中原因是激波矢量法在噴管擴(kuò)張段進(jìn)行控制，不改變噴管的喉道面積，對(duì)流量的影響較?。幌喾措p喉道法是在噴管喉道位置注入二次流，減小了噴管的最小流通面面積，導(dǎo)致流量減小。由此可見，雙喉道方法實(shí)現(xiàn)推力矢量是以改變喉道面積為代價(jià)，越是要獲得大的矢量偏角，二次流注入越強(qiáng)，噴管的實(shí)際流量就越小，發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的實(shí)際推力也就越小。

Fig.3 Comparison of thrust vectoring efficiencies between DTN and SVC

表1給出了3種流體推力矢量噴管的性能比較，可以看到，3種方法中激波矢量法存在較大的推力損失，矢量效率較低，但是流量系數(shù)較大；雙喉道方法獲得了較大的矢量效率和推力比，唯一存在的不足是流量系數(shù)受到很大的限制，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)主流的影響很大；逆流方法在3個(gè)方面都有較高的指標(biāo)，但存在抽吸系統(tǒng)過于復(fù)雜的不足。

表1 3種流體推力矢量控制方法的比較Table 1 Comparison of three fluidic thrust vectoring methods

流體推力矢量不同于機(jī)械偏轉(zhuǎn)的另一個(gè)特點(diǎn)是，實(shí)際外流條件下的推力矢量角小于靜態(tài)條件下測(cè)得的矢量角。文獻(xiàn)[7]開展了激波矢量法的外流計(jì)算，自由來流馬赫數(shù)Ma=0.3～1.2，噴管的落壓比NPR=3.6～7.2，二次流的壓比pS/pt=0.6～1.0，結(jié)果表明，來流影響會(huì)減弱推力矢量性能，減少量從Ma=0.9(NPR=6)的1.5°到Ma=0.7(NPR=5.2)的2.9°，推力系數(shù)損失則從4%(對(duì)應(yīng)壓比3.6)到0.8%(對(duì)應(yīng)壓比7.2)。解決從哪里引氣是流體推力矢量面臨的另一難題，一個(gè)比較可行的辦法是從發(fā)動(dòng)機(jī)的壓縮機(jī)段引氣。WANG[10]采用三維CFD方法模擬了激波矢量噴管航空發(fā)動(dòng)機(jī)耦合的氣動(dòng)性能，結(jié)果表明采用風(fēng)扇出口引氣的方式優(yōu)于從一級(jí)壓力機(jī)引氣，后者對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響嚴(yán)重，前者從風(fēng)扇出口引氣，當(dāng)推力矢量角達(dá)到19°時(shí)，推力減少量在17%以內(nèi)。

3 新概念流體推力矢量方法

傳統(tǒng)流體推力矢量方法目前還存在一些難以解決的瓶頸問題，導(dǎo)致該技術(shù)未能在工程實(shí)踐中推廣使用。下面介紹幾種完全不同于傳統(tǒng)方法的流體推力矢量控制技術(shù)，作為流體推力矢量的一種新的嘗試，可以為下一步推力矢量發(fā)展提供借鑒。

3.1 合成射流控制方法

合成射流技術(shù)是一種基于小尺度擾動(dòng)引起大的宏觀效應(yīng)的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)。Smith和Glezer[33]在1998年用合成射流控制了噴口直徑是自身25倍的噴流轉(zhuǎn)向，研究中合成射流方向與噴流方向平行，在合成射流不作用時(shí)，噴流沿噴口中心線對(duì)稱分布，在合成射流作用時(shí)，射流致動(dòng)器所產(chǎn)生的渦環(huán)引起主噴流上方的壓力降低，導(dǎo)致主噴流向這一側(cè)發(fā)生偏轉(zhuǎn)。本文對(duì)合成射流控制主流偏轉(zhuǎn)進(jìn)行了非定常數(shù)值模擬，圖5顯示的是合成射流控制的渦量云圖，其中時(shí)間t=0～T/2區(qū)間為射流的噴出階段，可以看到射流在經(jīng)過特殊設(shè)計(jì)的噴口噴出以后，右側(cè)渦量分布非常集中，左側(cè)渦量發(fā)展受到抑制，在誘導(dǎo)速度作用下繞右側(cè)旋渦旋轉(zhuǎn)。圖6顯示的是合成射流控制射流偏轉(zhuǎn)的瞬時(shí)速度云圖，其中主流速度7m/s，零質(zhì)量射流的峰值速度34m/s，動(dòng)量比值為1∶10，獲得的射流轉(zhuǎn)向角約為30°。文獻(xiàn)[34-35]對(duì)不同出口構(gòu)型合成射流激勵(lì)器開展的射流矢量控制進(jìn)行了研究，認(rèn)為低壓、合成射流動(dòng)量以及合成射流對(duì)主流流體的卷吸是控制主流偏轉(zhuǎn)的主要原因。

為了提高合成射流控制射流偏轉(zhuǎn)的效果，Park等[36]對(duì)出口帶有擴(kuò)張段的圓管流進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，其中激勵(lì)器安裝在圓管出口與擴(kuò)張段的交接位置。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，出口下游擴(kuò)張段可以起到增強(qiáng)摻混的作用，同時(shí)有控制射流轉(zhuǎn)向的效果，但是實(shí)驗(yàn)僅限于對(duì)低速主流進(jìn)行控制。合成射流控制射流轉(zhuǎn)向試驗(yàn)向人們展示了合成射流控制的奇妙之處，但是將這一技術(shù)應(yīng)用于推力轉(zhuǎn)向還有很遠(yuǎn)的距離，目前成功的射流轉(zhuǎn)向試驗(yàn)還局限于小速度尺度和低雷諾數(shù)情形，要實(shí)現(xiàn)對(duì)更大尺度的發(fā)動(dòng)機(jī)高速尾噴流的控制還存在很大的難度。

3.2 Coanda效應(yīng)噴管

Coanda效應(yīng)噴管在噴管出口下游進(jìn)行矢量偏轉(zhuǎn)控制，通常作法是在噴管出口增加后緣板，利用流體自身的附壁效應(yīng)，在較小輸入能量的前提下實(shí)現(xiàn)高速大動(dòng)量射流的偏轉(zhuǎn)，也可以簡(jiǎn)稱這種方式為后緣板控制。2013年歐盟資助開展了空氣柯恩達(dá)效應(yīng)高效射流矢量噴管計(jì)劃ACHEON(Aerial Coanda High Efficiency Orienting-jet Nozzle project)[37-39]，該研究計(jì)劃提出利用高速射流在凸表面的Coanda效應(yīng)和等離子體加速流體延遲分離的作用，提高矢量噴管的偏轉(zhuǎn)效率。研究?jī)?nèi)容包括對(duì)3種物理效應(yīng)進(jìn)行研究，分別是高速射流的混合效應(yīng)、Coanda效應(yīng)和靜電場(chǎng)控制。文獻(xiàn)[38]設(shè)計(jì)了一種雙主流的合成射流噴管，如圖7所示，2股主流在噴管喉道前進(jìn)行匯合并經(jīng)過收縮-擴(kuò)張噴管排出，當(dāng)2股主流存在速度差的時(shí)候，合成射流將向速度高的一側(cè)偏轉(zhuǎn)。

在后緣Coanda壁面采用等離子體控制被認(rèn)為是未來流動(dòng)控制的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，未來有可能用于推力矢量控制。吳云等人[40]對(duì)等離子體激勵(lì)器種類及流動(dòng)控制應(yīng)用進(jìn)行了綜述，指出了等離子體氣動(dòng)激勵(lì)在抑制流動(dòng)分離、激波控制、管道流動(dòng)方面的諸多應(yīng)用，等離子體產(chǎn)生氣動(dòng)激勵(lì)的物理作用原理包括了動(dòng)力效應(yīng)、沖擊效應(yīng)和物性改變。Samimy研究組[41]開展了等離子體對(duì)高速高雷諾數(shù)管道射流控制的研究，表明等離子體可以在有效促進(jìn)流動(dòng)摻混，增大管道出口流動(dòng)的湍動(dòng)能，縮短主流核心區(qū)長(zhǎng)度，降低排氣噪聲等方面發(fā)揮作用。

3.3 引射效應(yīng)矢量噴管

對(duì)高速射流而言，一個(gè)重要的特點(diǎn)是具有很強(qiáng)的引射效應(yīng)，射流速度越大，對(duì)周圍氣體的引射作用越強(qiáng)。基于射流的這種特性，本文提出了一種利用引射效應(yīng)的推力矢量控制方法[42]。如圖8所示，在主噴管出口下游設(shè)置有2塊對(duì)稱的后緣板，在主噴流的引射作用下，兩側(cè)氣體被不斷抽走，同時(shí)又從下游以回流形式得到補(bǔ)充。此時(shí)主流存在一個(gè)非常不穩(wěn)定的狀態(tài)，既可能保持中立狀態(tài)，射流方向保持軸線方向不變，又可能因擾動(dòng)而發(fā)生向上或者向下的偏轉(zhuǎn)，我們把射流的這種行為描述為具有雙穩(wěn)特性[42-44]。在把射流變得十分敏感以后，加入人為擾動(dòng)可以很容易地實(shí)現(xiàn)射流偏轉(zhuǎn)。文獻(xiàn)[42]采用改變通氣量的方式實(shí)現(xiàn)了射流的上下偏轉(zhuǎn)控制，但是不足是射流容易附著到固體壁面，導(dǎo)致射流方向的突然變化。

該控制技術(shù)被用于對(duì)低速主流進(jìn)行控制[44]，通過改變控制縫入口面積實(shí)現(xiàn)了對(duì)主射流偏轉(zhuǎn)的比例控制，在測(cè)試條件下主射流最大偏轉(zhuǎn)角可達(dá)19°?？刂魄€分為了2個(gè)區(qū)域，敏感區(qū)和遲鈍區(qū)。敏感區(qū)的控制曲線近似線性，斜率較大，范圍約為±15°；在遲鈍區(qū)射流靠近壁面，射流方向?qū)刂频捻憫?yīng)比較遲緩。由于該方法采用的是被動(dòng)控制手段，不需要任何能量輸入，相對(duì)其他方法而言具有自己獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。

上述3種新概念流體推力矢量方法都試圖從噴管出口下游進(jìn)行控制，對(duì)主流或者說發(fā)動(dòng)機(jī)的干擾較小，代表了流體推力矢量研究的一個(gè)新方向。目前這些方法還僅限于在設(shè)計(jì)條件下進(jìn)行使用，不能勝任大范圍變化壓比等復(fù)雜流動(dòng)條件，因此這些方法在走向?qū)嶋H應(yīng)用之前還有許多障礙需要克服。

4 結(jié)束語

流體推力矢量技術(shù)由于其潛在的應(yīng)用價(jià)值得到了國(guó)內(nèi)外研究機(jī)構(gòu)的重視，目前這項(xiàng)技術(shù)還沒有得到工程應(yīng)用，主要原因是制約噴管性能的影響參數(shù)較多，這些參數(shù)之間的相互作用關(guān)系復(fù)雜，控制難度較大。未來隨著微型傳感器技術(shù)、自動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展，流體推力矢量也一定會(huì)走上前臺(tái)，在工程實(shí)踐中發(fā)揮作用。本文主要結(jié)論如下：

(1) 未來流體推力矢量的發(fā)展不僅面臨解決飛行器的機(jī)動(dòng)問題，實(shí)現(xiàn)單軸(俯仰或偏航方向)或多軸推力矢量控制，還要面臨解決無尾布局飛行器的安定性問題，為飛行穩(wěn)定提供頻繁工作的三軸穩(wěn)定性控制力矩，為實(shí)現(xiàn)真正的高氣動(dòng)效率飛行器布局設(shè)計(jì)提供技術(shù)支撐。

(2) 流體推力矢量控制受多種因素影響，除形狀參數(shù)外，還包括噴管落壓比，二次流流量，外流速度等流動(dòng)參數(shù)，這些參數(shù)影響噴管的推力比、矢量效率、流量系數(shù)大小。流體推力矢量走向工程應(yīng)用是一個(gè)與發(fā)動(dòng)機(jī)、與飛行控制相結(jié)合的過程，需要解決各項(xiàng)系統(tǒng)參數(shù)之間的匹配與銜接問題，而計(jì)算機(jī)技術(shù)、先進(jìn)傳感器與飛行控制技術(shù)的發(fā)展將有助于解決這些問題。

(3) 機(jī)械偏轉(zhuǎn)噴管在改變內(nèi)流道的同時(shí)也改變了噴管周圍外流的流動(dòng)方向。目前流體推力矢量研究主要集中解決內(nèi)流的偏轉(zhuǎn)問題，對(duì)外流影響的研究較少，缺乏減少外流影響的措施。對(duì)目前所有流體推力矢量控制來說，都面臨外流速度增加導(dǎo)致噴管矢量效率下降的問題，如何解決這一問題也應(yīng)得到重視。

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(編輯：李金勇)

Advances influidic thrust vectoring technique research

Xiao Zhongyun*, Jiang Xiong, Mou Bin, Chen Zuobin

(Computational Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

In contrast to the mechanical deflecting nozzle, the fluidic thrust vectoring control hires flow control methods to realize the jet vectoring, which is expected to be a more efficient way to manipulate the thrust direction. Among the main fluidic vectoring control methods, including shock vectoring control(SVC), dual throat nozzle(DTN), counter-flow(CC) and co-flow control, performance parameters such as the thrust vectoring efficiency, the thrust ratio and the discharge coefficient are compared based on published experimental and computational data. It shows that SVC, DTN and CC methods produce thrust vectoring in a wide range of Nozzle Pressure Ratio(NPR) from 1.8 to 10, and are extendable to pitch/yaw control or multi-axis control. Comparatively, DTN and co-flow control are superior to SVC and CC in the thrust loss and thrust vectoring efficiency, yet DTN is disadvantageous in the discharge coefficient as a consequence of throat injection, and the working range of co-flow method is highly limited. In pursuit of highly efficient control, some new methods of jet vectoring are introduced, and the principles, potential advantages and challenges of each method are discussed. These methods adopt after-deck-flow control and introduce little disturbance to the main jet, which are desirable for the thrust vectoring control. Such methods show promising prospects and the related experience should be drawn on for further studies.

nozzle; thrust vectoring; control; efficiency; secondary flow

1672-9897(2017)04-0008-08

10.11729/syltlx20160207

2016-12-22;

2017-04-20

國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(11572341)

XiaoZY,JiangX,MouB,etal.Advancesinfluidicthrustvectoringtechniqueresearch.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(4): 8-15. 肖中云, 江 雄, 牟 斌, 等. 流體推力矢量技術(shù)研究綜述. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2017, 31(4): 8-15.

V211.3

A

肖中云(1977-)，男，四川大竹人，副研究員。研究方向：流動(dòng)控制。通信地址：四川省綿陽市二環(huán)路南段6號(hào)13信箱08分箱(621000)。 E-mail：scxiaozy@sina.cn

*通信作者 E-mail: scxiaozy@sina.cn