趙 康，王周成，張 飛，劉元敏，李 耿，董新剛

(西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710025)

0 引言

推力矢量控制(Thrust Vector Control，TVC)是戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈、運(yùn)載火箭和動(dòng)能攔截器等飛行器飛行姿態(tài)控制的重要手段，其主要通過(guò)改變推力方向來(lái)獲得側(cè)向控制力矩[1]，具有推力致偏效率高、響應(yīng)速度快和不受飛行工況限制等特點(diǎn)，尤其對(duì)于稀薄大氣層飛行器，推力矢量控制手段顯得難以替代。就固體推進(jìn)系統(tǒng)而言，提升推力矢量控制技術(shù)水平對(duì)增強(qiáng)敏捷性、機(jī)動(dòng)性和攻擊精度具有重要意義。

推力矢量控制方式一般分為機(jī)械式和流體噴射(Fluidic Thrust Vectoring，F(xiàn)TV)[2]。與流體噴射控制方式相比，機(jī)械式推力矢量控制具有原理簡(jiǎn)單易實(shí)現(xiàn)、在工藝和伺服控制等方面的技術(shù)成熟度高和工程應(yīng)用廣泛的特點(diǎn)。機(jī)械式推力矢量控制方式主要有全軸擺動(dòng)噴管(柔性噴管、球窩噴管和珠承噴管)、燃?xì)舛?、轉(zhuǎn)動(dòng)噴管和擾流片等。其中，全軸擺動(dòng)噴管無(wú)疑是實(shí)現(xiàn)飛行過(guò)程中俯仰和偏航控制的主流裝置，如美國(guó)標(biāo)準(zhǔn)-3 III級(jí)[3]、美國(guó)戰(zhàn)斧MK111[4]、美國(guó)三叉戟[4]等多型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)均有應(yīng)用，而燃?xì)舛鎇5]能與固定噴管結(jié)合，實(shí)現(xiàn)燃?xì)饬飨蚱D(zhuǎn)調(diào)節(jié)，主要用于小型戰(zhàn)術(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)。早期全軸擺動(dòng)噴管在結(jié)構(gòu)尺寸較大的戰(zhàn)略發(fā)動(dòng)機(jī)和大型運(yùn)載助推器等方面應(yīng)用較多，隨著多型產(chǎn)品需求牽引和技術(shù)不斷進(jìn)步，發(fā)展高性能、小型化、輕質(zhì)化的全軸擺動(dòng)噴管日益迫切。

目前，工程型號(hào)應(yīng)用的全軸擺動(dòng)噴管均為低亞音速分離線(Low Subsonic Splitline，LSSSL)或高亞音速分離線(High Subsonic Splitline，HSSSL)噴管[6]。然而，全軸擺動(dòng)噴管結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)不限于此，其擺動(dòng)分離線也可設(shè)計(jì)在超音速區(qū)域，可動(dòng)部分僅為擴(kuò)張段，這樣就形成了超音速分離線(Supersonic Splitline，SSSL)[7]噴管。

本文主要針對(duì)具有良好應(yīng)用前景的超音速分離線噴管的發(fā)展歷程進(jìn)行梳理，歸納分析了偏轉(zhuǎn)放大效應(yīng)、燒蝕特性、性能評(píng)估和潤(rùn)滑密封等關(guān)鍵技術(shù)的發(fā)展和現(xiàn)狀，討論了研究方向和有待進(jìn)一步解決的重要問(wèn)題，以期為后續(xù)研究工作提供借鑒和參考。

1 超音速分離線噴管主要特點(diǎn)

超音速分離線噴管主要由喉襯組件、柔性接頭(或球窩、滾動(dòng)球窩等)和擴(kuò)張段組成，分離線間隙一般位于喉襯組件和擴(kuò)張段之間，如圖1所示[8]。

由于擺動(dòng)分離線位于超音速區(qū)域的結(jié)構(gòu)布局，超音速分離線噴管通常設(shè)計(jì)為前擺心結(jié)構(gòu)，這使其具有一些不同的特點(diǎn)。超音速分離線噴管的主要優(yōu)點(diǎn)有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單緊湊、消極質(zhì)量輕、伺服作動(dòng)力矩小、能放大偏轉(zhuǎn)側(cè)向力、發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性高、研制成本低等，具有良好的應(yīng)用前景。

圖1 超音速分離線噴管典型結(jié)構(gòu)

2 超音速分離線噴管技術(shù)進(jìn)展

超音速分離線噴管已有60余年的研究歷史。1952年，英國(guó)帝國(guó)理工學(xué)院的Eisenklam和Rowe[9]以主題為“超音速噴射偏轉(zhuǎn)”的學(xué)術(shù)報(bào)告，就奠定了超音速分離線噴管研究的理論基礎(chǔ)，其實(shí)這與“無(wú)源式”二次噴射TVC有異曲同工之處，只是超音速分離線噴管借助結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)誘導(dǎo)激波。隨后，1958年英國(guó)劍橋大學(xué)Fraser和Rowe[10]經(jīng)過(guò)實(shí)驗(yàn)研究指出，擺動(dòng)結(jié)構(gòu)能夠產(chǎn)生推力偏轉(zhuǎn)放大現(xiàn)象。

自20世紀(jì)60年代以來(lái)，美國(guó)、法國(guó)、瑞典和中國(guó)的多家科研機(jī)構(gòu)對(duì)超音速分離線噴管相繼開(kāi)展了一定的理論和試驗(yàn)研究工作。

2.1 航天公司

美國(guó)航天公司(Aerospace Corporation)的Strahle[7]將超音速來(lái)流作三維微擾動(dòng)處理建立了超音速分離線噴管的空氣動(dòng)力學(xué)模型，參數(shù)化分析了超音速分離線噴管的尺寸效應(yīng)規(guī)律、最小力矩下擺心位置和推力矢量偏轉(zhuǎn)放大與抑制作用，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了比較。結(jié)果表明，計(jì)算結(jié)果得到的側(cè)向力和力矩放大系數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的最大偏差分別為12.2%和27.1%，如圖2所示。同時(shí)，研究發(fā)現(xiàn)側(cè)向力和力矩放大系數(shù)均隨分離線位置距原點(diǎn)距離增大而急劇減小，在相同分離線位置處，擴(kuò)張比越大，力和力矩放大系數(shù)越大，而相同擴(kuò)張比和分離線位置的情況下，上游分離線結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的側(cè)向力和力矩放大系數(shù)均大于下游分離線結(jié)構(gòu)。

(a) 側(cè)向力隨分離線位置變化

(b) 力矩放大系數(shù)隨分離線位置變化

2.2 空軍火箭推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室

美國(guó)空軍火箭推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(Air Force Rocket Propulsion Laboratory，AFRPL)在1970年前后分別在固體火箭硬件/設(shè)計(jì)評(píng)估(Solid Rocket Hardware/Design Evaluation)項(xiàng)目的資助下，開(kāi)展了超音速分離線矢量噴管的冷流試驗(yàn)和熱試車(chē)。

Lavery[11]針對(duì)Flex-X柔性噴管進(jìn)行了27組擺動(dòng)角度分別為0°、2.5°、5°和10°的冷流試驗(yàn)，比較分析了柔性接頭位置、擺心位置、擴(kuò)張半角、擴(kuò)張比和擺角的變化對(duì)側(cè)向力、力矩和軸向推力的影響。結(jié)果表明，對(duì)于擴(kuò)張比為10和25的噴管獲得的最大側(cè)向力放大系數(shù)分別為1.65和1.95，力矩放大系數(shù)分別為3.6和2.9，獲得的軸向推力損失為1%～2%。同時(shí)發(fā)現(xiàn)，當(dāng)噴管擺角為5°～10°之間，膨脹壁面壓縮斜激波向噴管出口方向移動(dòng)，導(dǎo)致側(cè)向力放大系數(shù)減小。

1969年8月，Ellison和Ojala[12]對(duì)Flex-X柔性噴管進(jìn)行了點(diǎn)火熱試車(chē)考核，然而由于控制系統(tǒng)故障引起彈性橡膠材料密封失效，導(dǎo)致試車(chē)失敗，這是研究歷史上公開(kāi)報(bào)道的唯一試驗(yàn)失敗。同年10月，Strome[13]利用吉爾摩工業(yè)公司設(shè)計(jì)的六分力推力試車(chē)臺(tái)精確測(cè)量了超音速分離線噴管的軸向推力、側(cè)向力、放大系數(shù)及力矩，發(fā)現(xiàn)擺角1°時(shí)獲得最大放大系數(shù)為1.46，最大擺角為3.4°～3.92°時(shí)，噴管總力矩在304～395 N·m之間。

為準(zhǔn)確掌握超音速分離線噴管工作過(guò)程非金屬材料燒蝕和炭化情況，1972年，Holder[14]借用文獻(xiàn)[13]的燃燒室進(jìn)行了熱試車(chē)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作壓強(qiáng)為4.483 MPa，工作時(shí)間為35 s，擺動(dòng)角度為4°。試車(chē)后噴管燒蝕炭化形貌見(jiàn)圖3，分離線間隙上游和下游石墨布/酚醛的平均燒蝕率分別為0.05 mm/s和0.04 mm/s，分離線處激波并明顯增大噴管局部熱防護(hù)材料燒蝕率。

圖3 試車(chē)后噴管最大燒蝕圖

2.3 大西洋研究公司

1986年，美國(guó)大西洋研究公司(Atlantic Research Corporation, ARC)Yezzi和法國(guó)SEP公司Gainesville[15]聯(lián)合采用長(zhǎng)尾超音速分離線球窩噴管結(jié)構(gòu)進(jìn)行了ARC-SEP超音速分離線噴管的多分力臺(tái)熱試車(chē)，并與標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較(表1)。

結(jié)果表明，當(dāng)機(jī)械擺角為5°～18°時(shí)，超音速分離線噴管推力矢量角放大系數(shù)為1.1～1.35，其隨擺角增大而逐漸減小。

2.4 歐洲動(dòng)力裝置公司

1990年，法國(guó)歐洲動(dòng)力裝置公司(Société Européenne de Propulsion，SEP)Crapiz[16]比較了SEP公司4臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的熱試車(chē)結(jié)果(表2)，當(dāng)偏轉(zhuǎn)角為18°時(shí)，可獲得23°的推力矢量角；當(dāng)分離擴(kuò)張比減小，在較小偏轉(zhuǎn)角下，使效率(推力與偏轉(zhuǎn)角之比)增大。

表1 標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)和ARC-SEP發(fā)動(dòng)機(jī)主要性能參數(shù)

表2 超音速分離線噴管熱試車(chē)結(jié)果

在綜合高性能火箭推進(jìn)技術(shù)(Integrated High Payoff Rocket Propulsion Technology，IHPRPT)項(xiàng)目資助下，1997年，Ellis和Berdoyes[8]設(shè)計(jì)了超音速分離線雙柔性接頭噴管(圖4)，利用Orbus1發(fā)動(dòng)機(jī)成功進(jìn)行了海平面熱試車(chē)考核，試車(chē)后分離線間隙下游分解情況見(jiàn)圖5，通過(guò)測(cè)試獲得了工作壓強(qiáng)、推力、力矩特性和放大因子等關(guān)鍵數(shù)據(jù)，試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)劑采用三組元HTPB，平均壓強(qiáng)為5.9 MPa。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，與配置潛入式噴管的標(biāo)準(zhǔn)Orbus1發(fā)動(dòng)機(jī)相比，比沖提高9.8 N·s/kg，最大力矩和最小力矩分別為700 N·m和658 N·m，喉部燒蝕率降低25%。同時(shí)，在45°合成擺動(dòng)1.41°角度時(shí)，獲得最大放大因子(側(cè)向力角與機(jī)械擺角之比)為1.6。此外，超音速分離線雙柔性接頭噴管能夠減輕43%消極質(zhì)量。

2.5 納摩公司

瑞典納摩(Nammo Raufoss AS)公司于19世紀(jì)90年代開(kāi)始關(guān)注超音速分離線噴管發(fā)展，至2006年，Orbekk[17]在挪威推進(jìn)技術(shù)發(fā)展項(xiàng)目(Norwegian Propulsion Technology Development Programme，NPTDP)的資助下，利用改進(jìn)CFD程序進(jìn)行了超音速分離線球窩噴管的設(shè)計(jì)、尺寸優(yōu)化和性能的數(shù)值模擬分析，并成功完成了地面熱試車(chē)。

通過(guò)數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)，當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)和分離線上游激波強(qiáng)度是影響偏轉(zhuǎn)性能的重要參數(shù)，分離擴(kuò)張比和噴管擴(kuò)張比均對(duì)放大系數(shù)(推力偏轉(zhuǎn)角與噴管擺角之比)有影響，在相同的分離擴(kuò)張比下，噴管擴(kuò)張比逐漸增大獲得的放大系數(shù)能夠達(dá)到最大值。設(shè)計(jì)分離線下游擴(kuò)張長(zhǎng)度應(yīng)依據(jù)側(cè)向力、推力和力矩參數(shù)折中選擇。

圖4 超音速分離線雙柔性接頭噴管

圖5 分離線下游分解照片

在試驗(yàn)方面，在2000年和2005年分別進(jìn)行了第一階段和第二階段的地面熱試車(chē)考核。第一階段設(shè)計(jì)的噴管方案見(jiàn)圖6，分離擴(kuò)張比和噴管擴(kuò)張比分別為2.1和7.2，燃燒時(shí)間約5 s。

圖6 超音速分離線球窩噴管設(shè)計(jì)方案

試驗(yàn)結(jié)果表明，最大鉸鏈力矩約為300 N·m，放大系數(shù)在1.2～1.4之間。通過(guò)熱試車(chē)(圖7)考核也驗(yàn)證了以鎢和鉬作為陰陽(yáng)體材料的良好抗燒蝕性能，能夠作為用于長(zhǎng)時(shí)間工作發(fā)動(dòng)機(jī)的備選材料。

第二階段優(yōu)化設(shè)計(jì)了單軸擺動(dòng)超音速分離線球窩噴管(圖8)，其分離擴(kuò)張比和噴管擴(kuò)張比分別為1.5和6。與第一階段主要不同之處在于：陰球體采用鋼和C-C/SiC陶瓷復(fù)合材料，并優(yōu)化了球窩接觸球面摩擦性能，在球面間增加密封元件。

通過(guò)2臺(tái)熱試車(chē)試驗(yàn)獲得推力偏轉(zhuǎn)角、側(cè)向力、放大系數(shù)和鉸鏈力矩隨工作時(shí)間變化，最大側(cè)向力為1.5 kN，放大系數(shù)基本維持在1.4左右，與第一階段結(jié)果相比，力矩特性得到較大改善，鉸鏈力矩為40～60 N·m。

圖7 熱試車(chē)照片

圖8 第二階段發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)物

2.6 賽峰集團(tuán)

2013年，法國(guó)賽峰集團(tuán)(Safran Group)的Larrieu等[18]在法國(guó)武器裝備總署(MOD)項(xiàng)目資助下，對(duì)超音速分離線冷球窩演示驗(yàn)證噴管(圖9)作溫度循環(huán)(-55～120 ℃)后成功進(jìn)行了冷態(tài)試驗(yàn)和熱試車(chē)，發(fā)動(dòng)機(jī)采用HTPB推進(jìn)劑，工作時(shí)間為15 s，最大工作壓強(qiáng)和單向最大擺角分別為15 MPa和8°。其中，陽(yáng)球體采用鋼和炭/酚醛復(fù)合材料，陰球體選用含金屬?gòu)?fù)合材料，陰陽(yáng)球面間潤(rùn)滑措施采用聚四氟乙烯(PTFE)纖維織物層，其摩擦系數(shù)在-45～120 ℃范圍內(nèi)為0.05～0.12，并隨載荷及擺動(dòng)速度增大而減小。通過(guò)熱試車(chē)獲得效率角(側(cè)向力與軸向推力之比的反正切函數(shù))、噴管效率和球面溫度分布。結(jié)果表明，不同時(shí)刻的效率角均大于機(jī)械擺角。

圖9 超音速分離線冷球窩噴管冷態(tài)試驗(yàn)實(shí)物照片

2.7 西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所

2017年，西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所率先在國(guó)內(nèi)開(kāi)展超音速分離線噴管的研究工作。通過(guò)數(shù)值模擬方法對(duì)超音速分離線柔性噴管的流動(dòng)特性進(jìn)行分析，獲得了超音速分離線的側(cè)向力和偏轉(zhuǎn)放大因子等隨噴管擺角的變化規(guī)律。結(jié)果表明，在2.5°擺角下，偏轉(zhuǎn)放大因子(相同機(jī)械擺角下超音速分離線噴管與亞音速分離線噴管的側(cè)向力之比，見(jiàn)圖10)達(dá)到最大1.36[19〗。

圖10 放大因子隨擺角變化

同時(shí)，對(duì)保護(hù)裝置的強(qiáng)度進(jìn)行校核計(jì)算，預(yù)估了噴管的擺動(dòng)力矩。在此基礎(chǔ)上進(jìn)行了超音速分離線柔性噴管的冷態(tài)試驗(yàn)和熱試車(chē)考核，獲得了超音速分離線柔性噴管的間隙壓強(qiáng)(圖11)、推力和力矩特性等重要數(shù)據(jù)，試驗(yàn)取得圓滿成功。通過(guò)熱試車(chē)考核，驗(yàn)證了超音速分離線柔性噴管整體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的可行性和保護(hù)裝置的工作可靠性。這標(biāo)志著已初步掌握了分離線結(jié)構(gòu)熱防護(hù)、分離線下游燒蝕特性和柔性接頭反向狀態(tài)工作等關(guān)鍵技術(shù)，具備了超音速分離線噴管的研制能力。

2018年，研制了具有新型限位結(jié)構(gòu)的超音速分離線冷球窩噴管，通過(guò)冷態(tài)試驗(yàn)考核，驗(yàn)證了擺動(dòng)力矩特性、新型限位裝置的可行性和接頭摩擦及密封性能，力矩特性達(dá)到了設(shè)計(jì)預(yù)期效果。

圖11 分離線間隙壓強(qiáng)隨時(shí)間變化

2.8 上海航天動(dòng)力技術(shù)研究所

2018年，上海航天動(dòng)力技術(shù)研究所的童悅等[20]設(shè)計(jì)了超音速分離線單軸擺動(dòng)噴管(圖12)，利用數(shù)值仿真方法，對(duì)擺角和分離線間隙大小的影響規(guī)律進(jìn)行研究。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，隨著擺角增大，噴管軸向推力系數(shù)與矢量角放大系數(shù)(矢量角與機(jī)械擺角之比)下降，擺角為7°時(shí)，矢量角放大系數(shù)為1.19。此外，隨著分離線間隙增大，噴管側(cè)向力和矢量角放大系數(shù)均減小。

圖12 超音速分離線單軸擺動(dòng)噴管模型

3 存在的問(wèn)題及后續(xù)工作建議

近幾十年來(lái)，國(guó)內(nèi)外多家研究機(jī)構(gòu)主要圍繞分離線結(jié)構(gòu)參數(shù)、偏轉(zhuǎn)放大因子、燒蝕特性和性能評(píng)估等方面對(duì)超音速分離線噴管開(kāi)展了大量的研究工作，獲得了實(shí)質(zhì)性的發(fā)展，同時(shí)取得了顯著的成果。但國(guó)內(nèi)對(duì)超音速分離線噴管的研究正處于起步階段，應(yīng)用基礎(chǔ)研究相對(duì)較薄弱，性能評(píng)估指標(biāo)尚不完善，缺乏大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)支持，還需開(kāi)展更加深入和系統(tǒng)的研究。

(1)對(duì)于偏轉(zhuǎn)放大效應(yīng)這一重要的性能量化評(píng)價(jià)指標(biāo)的定義仍存在差異，需要明確評(píng)價(jià)指標(biāo)的合理性，提出更完善的性能評(píng)價(jià)指標(biāo)。

(2)以往進(jìn)行分離擴(kuò)張比、分離線間隙大小和擺心位置等結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)超音速分離線噴管性能的影響，缺乏由燃燒室工況和錐形及鐘形型面等因素變化引起的噴管性能變化規(guī)律，需進(jìn)一步通過(guò)數(shù)值模擬方法進(jìn)行研究。

(3)迄今為止，還沒(méi)有通過(guò)數(shù)值模擬方法獲得側(cè)向力模型，為總體提供準(zhǔn)確可靠的側(cè)向力計(jì)算模型。

在試驗(yàn)研究方面，后續(xù)建議開(kāi)展的主要工作有：利用高精度六分力實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)精確測(cè)量獲得工作過(guò)程中側(cè)向力和軸向推力，以結(jié)合理論計(jì)算結(jié)果建立可靠的側(cè)向力、氣動(dòng)恢復(fù)力矩和推力性能損失預(yù)估模型。開(kāi)展更長(zhǎng)工作時(shí)間(40 s以上)的熱試車(chē)，進(jìn)一步考核分離線間隙的熱防護(hù)和密封性能的可靠性，為其工程應(yīng)用范圍推廣提供技術(shù)儲(chǔ)備。針對(duì)不同分離線下游構(gòu)型，通過(guò)試驗(yàn)分析燒蝕規(guī)律，同時(shí)優(yōu)化分離線下游構(gòu)型，以減小大擺角下的推力性能損失。

4 結(jié)束語(yǔ)

超音速分離線噴管具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單緊湊、減輕消極質(zhì)量、減小伺服作動(dòng)力矩、放大偏轉(zhuǎn)側(cè)向力、提高發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性和降低研制成本等特點(diǎn)，具有良好的應(yīng)用前景。為推動(dòng)超音速分離線噴管技術(shù)發(fā)展，國(guó)內(nèi)外科研人員以理論和試驗(yàn)手段從分離線結(jié)構(gòu)參數(shù)、放大因子、側(cè)向力和燒蝕及力矩特性等方面進(jìn)行了大量的研究。在總結(jié)分析現(xiàn)有研究成果的基礎(chǔ)上，探討了偏轉(zhuǎn)放大效應(yīng)評(píng)價(jià)指標(biāo)、性能評(píng)估和分離線結(jié)構(gòu)優(yōu)化等需要進(jìn)一步深入研究的問(wèn)題，并建議通過(guò)理論分析和試驗(yàn)驗(yàn)證提出側(cè)向力預(yù)估模型，期望可為超音速分離線噴管后續(xù)的研究工作提供思路，同時(shí)為其工程應(yīng)用提供參考和借鑒。