推力矢量喷管
射流推力矢量技术的研究现状与发展
Science and Technology&Innovation┃科技与创新2020年第10期文章编号：2095－6835（2020）10－0081－03射流推力矢量技术的研究现状与发展王杰（中国民航飞行学院飞行技术学院，四川广汉618307）摘要：飞行器的空间姿态变化主要依靠常规气动舵面的偏转，使用推力矢量喷管，可以提高飞行器的机动性能和飞行包线。
传统的推力矢量喷管由机械活动部件的偏转产生矢量推力，缺点是质量大、结构复杂、维修困难等，射流推力矢量技术的研究可以有效解决这一问题。
对机械式推力矢量喷管的研究和优缺点进行了描述，解释了Coanda效应的原理，介绍了射流推力矢量技术的特点、方案及国内外的研究现状，指出了射流推力矢量技术的不足。
关键词：Coanda效应；射流推力矢量；推力矢量技术；二次流中图分类号：V211.3文献标识码：A DOI：10.15913/ki.kjycx.2020.10.034飞行器控制机动动作，主要依靠副翼、方向舵、升降舵和鸭翼等常规空气动力舵面的偏转来实现[1]。
这些舵面的偏转会改变飞行器的气动外形，从而使作用在飞行器上的气动力和力矩发生变化，飞行器发生机动。
然而，使用气动舵面会限制飞行器气动性能的进一步提升，低速大迎角飞行时，气动舵面的效率低；高速飞行时，又会增大飞行器的气动阻力。
传统发动机的固定式喷管，产生的推力通常与飞行器纵向一致或保持一个固定夹角，无法提高飞行器的失速特性。
随着现代航空技术的发展，世界航空制造强国在战机的设计上开始追求敏捷性和过失速机动能力。
推力矢量控制和推力矢量喷管成为现代战机的核心和关键技术之一。
推力矢量技术可以将发动机的推力进行水平或垂直方向的调整，将一部分推力变成操纵力，控制飞行器的俯仰、偏转和滚转运动，代替传统气动舵面。
甚至在飞行器失速时，推力矢量喷管也能进行有效控制，即克服失速极限。
利用推力矢量技术，不仅可以提高飞行器的机动性和敏捷性、增大临界迎角、缩短起飞/滑跑距离，对于减小飞行器的气动阻力、减轻结构质量、扩大飞行包线、增强隐身性也效果显著[2]。
基于Coanda效应的无源流体推力矢量喷管研究
基于Coanda效应的无源流体推力矢量喷管研究作者：佟川李昂贤王启材张琦祥许兰迪王炫来源：《科技资讯》2021年第09期摘要：推力矢量技术对于飞行器机动性能的提高具有重要意义，目前已经历了从机械式到有源流体式再到无源流体式的发展历程。
无源流体推力矢量喷管具有型面固定、能耗小、主射流偏转响应快等优势。
该文提出一种基于Coanda效应的无源流体推力矢量喷管，通过三维建模软件Solidworks和ANSYS FLUENT对其工作原理进行仿真，验证该类型矢量喷管对气流控制的有效性。
仿真结果表明：无缘流体推力矢量喷管结构简单，可通过外界大气压力实现主射流矢量偏射控制。
关键词：尾喷管流体式推力矢量控制 Coanda效应数值仿真中图分类号：V22 文献标识码：A文章编号：1672-3791（2021）03（c）-0094-03Research on Passive Fluid Thrust Vectoring Nozzle Based on Coanda EffectTONG Chuan LI Angxian WANG Qicai ZHANG Qixiang XU Landi WANG Xuan（Aeronautical Engineering Institute， Civil Aviation University of China， Tianjin， 300300 China）Abstract： Thrust vectoring technology plays an important role in improving the manoeuvrability of aircraft. At present， it has experienced the development process from mechanical mode to active flow mode and then to passive flow mode. Passive flow thrust vectoring nozzle has the advantages of fixed profile， low energy consumption and fast response of main jet deflection. In this paper， a passive flow thrust vectoring nozzle based on Coanda effect is proposed. Its working principle is simulated by SolidWorks and ANSYS FLUENT to verify the effectiveness of this type of vectoring nozzle for air flow control. The simulation results show that： The thrust vectoring nozzle has a simple structure and the main jet vector deflection can be controlled by the external air pressure.Key Words： Nozzle; Fluid thrust vector control; Coanda effect; Numerical simulation推力矢量技术的应用在提高飞机机动性、稳定性、敏捷性以及提升极限迎角以缩短起降距离等方面具有显著的效果，同时还具有迅速性、轻质化、高可靠性等优点。
激波诱导控制推力矢量喷管实验及数值计算_李卫强
第２７卷第７期２０１２年７月航空动力学报Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ ＰｏｗｅｒＶｏｌ．２７Ｎｏ．７Ｊｕｌ．２０１２文章编号：１０００－８０５５（２０１２）０７－１５７１－０８激波诱导控制推力矢量喷管实验及数值计算李卫强，宋文艳，罗飞腾（西北工业大学动力与能源学院，西安７１００７２）摘 要：采用实验方法，通过在二元收敛－扩张喷管扩张段引入二次流喷射，开展了激波诱导控制的流体推力矢量技术研究．实验过程通过喷管上、下壁面压力测量及出口射流纹影观测，研究了主流压力、二次流喷射压力以及二次流喷嘴几何（缝或孔）对推力矢量喷管性能的影响．同时，结合数值计算方法，对各实验工况下的喷管流场进行数值模拟，获得了实验手段难以得到的流场数据和性能，对实验结果进行了辅助分析．初步研究结果表明：在给定的实验条件下，主流压力越高，喷管推力矢量角越小，同时推力系数越大；二次流压力越高，喷管推力矢量角越大，同时推力系数减小；同孔喷射相比，采用喷缝几何下的上壁面激波诱导分离点更趋于向上游移动，分离点后压升显著，射流穿透能力强，对主流的扰动强烈．关 键 词：推力矢量；激波诱导矢量控制；喷管；二次流喷射；数值模拟中图分类号：Ｖ２３１．７４ 文献标志码：Ａ收稿日期：２０１２－０８－２５网络出版地址：ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ．ｃｎｋｉ．ｎｅｔ／ｋｃｍｓ／ｄｅｔａｉｌ／１１．２２９７．Ｖ．２０１２０８０１．１４３８．２０１２０７．１５７１＿０１９．ｈｔｍｌ作者简介：李卫强（１９７７－），男，陕西渭南人，讲师，博士生，主要从事高超声速推进与燃烧研究．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ａｎｄ ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｓ ｏｆ ｓｈｏｃｋ ｉｎｄｕｃｅｄｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ｎｏｚｚｌｅＬＩ Ｗｅｉ－ｑｉａｎｇ，ＳＯＮＧ Ｗｅｎ－ｙａｎ，ＬＵＯ Ｆｅｉ－ｔｅｎｇ（Ｓｃｈｏｏｌ ｏｆ Ｐｏｗｅｒ ａｎｄ Ｅｎｅｒｇｙ，Ｎｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎ Ｐｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ ａｎ ７１００７２，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｂｙ ｉｎｄｕｃｔｉｎｇ ａ ｓｅｃｏｎｄａｒｙ ｓｔｒｅａｍ ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ ｉｎｔｏ ｔｈｅ ｅｘｐａｎｄｉｎｇ ｐａｒｔ ｏｆ ａ ｔｗｏ－ｄｉ－ｍｅｎｓｉｏｎａｌ ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｔ－ｄｉｖｅｒｇｅｎｔ ｎｏｚｚｌｅ ｍｏｄｅｌ ｉｎ ｔｈｅ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ，ｓｈｏｃｋ ｉｎｄｕｃｅｄ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏ－ｒｉｎｇ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｗａｓ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ．Ａｓ ｔｈｅ ｗａｌｌ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ｎｏｚｚｌｅ ｗａｓ ｍｅａｓ－ｕｒｅｄ ａｎｄ ｄｅｎｓｉｔｙ ｆｉｅｌｄ ｏｆ ｔｈｅ ｏｕｔｆｌｏｗ ｗａｓ ｃａｐｔｕｒｅｄ ｂｙ ｓｃｈｌｉｅｒｅｎ，ｔｈｅ ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｆ ｍａｉｎ ｓｔｒｅａｍｐｒｅｓｓｕｒｅ，ｓｅｃｏｎｄａｒｙ ｓｔｒｅａｍ ｊｅｔ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ａｎｄ ｊｅｔ ｇｅｏｍｅｔｒｙ（ｈｏｌｅｓ ｏｒ ａ ｓｌｏｔ）ｏｎ ｔｈｅ ｐｅｒｆｏｒｍ－ａｎｃｅ ｏｆ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ｎｏｚｚｌｅ ｗａｓ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｍｅｔｈｏｄ ｗａｓ ｕｓｅｄ ｔｏｃａｌｃｕｌａｔｅ ｔｈｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ ｏｆ ｔｈｅ ｎｏｚｚｌｅ ｕｎｄｅｒ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｔｅｓｔ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ，ａｎｄ ｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄｄａｔａ ａｎｄ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｗｈｉｃｈ ｗｅｒｅ ｈａｒｄ ｔｏ ｃａｐｔｕｒｅ ｂｙ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ｍｅｔｈｏｄ ｗｅｒｅｏｂｔａｉｎｅｄ ｔｏ ａｎａｌｙｚｅ ｔｈｅ ｔｅｓｔ ｒｅｓｕｌｔｓ ａｓ ａｉｄ ｍｅｔｈｏｄ．Ｔｈｅ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ ｒｅｓｕｌｔｓ ｉｎｄｉｃａｔｅｄ ｔｈａｔ：ｉｎｔｈｅ ｐｒｅｓｅｎｔ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ，ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｉｎｃｒｅａｓｅ ｏｆ ｔｈｅ ｍａｉｎ ｆｌｏｗ ｐｒｅｓｓｕｒｅ，ｔｈｅ ａｎｇｌｅ ｏｆ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃ－ｔｏｒｉｎｇ ｉｓ ｄｅｃｒｅａｓｅｄ ａｎｄ ｔｈｅ ｔｈｒｕｓｔ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ ｉｓ ａｄｄｅｄ；ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｉｎｃｒｅａｓｅ ｏｆ ｔｈｅ ｓｅｃｏｎｄａｒｙ ｊｅｔｐｒｅｓｓｕｒｅ，ｔｈｅ ａｎｇｌｅ ｏｆ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ｉｓ ａｕｇｍｅｎｔｅｄ ａｎｄ ｔｈｅ ｔｈｒｕｓｔ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ ｉｓ ｄｅｓｃｅｎｄｅｄ；Ｃｏｍｐａｒｅｄ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｊｅｔ ｈｏｌｅ，ｗｈｅｎ ｔｈｅ ｓｌｏｔ ｉｓ ａｐｐｌｉｅｄ，ｔｈｅ ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ ｐｏｉｎｔ ｏｎ ｕｐｐｅｒ ｗａｌｌ ｉｓｍｏｖｅｄ ｕｐｓｔｒｅａｍ ｄｕｅ ｔｏ ｉｎｄｕｃｅｄ ｓｈｏｃｋ．Ｍｏｒｅｏｖｅｒ，ｔｈｅ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｉｓ ｉｎｃｒｅａｓｅｄ ｏｂｓｅｒｖａｂｌｙ ａｆｔｅｒｔｈｅ ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ ｐｏｉｎｔ，ａｎｄ ｔｈｅ ｐｅｎｅｔｒａｂｉｔｉｔｙ ｏｆ ｓｅｃｏｎｄａｒｙ ｊｅｔ ｉｓ ｓｔｒｏｎｇ，ｔｈｅ ｅｆｆｅｃｔ ｏｆ ｓｅｃｏｎｄａｒｙｊｅｔ ｏｎ ｔｈｅ ｍａｉｎ ｆｌｏｗ ｉｓ ｉｎｔｅｎｓｉｆｉｅｄ．DOI:10.13224/ki.jasp.2012.07.032航 空 动 力 学 报第２７卷Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ；ｓｈｏｃｋ ｉｎｄｕｃｅｄ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ｃｏｎｔｒｏｌ；ｎｏｚｚｌｅ；ｓｅｂｏｎｄａｒｙ ｓｔｒｅａｍ ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ；ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ 喷气式战斗机设计的目标是尽可能增加并提高其机动性、敏捷性及生存能力．航空发动机的推力矢量技术就是在这种“需要”与“可能”中应运而生的一种有效技术手段，能够在一定程度上满足战斗机的这些性能需求．当前战斗机主要是通过尾喷管上的机械式作动系统工作来实现推力矢量的，Ｘ－３１，Ｆ－１５ＨＡＲＶ和Ｆ－２２战机均使用了这种机械式的推力矢量系统［１］．近年的一些国外资料又披露了一种全新概念的推力矢量技术———流体推力矢量控制喷管［２］，这种技术最早应用于火箭发动机［３］，它最主要的优点是省去了大量的机械部件，具有结构简单、质量轻、成本低等特点．与传统的机械作动式矢量喷管相比，其质量可降低２５％～３０％，而其性能几乎没有降低［４－５］．鉴于其优越性，流体推力矢量技术在国内外得到了广泛研究，到目前为止该技术的实现方案主要有：激波诱导矢量控制、喉部偏移、反流控制［６］．激波诱导矢量控制方案由于其结构简单、矢量效率较高而成为近年来重点研究的实现方案，该方案是通过在喷管的扩张段非对称地注入二次流，使主气流方向发生偏转，从而获得推力矢量．文献［７］应用实验和数值模拟的方法，对基于次流喷射控制的推力矢量喷管的推力矢量性能和流场进行了研究，结果表明二次流喷射压力足够大时，应用次流喷射控制主流流动可以实现较大的推力矢量角，提出如何从推力矢量工作模式恢复到轴对称工作模式这一问题．文献［８］以二维收敛／扩张型喷管为对象，对激波诱导控制方法的单点／两点喷射情形进行了实验和数值计算研究，结果表明当落压比小于４时，两点喷射可以增加推力矢量性能．文献［９－１１］对某型喷管射流注入时的全流场进行了数值模拟，计算结果表明射流垂直壁面注入时产生的推力矢量角最大，逆流注入气流对喷管流场的改变要明显大于顺流注入气流的影响，但产生的损失也较大．文献［１２－１３］基于计算流体动力学（ＣＦＤ）技术，分析了自由流马赫数对激波控制二维收扩喷管流体推力矢量性能的影响，结果表明：当落压比为１３．８９时，自由流马赫数对其推力矢量性能影响不大；当落压比为４．５时，推力矢量角随着自由流马赫数的增大，先减小后增大．然而，国内外针对不同射流喷嘴几何的研究尚缺，本文利用西北工业大学直连式超声速风洞设备，通过在二元收敛－扩张喷管扩张段引入二次流喷射，开展了激波诱导控制流体推力矢量技术的研究．实验期间，通过喷管上、下壁面压力测量及出口射流流场纹影观测，研究了主流总压、二次流总压以及喷嘴几何（缝或孔）对推力矢量喷管性能的影响．同时，结合数值计算方法，对各实验工况下的喷管流场进行数值模拟，获得了实验手段难以得到的流场数据和性能参数，对实验结果进行了辅助分析．１ 实验系统与实验方法１．１ 实验系统简介本文实验是在西北工业大学直连式超声速风洞中完成的．该实验系统主要为超声速燃烧实验所建，经过适当调整可满足直排大气、连续供气的喷管实验应用要求，其中主流空气由阀门控制向喷管入口进气，二次流经软管进入喷管扩张段上集气腔，然后从喷射孔或缝垂直进入超声速主流中．实验过程通过压力采集系统记录各实验状态下喷管上、下壁面压力数据；利用双反射纹影仪观测喷管出口的射流流场．图１给出了纹影系统示意图．图１ 纹影系统示意图Ｆｉｇ．１ Ｓｋｅｔｃｈ ｏｆ ｔｈｅ ｓｃｈｌｉｅｒｅｎ ｓｙｓｔｅｍ１．２ 二元收敛－扩张喷管模型本文实验喷管采用二元收敛－扩张型面喷管，其几何构型如图２所示．此喷管的设计落压比为８．０，总长为２０８ｍｍ，宽度为５０ｍｍ，设计状态下出口马赫数为２．０．喷管上壁面出口处是可拆换的活动件，通过更换活动件，可方便地改变二次流的喷嘴几何（缝或孔），二次流的喷射方式采用垂直壁面喷射，本文实验的喷射位置位于轴向１８５２７５１ 第７期李卫强等：激波诱导控制推力矢量喷管实验及数值计算ｍｍ处．为了保证喷管入口气流流场的均匀性和稳定性，避免由于不均匀来流对实验结果产生影响，在喷管入口前设有４０ｍｍ长的平直段．图２ 喷管模型示意图（单位：ｍｍ）Ｆｉｇ．２ Ｓｋｅｔｃｈ ｏｆ ｔｈｅ ｎｏｚｚｌｅ ｍｏｄｅｌ（ｕｎｉｔ：ｍｍ）１．３ 实验方法推力矢量喷管实验需要确定的参数包括主流空气和二次流空气的状态参数，并通过截止阀、减压器、调节阀、流量计等设备仪器进行准确调节与控制．在本文实验过程，首先将主流空气状态按照预定要求调节到位，然后启动预先调节的二次流喷射，同时进行压力监测和纹影观测．由于空气气源压力、容积可以满足多次实验要求，在同一车次内二次流状态相同，可以逐渐调节不同的主流状态，每一次达到稳定的主流状态时启动二次流喷射，达到矢量控制的目的；重新确定下一次二次流状态后，又重新调节逐渐提高的主流状态，并实施二次流喷射的矢量控制实验操作．实验过程中，根据实验状态要求确定合适的时序控制方案，可以获得稳定的实验效果，提高实验效率．因此，在每一实验车次内，二次流空气状态保持相对稳定，而主流总压、流量呈阶梯状逐步提高（如主流总压呈３．０～４．０～５．０～…～８．０×１０１ ３２５Ｐａ提高）．图３显示了气动推力矢量喷管实验采用的时序控制方案．图３ 实验时序控制方案Ｆｉｇ．３ Ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｃｈｅｍｅ ｏｆ ｔｉｍｅ ｓｅｑｕｅｎｃｅ２ 数值计算方法推力矢量喷管的主要性能参数有矢量角、推力系数、流量系数等，受实验条件所限，实验中无法直接测出喷管的推力分量和矢量偏转角等参数，需结合数值计算方法对这些性能参数加以辅助分析，获得实验手段难以认识的喷管流场细节．２．１ 计算模型流场计算是基于求解Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，对流项的空间离散采用二阶迎风差分格式，黏性项的空间离散采用中心差分格式，时间项采用全隐式、耦合求解算法．湍流模型采用经过ＲＮＧ（ｒｅｎｏｒｍａｌｉｚａｔｉｏｎ ｇｒｏｕｐ）修正的ｋ－ε模型，近壁区域采用非平衡的壁面函数处理方法．网格划分采用分区生成的方法［１４］，各分区均采用结构化网格，划分网格时喷管内部采用等比法，加密了固体壁面附近的计算网格，所有的二维网格都是矩形结构网格，并对喷射口附近进行了局部加密，总网格数为４０ ６８０．计算网格及边界条件如图４所示．Ａ远场边界；Ｂ远场进口边界；Ｃ外流壁面；Ｄ喷管上壁面；Ｅ喷管下壁面；Ｆ出口边界；Ｇ喷管主流进口边界；Ｈ二次流进口边界图４ 计算网格及边界条件Ｆｉｇ．４ Ｍｅｓｈ ａｎｄ ｂｏｕｎｄａｒｙ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ２．２ 性能参数计算［１５］喷管实际推力Ｆ＝∑［（ρＶ·ΔＡ）·Ｖ＋（ｐΔ－ｐ∞）·ΔＡ］ 矢量偏转角δｐ＝ａｒｃｔａｎ（Ｆｎ／Ｆａ）３７５１航 空 动 力 学 报第２７卷其中Ｆｎ和Ｆａ分别是喷管推力的侧向分量和轴向分量，ΔＡ为喷管出口单元表面积．推力系数Ｃｆｇ为实际推力与理想推力（主流与二次流理想推力之和）之比Ｃｆｇ＝Ｆ／（Ｆｉ，ｐ＋Ｆｉ，ｓ） 理想推力可由一维等熵流动方程确定Ｆｉ，ｐ＝２κＲκ－槡１ＷｐＴ＊ｐ１－ｐ∞ｐ＊（）ｐκ－１［］槡κＦｉ，ｓ＝２κＲκ－槡１ＷｓＴ＊ｓ１－ｐ∞ｐ＊（）ｓκ－１［］槡κ 流量系数为实际流量与理想流量之比，主流流量系数Ｃｄｐ、二次流流量系数Ｃｄｓ分别为Ｃｄｐ＝Ｗｐ／ＷｉｐＣｄｓ＝Ｗｓ／Ｗｉｓ 相应的总流流量系数Ｃｄ为Ｃｄ＝（Ｗｐ＋Ｗｓ）／（Ｗｉ，ｐ＋Ｗｉ，ｓ） 主流理想流量、二次流理想流量分别为Ｗｉ，ｐ＝Ｋｐ＊ｐＴ＊ｐＡ８ｐｑ（λ８ｐ）Ｗｉ，ｓ＝Ｋｐ＊ｓＴ＊ｓＡ８ｓｑ（λ８ｓ） 推力矢量效率即每百分之一次流流量引入产生的推力矢量偏转角度数η＝δｐ（ｗｓ／ｗｐ）×１００（（°）／％）３ 结果、讨论与分析３．１ 主流总压对喷管气动性能的影响图５给出了次流采用缝喷射时，二次流喷射压力保持约５１０ｋＰａ不变、主流总压在５１５～６２０～６８６ｋＰａ之间变化时喷管上、下壁面压力分布对比情况（其中包括实验值与计算值）．从上壁面压力分布可见，当存在二次流喷射时，二次流同主流相互作用产生激波，使上壁面压力有明显上升．同时在激波的诱导作用下，上壁面的附面层发生分离；从下壁面压力分布可见，下壁面气流或不发生分离现象或在出口处发生轻微分离现象，从而在上下壁面之间产生压力差，这就是激波控制矢量形成的原理．在相同二次流状态下，随着主流总压的下降，次流诱导激波增强，影响区域扩大，进而使上壁面二次流喷射位置前附面层分离点逐渐前移．而在下壁面则出现从不发生气流分离到发生气流分离的现象，这是因为主流总压升高使得激波角增大，与下壁面相交形成反射激波，这种情况往往会降低气动矢量性能．表１为对应各状态下喷管性能参数的计算结果．图５ 主流压力变化时壁面压力分布对比Ｆｉｇ．５ Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｏｆ ｗａｌｌ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ａｔｖａｒｉｏｕｓ ｍａｉｎ ｓｔｒｅａｍ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ表１ 不同主流压力状态下喷管性能参数Ｔａｂｌｅ１ Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｏｆ ｎｏｚｚｌｅ ａｔ ｖａｒｉｏｕｓｍａｉｎ ｓｔｒｅａｍ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ主流总压／ｋＰａ矢量角／（°）推力系数流量系数推力矢量效率５１５ ６．３３ ０．９４４ ０．９６９ １．０８６２０ ７．２４ ０．９５５ ０．９６５ １．６６６８６ ５．４８ ０．９６２ ０．９７６ １．３７图６为次流采用喷射缝时，相同二次流状态、不同主流状态下喷管出口射流流场的纹影图像．从纹影图来看，各实验状态下均能捕捉到清晰的出口射流流场激波结构，呈典型的分叉激波链结构．对比各无次流喷射情形，随着主流总压提高，出口流场激波链强度逐渐增强，分叉激波链结构逐渐拉长且间距加大．从二次流喷射情形纹影图可以看出，喷管出口射流流场发生了不同程度的偏转，分叉激波链结构变得不规则，存在着复杂的反射激波相互作用．对ｐｔ＝５１５ｋＰａ状态，由于第一道激波相交于下壁面，出口射流流场激波结构４７５１ 第７期李卫强等：激波诱导控制推力矢量喷管实验及数值计算更为复杂难辨，出口气流偏转不明显，而ｐｔ＝６２０ｋＰａ和ｐｔ＝６８６ｋＰａ两个状态偏转效果较为明显，这一点在图５下壁面压力分布中也有所反映．图６ 主流压力变化时喷管出口流场纹影图及计算结果Ｆｉｇ．６ Ｓｈａｄｏｗｇｒａｐｈｓ ａｎｄ ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ ｒｅｓｕｌｔｓ ｏｆｎｏｚｚｌｅ ｏｕｔｆｌｏｗ ａｔ ｖａｒｉｏｕｓ ｍａｉｎ ｓｔｒｅａｍｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ３．２ 二次流喷射压力对喷管气动性能的影响图７给出了次流采用缝喷射时，主流总压保持约６１０ｋＰａ不变、二次流喷射压力在４９６～６２０～６６０ｋＰａ之间变化时喷管上、下壁面压力分布对比情况（包括实验值与计算值）．由此可见，随着二次流喷射压力的逐渐提高，激波诱导分离点逐渐前移，且上壁面分离点后压力也逐渐提高，这是激波强度逐渐增大，对主流扰动作用增强的直接表现．图７ 二次流喷射压力变化时壁面压力分布对比Ｆｉｇ．７ Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｏｆ ｗａｌｌ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎａｔ ｖａｒｉｏｕｓ ｓｅｃｏｎｄａｒｙ ｓｔｒｅａｍ ｊｅｔｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ综合对比喷管上、下壁面压力分布可见，随着二次流喷射压力的提高，上下壁面压差逐渐增大，这可以获得更大的偏转角．表２为对应各状态下喷管性能参数的计算结果．表２ 不同二次流喷射压力状态下喷管性能参数Ｔａｂｌｅ ２ Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｏｆ ｎｏｚｚｌｅ ａｔ ｖａｒｉｏｕｓｓｅｃｏｎｄａｒｙ ｓｔｒｅａｍ ｊｅｔ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ二次流总压／ｋＰａ矢量角／（°）推力系数流量系数推力矢量效率４９６ ７．２４ ０．９５５ ０．９６５ １．６６６２０ ９．０４ ０．９５４ ０．９７１ １．６１６６０ ９．５２ ０．９５３ ０．９７２ １．６０图８为次流采用缝喷射时，相同主流状态、不同二次流状态时喷管出口射流流场的纹影图像．相对于无次流喷射，随着二次流喷射压力的逐渐增大，喷管出口射流流场发生了不同程度的偏转．５７５１航 空 动 力 学 报第２７卷图８ 二次流喷射压力变化时喷管出口流场纹影图及计算结果Ｆｉｇ．８ Ｓｈａｄｏｗｇｒａｐｈｓ ａｎｄ ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ ｒｅｓｕｌｔｓ ｏｆｎｏｚｚｌｅ ｏｕｔｆｌｏｗ ａｔ ｖａｒｉｏｕｓ ｓｅｃｏｎｄａｒｙｓｔｒｅａｍ ｊｅｔ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ但二次流喷射压力增大到一定程度后矢量偏转效果反而下降（如ｐｉｎｊ＝６２０ｋＰａ和ｐｉｎｊ＝６６０ｋＰａ状态），这是因为二次流喷射产生的激波相交于下壁面某处，使得上下壁面压差减小，从而导致矢量角减小．３．３ 二次流喷嘴几何对喷管气动性能的影响表３列出了二次流在相同几何喷射面积情况下，采用喷缝与喷孔两种喷嘴的对比实验车次状态参数值．从实验状态参数测量结果来看，每组对比实验中的主流总压和二次流喷射压力的差别较小，考虑到测量精度、气源供应稳定性等不确定性问题可以认为各组实验状态参数基本恒定，而且二次流喷射量基本相当，因此具有很好的对比实验基准．图９为采用喷缝和喷孔几何条件下对比实验状态的喷管上、下壁面压力分布．无次流喷射时喷管壁面压力重合性很好，为对比实验提供了相同的基准．在相同实验状态基准下，与二次流喷孔几何相比，采用喷缝几何下的上壁面激波诱导分离点更趋于上游移动，分离点后的压升更为显著，对主流的扰动更加强烈，同时产生的激波更容易相交于下壁面产生反射激波，说明采用喷缝几何所产生的激波强度更大．总之，采用次流喷缝对激波强度、位置及上、下壁面压差的影响更大，从而对矢量喷管性能的影响更为显著．图１０给出了采用二次流喷缝和喷孔几何时喷管出口射流流程纹影图像．无二次流喷射时，各组对比实验状态下喷管出口射流流场激波结构基本一致；当二次流喷射时，喷管出口射流流场均发生了不同程度的偏转，实现了有效的激波控制矢量作用；在二次流喷射面积相等、喷射压力相当的情况下，采用两种喷嘴几何时产生的激波结构存在一定的差异．表３ 各实验状态参数值Ｔａｂｌｅ ３ Ｐａｒａｍｅｔｅｒ ｖａｌｕｅｓ ａｔ ｖａｒｉｏｕｓ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ实验车次喷射几何主流参数二次流参数总压／ｋＰａ落压比Ｒｏｐ总温／Ｋ流量／（ｋｇ／ｓ）总压／ｋＰａ总压比Ｒｓｐ总温／Ｋ流量／（ｋｇ／ｓ）Ｅ１２０１０２－Ｂ喷缝５１５ ５．０８２ ７ ２９０ １．６２５ ３ ５２８ １．０２５ ２ ２９０ ０．１０２ ６Ｅ１２０３０３－Ｃ喷孔５１３ ５．０６２ ９ ２９０ １．６２８ ６ ５２６ １．０２５ ３ ２９０ ０．１０５ ２Ｅ１２０２０２－Ｂ喷缝６１２ ６．０４０ ０ ２９０ １．９３８ ０ ６２０ １．０１３ １ ２９０ ０．１１７ ４Ｅ１２０３０１－Ｃ喷孔６０５ ５．９７０ ９ ２９０ １．９１０ ３ ６３０ １．０４１ ３ ２９０ ０．１２８ ８６７５１ 第７期李卫强等：激波诱导控制推力矢量喷管实验及数值计算图９ 采用喷缝和喷孔的喷管壁面压力分布对比Ｆｉｇ．９ Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｏｆ ｗａｌｌ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ｂｅｔｗｅｅｎ ｓｌｏｔ ａｎｄ ｈｏｌｅｓ图１０ 喷管出口射流纹影图对比Ｆｉｇ．１０ Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｏｆ ｓｈａｄｏｗｇｒａｐｈｓ ｏｆｎｏｚｚｌｅ ｏｕｔｆｌｏｗ４ 结 论本文基于西北工业大学直连式实验设备，应用激波诱导矢量控制方法，对二元收敛／扩张喷管的流体推力矢量技术进行了实验与计算研究，主要分析了主流总压、二次流总压以及喷嘴几何（缝７７５１航 空 动 力 学 报第２７卷或孔）对流体推力矢量的影响，初步得到以下几点结论：１）通过对比数值模拟与实验结果得出：壁面压力数据与实验测量数据吻合较好；计算出口流场与实验纹影较为一致．说明本文所采用的计算模型用于模拟真实流动情况是可行的．２）在本文给定的实验条件下，主流压力越高，喷管推力矢量角越小，同时推力系数越大；二次流压力越高，喷管推力矢量角越大，同时推力系数减小．在本文各实验状态中，当主流总压６１２ｋＰａ，二次流总压６６０ｋＰａ时，得到最大的矢量偏转角９．５２°，推力系数０．９５３，流量系数０．９７２．３）不同喷嘴几何对喷管矢量性能影响的趋势是一致的；与喷射孔相比，采用喷缝几何下的上壁面激波诱导分离点更趋于向上游移动，分离点后压升显著，射流穿透能力强，对主流的扰动强烈．参考文献：［１］ Ｓｔｒｙｋｐｗｓｋｉ Ｐ Ｊ，Ｋｒｏｔｈａｐａｉｊｊ Ａ，Ｆｏｒｌｉｔｉ Ｄ Ｊ．Ｃｏｕｎｔｅｒｆｌｏｗｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ｏｆ ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｊｅｔｓ［Ｊ］．ＡＩＡＡ Ｊｏｕｒｎａｌ，１９９６，３４（１１）：２３０６－２３１４．［２］ Ｋｏｗａｌ Ｈ Ｊ．Ａｄｖａｎｃｅｓ ｉｎ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ａｎｄ ｔｈｅ ａｐｐｌｉｃａ－ｔｉｏｎ ｏｆ ｆｌｏｗ－ｃｏｎｔｒｏｌ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ［Ｊ］．Ｃａｎａｄｉａｎ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄ Ｓｐａｃｅ Ｊｏｕｒｎａｌ，２００２，４８（１）：１４５－１５１．［３］ Ｌｌｏｙｄ Ｓ Ｒ，Ｔｈｏｒｐ Ｇ Ｒ．Ａ ｒｅｖｉｅｗ ｏｆ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒ ｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍｓ ｆｏｒ ｔａｃｔｉｃａｌ ｍｉｓｓｉｌｅｓ［Ｒ］．Ｌａｓ Ｖｅｇａｓ，Ｎｅｖａｄａ：ＡＩＡＡ／ＳＡＥ １４ｔｈ Ｊｏｉｎｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ，１９７８．［４］ Ａｎｄｅｒｓｏｎ Ｃ Ｊ，Ｇｉｕｌｉａｎｏ Ｖ Ｊ，Ｗｉｎｇ Ｄ Ｊ，ｅｔ ａｌ．Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｏｆ ｈｙｂｒｉｄ ｆｌｕｉｄｉｃ／ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ｆｏｒ ｆｉｘｅｄ：ｅｘｉｔｅｘｈａｕｓｔ ｎｏｚｚｌｅｓ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ９７－３１４８，１９９７．［５］ Ｄｅｅｒｅ Ｋ Ａ，Ｂｅｒｒｉｅｒ Ｂ Ｌ，Ｆｌａｍｍ Ｊ Ｄ．Ａ ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ ｓｔｕｄｙｏｆ ａ ｎｅｗ ｄｕａｌ ｔｈｒｏａｔ ｆｌｕｉｄｉｃ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ｎｏｚｚｌｅ ｃｏｎｃｅｐｔ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ２００５－３５０２，２００５．［６］ Ｄｅｅｒｅ Ｋ Ａ．Ｓｕｍｍａｒｙ ｏｆ ｆｌｕｉｄｉｃ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ｒｅｓｅａｒｃｈｃｏｎｄｕｃｔｅｄ ａｔ ＮＡＳＡ Ｌａｎｇｌｅｙ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｃｅｎｔｅｒ［Ｒ］．ＡＩＡＡ－２００３－３８００，２００３．［７］ 乔渭阳，蔡元虎．基于次流喷射控制推力矢量喷管的实验及数值研究［Ｊ］．航空动力学报，２００１，１６（３）：２７３－２７８．ＱＩＡＯ Ｗｅｉｙａｎｇ，ＣＡＩ Ｙｕａｎｈｕ．Ａ ｓｔｕｄｙ ｏｎ ｔｈｅ ｔｗｏ－ｄｉｍｅｎ－ｓｉｏｎａｌ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ｎｏｚｚｌｅ ｗｉｔｈ ｓｅｃｏｎｄａｒｙ ｆｌｏｗ ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｐｏｗｅｒ，２００１，１６（３）：２７３－２７８．（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［８］ Ｗａｉｔｈｅ Ｋ Ａ，Ｄｅｅｒｅ Ｋ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ａｎｄ ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎ ｉｎ－ｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ ｏｆ ｍｕｌｔｉｐｌｅ ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ ｐｏｒｔｓ ｉｎ ａ ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｔ－ｄｉ－ｖｅｒｇｅｎｔ ｎｏｚｚｌｅ ｆｏｒ ｆｌｕｉｄｉｃ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ２００３－３８０２，２００３．［９］ 徐学邈，王如根，张相毅，等．射流角度对流体控制矢量喷管的影响［Ｊ］．空军工程大学学报，２００８，９（１）：５－８．ＸＵ Ｘｕｅｍｉａｏ，ＷＡＮＧ Ｒｕｇｅｎ，ＺＨＡＮＧ Ｘｉａｎｇｙｉ，ｅｔ ａ１．Ｒｅ－ｓｅａｒｃｈ ｏｎ ｔｈｅ ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ ｏｆ ｔｈｅ ｊｅｔ ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ ａｎｇｌｅ ｏｎ ｎｏｚｚｌｅｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｉｒ Ｆｏｒｃｅ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉ－ｔｙ，２００８，９（１）：５－８．（ｉｎ Ｃｈｉｎｅｓｅ）［１０］ 李志杰，王占学，蔡元虎．自由流Ｍａ对流体推力矢量喷管气动性能影响的数值模拟［Ｃ］∥第三届中国航空学会青年科技论坛文集．贵阳：中国航空学会，２００８：２４８－２５６．［１１］ Ｍａｎｇｉｎ Ｂ，Ｃｈｐｏｕｎ Ａ，Ｊａｃｑｕｉｎ Ｌ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ａｎｄ ｎｕｍｅｒ－ｉｃａｌ ｓｔｕｄｙ ｏｆ ｔｈｅ ｆｌｕｉｄｉｃ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ｏｆ ａ ｔｗｏ－ｄｉｍｅｎ－ｓｉｏｎａｌ ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｎｏｚｚｌｅ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ２００６－３６６６，２００６．［１２］ 李志杰，王占学，蔡元虎．二次流喷射位置对流体推力矢量喷管气动性能影响的数值模拟［Ｊ］．航空动力学报，２００８，２３（９）：１６０３－１６０８．ＬＩ Ｚｈｉｊｉｅ，ＷＡＮＧ Ｚｈａｎｘｕｅ，ＣＡＩ Ｙｕａｎｈｕ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕ－ｌａｔｉｏｎ ｏｆ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｆ ｓｅｃｏｎｄａｒｙ ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ ｐｏｓｉ－ｔｉｏｎｓ ｏｎ ｆｌｕｉｄｉｃ ｔｈｒｕｓｔ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ｎｏｚｚｌｅ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｅｒ－ｏｓｐａｃｅ Ｐｏｗｅｒ，２００８，２３（９）：１６０３－１６０８．（ｉｎ Ｃｈｉｎｅｓｅ）［１３］ 郭飞飞，王如根，赵彪，等．比热变化对激波诱导气动矢量喷管影响的数值研究［Ｊ］．空军工程大学学报：自然科学版，２０１０，１１（３）：２６－２９．ＧＵＯ Ｆｅｉｆｅｉ，ＷＡＮＧ Ｒｕｇｅｎ，ＺＨＡＯ Ｂｉａｏ，ｅｔ ａｌ．Ｅｆｆｅｃｔ ｏｆｖａｒｉａｂｌｅ ｓｐｅｃｉｆｉｃ ｈｅａｔ ｏｎ ｓｈｏｃｋ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ｎｏｚｚｌｅ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌｏｆ Ａｉｒ Ｆｏｒｃｅ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ：Ｎａｔｕｒａｌ Ｓｃｉｅｎｃｅ Ｅｄｉ－ｔｉｏｎ，２０１０，１１（３）：２６－２９．（ｉｎ Ｃｈｉｎｅｓｅ）［１４］ 郭飞飞，王如根，夏钦斌，等．射流角度对固定几何结构二元喷管气动喉道的影响［Ｊ］．空军工程大学学报：自然科学版，２０１１，１２（５）：１５－１９．ＧＵＯ Ｆｅｉｆｅｉ，ＷＡＮＧ Ｒｕｇｅｎ，ＸＩＡ Ｑｉｎｂｉｎ ｅｔ ａｌ．Ｅｆｆｅｃｔ ｏｆ ｊｅｔａｎｇｌｅ ｏｎ ｔｈｅ ｐｎｅｕｍａｔｉｃ ｔｈｒｏａｔ ｏｆ ２－Ｄ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ ｎｏｚｚｌｅ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｉｒ Ｆｏｒｃｅ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，２０１１，１２（５）：１５－１９．（ｉｎ Ｃｈｉｎｅｓｅ）［１５］ 严聪，何国强，刘洋．旋转条件下长尾喷管发动机三维两相流场数值模拟［Ｊ］．空军工程大学学报：自然科学版，２００９，１０（５）：１０－１５．ＹＡＮ Ｃｏｎｇ，ＨＥ Ｇｕｏｑｉａｎｇ，ＬＩＵ Ｙａｎｇ．Ｔｈｒｅｅ ｄｉｍｅｎｓｉｏｎｔｗｏ ｐｈａｓｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｎ ｔａｉｌ－ｐｉｐｅ ｎｏｚ－ｚｌｅ ＳＲＭ ｕｎｄｅｒ ｓｐｉｎｎｉｎｇ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｉｒ ＦｏｒｃｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ：Ｎａｔｕｒａｌ Ｓｃｉｅｎｃｅ Ｅｄｉｔｉｏｎ，２００９，１０（５）：１０－１５．（ｉｎ Ｃｈｉｎｅｓｅ）８７５１。
1 飞机推力矢量技术是通过改变发动机排气方向为飞机提供更强的转向力矩的技术
1 飞机推力矢量技术是通过改变发动机排气方向为飞机提供更强的转向力矩的技术。
飞机推力矢量技术的应用能赋予战斗机超机动性、短距起降和低的可探测性，极大地提高战斗机的作战有效性和生存能力。
美国、俄罗斯等发达国家都将其作为重要技术优先发展。
在飞机推力矢量技术的研究中，改变发动机排气方向，即推力矢量喷管的研究是关键且具决定意义的一环，必须首先研究发展。
轴对称矢量喷管(AVEN)是在常规机械式收扩喷管上发展出来的一种推力矢量喷管，通过喷管扩散段的偏转改变发动机排气方向。
就整个飞机推力矢量技术来讲，AVEN具有简单、轻质、低风险的特点，对飞机、发动机主机的改装要求小，是实施推力矢量技术的最佳喷管方案。
AVEN技术研究的目标是完成目标平台涡扇型的AVEN试验件的研制，并实现热态试车2 研究目标及途径AVEN要在保持轴对称收扩喷管面积和面积比调节功能的基础上实施扩散段的偏转，与其他机械装置的重要区别在于AVEN 是一种复杂的空间多自由度运动机械，人们最为关心的是如何使这样的机械装置运动起来，如何实现偏转，如何保证偏转后众多的、相互交叠的构件协调运动而不卡滞，如何确定正确的运动规律。
所以，研究思路是从攻克运动机理人手，从计算机仿真到模型，当模型成功之后，立即决定在成件上改装成I：1的原理样机，从而攻克了推力矢量喷管研究中的技术关键——运动机理。
由于AVEN研究的技术难度大，国内技术储备不足，没有类似机械装置可供参考，要想一次摸清其需要解决的关键技术是不可能的。
针对这种情况，通过自力更生、循序渐进的研究途径，从计算机仿真到模型、从模型到实物、从冷态到热态，分阶段分解关键技术，逐个采取技术措施，并根据需要采用计算机仿真或试验件试验等方法进行验证，同时，研究分解下一阶段的关键技术，如此循环发展，逐步攻克了AVEN各阶段关键技术，最终完成了目标平台涡扇型AVEN试验件的研制和热态试车。
AⅥ试验件研制是一个涉及气动、机构、结构、强度、控制、材料和工艺等多方面技术的研究课题，每一方面都有大量创新性的研究内容，采用并行工程技术协调多个项目，整个研制质量上都获得了极大的收益。
航空发动机的喷管工作原理及分类
航空发动机的喷管工作原理及分类摘要：本文对喷管的作用及其原理进行了分析，除了比较常见的拉瓦尔喷管和亚声速喷管，本文还着重分析介绍了其他形式的喷管。
例如降噪喷管、推力矢量喷管、引射喷管等。
关键词：拉瓦尔喷管；降噪喷管；引射喷管喷管是涡喷和涡扇发动机排气系统的主要部件，其功用有两个方面，一是使高温、高压燃气的总焓有效地转化为燃气的动能；二是根据需要来改变发动机的工作状态以及改变推力的方向和大小。
混合器是混合排气式涡扇发动机所特有的部件，其功能是实现内外涵道气流的高效混合，为后续的加力燃烧室和喷管提供尽可能均匀的进气条件。
1 发动机对排气系统的要求及喷管的类型1.1对排气系统的要求为获得良好的发动机整机性能，对排气系统的要求主要有：（1）在各种飞行条件和发动机工作状态下，都能以最小的损失将燃气的焓转变为气体的动能。
（2）根据飞行需要有效地调节发动机的工作状态，并且外部阻力要小。
（3）有效地控制发动机推力的矢量（方向），满足垂直/短距起飞和高机动性能要求。
（4）能有效地抑制噪音和红外线辐射。
（5）结构简单，可靠性高，维修方便，寿命长。
1.2喷管的类型对喷管的分类有多种方法。
例如，根据设计状态下燃气在喷管中的膨胀程度，可分为亚声速喷管和超声速喷管两大类。
若根据喷管的几何尺寸是否可调，也可分为固定式喷管和可调式喷管。
若根据喷管的排气方向是否变化，有直喷式、反推式和推力矢量式喷管。
亚声速喷管的流道为收敛形。
它又包括几何固定式和几何可调式（主要是出口截面积可调）两种，分别称为固定式收敛喷管和可调式收敛喷管。
超声速喷管的流道为收敛-扩散形，又称为拉瓦尔喷管。
收敛-扩散形喷管也分为固定式和可调式两种，其中可调式指的是喷管的最小截面积（又称为喉道面积）和出口截面积均可调节。
除了收敛-扩散形喷管外，超声速喷管还有引射喷管、中心锥体式喷管等。
收敛形喷管和收敛-扩散形喷管一般都是轴对称的三维结构喷管。
但由于未来先进军用战斗机对机动性和隐身性能的需要，也有非轴对称喷管和二维结构喷管得到应用。
环喉环簇塞式喷管推力矢量控制研究
ｍ ｓ ｆ ｗｏ ｃｎ ａ ｏ ｔｅｉ ｅｔ ｎｅ ｅｔ ｆ ｕｔ ｌ ｈｌ ｅ ｅ ａ ａ ｏ ｎ ｌ ｈｌ， ｅｐ ｃ ｆ ｏｅ ｕｔ ｌ； ｈ ａｓ ｏ ｆ ｅｏｄ ｒ ｆ ｗ；ｈ ｊｃｉ ｆ ｃ ｏ ｌｐｅ ｏ ｓｉｂ ｔ ｒｈｎｔ ｔ ｆ ｉｇ ｏ ｔ ｉ ｈｏ ｌｓ ｓ ｉｂｅ ｔｅ ｌ ｓ ｙｌ ｎ ｏ ｆ ｍ ｉ ｅ ｓ ｔ ｔ ｈ ｓ ｅ ｅ ｈ ｔ ｈ ｉｓ ａ ｓ ｅｆｒ ｆ ｅｅ ｅｉ ｅｔｎｉｂｇｅ ａ ａ ｏ ｒ ａｄｉ ｅｔ ｎ ｔｅｗ ｒｉｇｐｅｓｒ ｔ ａ ｒａ ｅ ｅｔｏ ｅｌｃｔ ｎｓ— ｉ ｃ ｏ ｒｖｒ ｊｃ ｏ ｉ ｒｈ ｎｔ ｔｆ ｏｗ ｒ ｊｃｉ ；ｈ ｏｋｎ ｒｓｕｅｒ ｉ ｈｓｇｅｔ ｆ ｃ ｎｔ ａｏ ｅ ｄ ｏｅ ｓ ｎ ｉ ｓ ｇ ｔ ｈ ｆ ｎ ｏ ａｏ ｆ ｓ ｈ ｏ ｉ ｌ ｔ ｎｏ ｊｃｏ ｏｅ、 ｅ ｉ ｆｎｅｔ ｎｈｌｓ ｃｏ ｉ ｉ Ｋｅ ｏｄ ：ｏｋ ｔ ｎｉｅ ｐ ｇｎｚｌ； ｒｓ ｖｃ ｒ ｏｔ ｌｓｃ ｎａｙｉｊ ｔ ｎ ｙｗ ｒｓｒｃ ｅ ｅｇｎ ；ｌ ｏｚｅｔ ｕｔ ｅｔ ｎｒ ；ｅｏｄｒ ｅ ｉ ｕ ｈ ｏｃ ｏ ｎ ｃｏ
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航空发动机推力矢量技术揭秘
航空发动机推力矢量技术揭秘一.概述推力矢量技术是指发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞机的操纵面或增强飞机的操纵功能，对飞机的飞行进行实时控制的技术。
对它的应用，还得依靠计算机、电子技术、自动控制技术、发动机制造技术、材料和工艺等技术的一体化发展。
利用推力矢量技术到新设计和改型的下一世纪军用飞机上，的确是一个有效的技术突破口，它对战斗机的隐身、减阻，减重都十分有效。
推力矢量技术能让发动机推力的一部分变成操纵力，代替或部分代替操纵面，从而大大减少了雷达反射面积；不管迎角多大和飞行速度多低，飞机都可利用这部分操纵力进行操纵，这就增加了飞机的可操纵性。
由于直接产生操纵力，并且量值和方向易变，也就增加了飞机的敏捷性，因而可适当地减小或去掉垂尾，也能替代其他一些操纵面。
这对降低飞机的可探测性是有利的，也能使飞机的阻力减小，结构重减轻。
因此，使用推力矢量技术是解决设计矛盾的最佳选择。
许多年来，美、俄等国作了大量的飞行试验，证明了利用推力矢量技术的确能达到预定的目的。
1991年4月海湾战争结束后，五角大楼拿出500亿美元，研制不同于F-117的新型隐身飞机，使用了推力矢量技术，于是就有了基本满足上述多种要求的F-22战斗机。
俄罗斯开展隐身和推力矢量技术的应用研究包括，米格1.44利用发动机向不同方向发出的气流的反作用力可以迅速改变方向。
《简氏防务周刊》在1992年就说俄罗斯人已经超越了F-117，直接研制出了现代的超声速攻击机，成了F-22的竞争对手。
二.技术分类及对飞机总体性能的影响2.1折流板70年代中期，德国MBB公司的飞机设计师沃尔夫岗·赫尔伯斯提出利用控制发动机尾喷流的方向来提高飞机的机动能力。
1985年美国国防预研局和MBB公司联合进行了可行性研究，1990年3月，美国Rockwell公司、Boeing公司和德国MBB公司共同研制的在发动机尾喷口装有可改变推力方向的3块碳纤维复合材料舵面的试验验证飞机X-31出厂，并进行了试飞，其舵面可相对发动机轴线偏转±10°，在迎角为70°时仍能操作自如，并具有过失速机动能力[1,2]。
矢量喷管技术简介
采用，有前翼
65.4
10.60
361
76.1
12.50
494
某飞机采用和不采用推力矢量技术时的起飞滑行距离
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矢量喷管技术简介
引言
无推力矢量 状态 法向过载 1.21 1.49 2.52 角速度/(°)/s 1.14 2.08 4.44 有推力矢量 法向过载 1.49 1.84 3.13 角速度/(°)/s 2.71 3.59 6.32
高度0km, 高度0km, Ma=0.3 高度3km, 高度3km, Ma=0.4 高度5km, 高度5km, Ma=0.6
推力矢量对飞机爬升性能的影响
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矢量喷管技术简介
矢量喷管的分类
矢量喷管的发展和分类
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矢量喷管技术简介
矢量喷管的分类
一、收—扩喷管
从常规不加力涡喷发动机开始 就有固定收敛喷管，接着出现了 加力涡喷/涡扇发动机的收—扩喷 管，之后发展出全程可调收—扩 喷管。 60年代出现的“鹞”式飞 机的“飞马”发动机，喷管可转 向90°，用以产生垂直方向的推 力，做垂直起降战斗机的推进动 力。
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矢量喷管技术简介
矢量喷管的发展和分类
四、球面收敛调节板推力矢 量喷管（SCFN）
普•惠公司发展了俯和反推 力多功能二元矢量球面收敛调节 板推力矢量喷管（如图3所示）， 现已完成初步研究和地面验证型 喷管的详细设计。 这种多功能矢量喷管除上述 优点外，还可以减小战斗机的尺 寸和重量，提高燃烧效率，从而 大大增加战斗机的作战有效性、 经济性和使用寿命。
其中，推力矢量控制和测试技术难度最大
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矢量喷管技术简介
矢量喷管的发展趋势
二元几何可调的矢量喷管由于控制简 二元几何可调 单，并能产生反推力，对于双发飞机较合 适，是目前矢量推进技术的一个重要应用 方向。但二元喷管的重量相对较大，有待 进一步改进。 扩散段可调的轴对称矢量喷管，虽然 扩散段可调的轴对称 不能产生反推力，但由于其结构非常简单， 具有重量轻、成本低、继承性好等优点， 必将成为现役飞机改装和现阶段单发飞机 产生矢量推力的主要技术手段。 未来——射流控制的矢量喷管，号称 重量轻、费用低、飞机/推进系统一体化 性能好、隐身效果好等许多优点。
矢量推力喷管技术的发展研究
矢量推力喷管技术的发展研究摘要：本文简要介绍了矢量推力喷管技术的基本知识，介绍了国内外矢量推力喷管发展情况，分析了未来的发展趋势，说明了矢量推力喷管技术研究的重要性。
关键词：矢量推力喷管二元喷管发展1绪论飞机推力矢量控制技术赋予了战斗机前所未有的机动性和敏捷性，大大提高了作战效能和生存能力，而推力矢量喷管是实现推力矢量控制的核心部件，推力矢量喷管的优劣已成为衡量发动机技术水平的重要标志。
2 矢量推力技术简介2.1 矢量喷管定义及分类矢量喷管又称推力转向喷管，是一种可以改变排气方向的喷管，它除了能产生飞机前进的推力外，还能产生用于飞行控制的俯仰、偏航和横滚力矩的推力矢量，其有效矢量角一般不大于20°。
矢量喷管按功能可分为单轴矢量喷管和多轴矢量喷管。
单轴矢量喷管只能提供俯仰推力矢量，多轴矢量喷管可提供俯仰、偏航、横滚及反推力等两种以上的推力矢量；按横截面形状可分为轴对称矢量喷管和非轴对称矢量喷管；按气流偏转部位可费为内流偏转形式和外流偏转形式；还有一种从90年代开始研究的射流控制矢量喷管。
目前已进入工程研究阶段或投入使用的矢量喷管主要有四种技术方案，即二元收-扩矢量喷管、轴对称矢量喷管、球面收敛段矢量喷管和燃气舵。
2.1 矢量喷管应用优势矢量喷管的优势具体表现在:提高飞机的机动性和敏捷性,甚至过失速状态的机动能力，可迅速改变机头方向,对敌机进行射击,可作高速转弯,在空战中占据有利位置; 缩短起飞和着陆滑跑距离；减少飞机的气动舵面,减小尾翼,甚至成为无尾飞机,从而减少阻力,减轻重量;减少红外辐射,增加隐身能力;增加了短距起落能力;提高了生存能力和战斗能力。
3 矢量推力技术的发展3.1 美国推力矢量喷管的发展3. 1.1 P&W公司轴对称推力矢量喷管的发展P&W公司的轴对称矢量喷管为俯仰/偏航平衡梁喷管(P/Y BBN),是从F100发动机的喷管改进而来的。
它保持了平衡梁的优点,因而是一个能提供最佳外形和性能的重量轻的收敛扩散喷管。
不同湍流模型在射流推力矢量喷管数值模拟中的比较分析研究
中图分类 号 ： ２ １ ３ Ｖ １ ．
如果 能 把 射 流 推 力 矢 量 技 术 应 用 到 军 用 飞 机
型， 对激 波控 制 射流 推力 矢 量喷 管 的 内外 流 场 、 喷管 性能 参数 等 ， 进行 系统 的数 值 计 算 分 析 ， 与 Ｓ 并 Ａ模
型 的计算 结果 和实 验 数 据 进 行 对 比验证 ， 察 不 同 考
上 ， 以带 来 的好处 显 而易见 ， 了传统 的机 械式 推 可 除 力 矢 量装 置 的 优 点 外 ： 高 转 弯 速 率 ， 善 可 操 纵 提 改 性， 提高垂 直 或者短 距起 降 的能力 ， 减少 操 纵面 。 由
于射流推力矢量技术是依靠流体之间的相互作用产
生 推 力矢 量 ， 以可 以进 一 步 减 少传 统 的推 力 矢 量 所 装 置 的操 纵面 ， 就 意 味 着更 少 重 量 、 低 的阻 力 。 这 更 对 于 飞行 器 ， 特别是 军 事用途 的 飞行器 ， 具有 特别 这
推 力 矢量 喷管 的数值 模 拟 主要 采 用 Ｓ ａ ｒＡｌ ｒｓ ｐｌ ｔ ｌ ａ ａ — ｍａ （ Ａ） 方程模 型 或者 改进 的 ｋｓ两 方程 模 型 ， 它 Ｓ 一 － 其 湍 流模 型 的验 证研究 还 比较少 见 。现今 湍 流模 型 的 研 究 按研究 角 度可 以分 为 三类 ： 造 ｋｓ和 ｋ‘ 的 构 － 一） １
混合模型 ； 构造更为精确的剪应力构成模 型； 构造新 的更准确的耗散方程 。其代表模型分别是 ：Ｓ － Ｓ Ｔｋｔ ｏ
两 方程 模 型 ，Ａ Ｍ － Ｅ Ｓ ｋｃ 型 和 基 于 新 的耗 散 方 程 ｏ模
的 ｋ￡ 型 。 一模
面层干扰 的存在 ， 目前湍流模型 的研究也是一种 对
飞机推力矢量技术研究进展
机推力矢量技术研究进展飞机推力矢量技术的研究始于20世纪60年代，经过几十年的发展，已经达到实用化的阶段。
美国的F-22、俄罗斯的SU-30MKI、SU-37和欧洲的EF2000都己应用了推力矢量技术。
推力矢量技术虽然已经在现役飞机F-22、SU-30MKI上被应用，但是各航空工业发达国家仍在加强对该技术的研究，近些年来又提出了一些新的实现推力矢量的模式和概念。
随着新一代高性能飞机发动机的研制，推力矢量技术将成为未来战斗机的基本要求和标准技术之一。
实现推力矢量的原理比较简单，它是在常规喷气推进系统基础上，借助于机械或合理的空气动力结构布局来改变尾喷气流方向，使之产生附加力矩，进而操纵和控制飞机。
当排气流折转角为Φ时，便产生一个与飞机轴线垂直的力，其大小与sinΦ成正比，同时推力损失则与1-cosΦ成正比。
计算和试验结果均表明，在折转角适当的情况下，推力矢量能有效地提高飞机的机动能力。
一般来说，当折转角在0°-20°范围时是比较合适的。
推力矢量技术较常规喷气推进技术有不可比拟的优点：①提高战斗机的机动性和敏捷性，过失速状态下的机动能力，可迅速改变机头方向，对敌机进行射击，可作高速转弯，在空战中占据有利位置；②缩短起飞和着陆滑跑距离；③可以用发动机推力矢量代替尾翼进行气动配平，从而减小飞机配平阻力，减少尾翼尺寸，甚至将尾翼完全去掉，成为无尾飞机，从而减轻飞机的阻力和重量；④减少飞机的雷达反射面，提高隐身能力和生存能力。
2 推力矢量喷管的发展概况.由于推力矢量技术是一个复杂的系统工程，它涉及到气动、传热、结构、材料、控制等多方面学科，整体和各部件之间的协调特点以及结构性能很大程度上又与基础研究和技术水平有关，因而推力矢量装置的种类较多，结构和功用也异。
综合来看，可以分为以下几类。
2.1 折流板70年代中期，德国MBB公司的飞机设计师沃尔夫岗²赫尔伯斯提出利用控制发动机尾喷流的方向来提高飞机的机动能力。
火箭发动机推力矢量技术
宇航学院 ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ11513 班 姓名 学号 张海征 11151078
2014 年 6 月 11 日
摘要
叙述了推力矢量控制的概念、技术分类、发展过程以及应用，说明了
推力矢量控制的重要性， 推力矢量控制是未来战斗机提高敏捷性和获得过失速机 动的重要手段。 介绍了目前世界上航空发达的国家推力矢量控制和推力矢量喷管 的发展现状和趋势， 采用推力矢量控制和推力矢量喷管后使飞机所获得的效益和 面临的问题。 关键词：推力矢量 推力矢量控制 推力矢量应用
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从 1993 年 11 月－1994 年年底， 在 X-31 与 F-18 之间进行了一系列的模拟空 战，在 X-31 飞机不使用推力矢量技术与 F/A-18 飞机同向并行开始空中格斗的情 况下，16 次交战中 F-18 赢了 12 次；而在 X-31 使用推力矢量技术时 66 次交战 X-31 赢了 64 次。此外，美国在 F-14 和 F-18 上分别安装燃气舵进行了试验。
2 推力矢量控制的方案
2.1 机械式的推力矢量喷管
2.1.1 燃气舵方案 一般来说，燃气舵方案是在飞机的机尾罩外侧加装 3 或 4 块可作向内、向外 径向转动的尾板，靠尾板的转向来改变飞机尾气流的方向，实现推力矢量。这种 方案的特点是发动机无需做任何改装，适于在现役飞机上进行试验。其优点是结 构简单，成本较低，作为试验研究有一定价值。但有较大的死重和外廓尺寸，推 力矢量工作时效率低，对飞机隐身和超音速巡航不利，所以它仅是发展推力矢量 技术的一种试验验证方案。 2.1.2 二元矢量喷管 二元矢量喷管是飞机的尾喷管能在俯仰和偏航方向偏转， 使飞机能在俯仰和 偏航方向上产生垂直于飞机轴线附加力矩，因而使飞机具有推力矢量控制能力。 二元矢量喷管通常是矩形的，或者是四块可以配套转动的调节板。二元矢量喷管 的种类有：二元收敛－扩散喷管（2DCDN） 、纯膨胀斜坡喷管（SERN） 、二元楔体 式喷管（2DWN） 、滑动喉道式喷管（STVN）和球面收敛调节片喷管（SCFN）等。 通过研究证实，二元矢量喷管易于实现推力矢量化。在 80 年代末，美国两架预 研战斗机 YF-22/F119 和 YF-23/F120 均采用了这种矢量喷管。二元矢量喷管的缺 点是结构比较笨重，内流特性较差。
第三章 飞行器推力矢量技术
F22战斗机的二维矢量发动机
美国人相信“力大飞砖”
没有矢量发动机的J20
J20依靠多个气动舵面实现机动飞行
F35B垂直起降的原理
F35B的短距起飞
F35B的垂直降落
J10B眼镜蛇机动
J10B的落叶飘
J10B的各种特技
美军aim-9x空空导弹使用的推力 矢量控制固体火箭发动机.
“米卡”空空导弹采用了推力矢量控 制技术流板推力矢量技术
（2）二元推力矢量技术
（2）二元推力矢量技术
F22战斗机夜间起降
（3）轴对称矢量推力技术
如果发动机的喷管不仅可以上下偏转，还 能左右偏转的话，那么推力不仅能够提供 俯仰力矩，还能够提供偏航力矩，这就是 全矢量飞机。
（3）轴对称矢量推力技术
传统飞机发动机的喷流都是与飞机的 轴线重合的，产生的推力大都是用于 克服飞机所受到的阻力，提供飞机加 速的动力。
3.1 什么是推力矢量技术？
采用推力矢量技术的飞机，其 发动机产生的推力方向是可以 改变的，除为飞行器提供前进 的推力外，还可以通过改变推 力的方向和大小，来获得一定 的控制力矩，从而使飞行器做 出预期的俯仰、偏航、滚转等 运动。
现代飞机设计技术
航 空 工 程 学 院孟
令 兵
第三章 飞行器推力矢量技术
3.1 什么是推力矢量技术？
推力矢量技术，它是指改变发动机的喷气流喷射方向以控制飞 行器运动的一种技术。除了可以提供垂直或短距起降能力外， 还能在空战中为飞机提供额外的机动力。 一般用可以转动的矢量喷嘴或者折流板来实现。
3.1 什么是推力矢量技术？
（3）轴对称矢量推力技术
《真实的谎言》里的鹞式战斗机
3.3 矢量推力技术的作用和效益
矢量喷管技术简介
采用，有前翼
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10.60
361
76.1
12.50
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某飞机采用和不采用推力矢量技术时的起飞滑行距离
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矢量喷管技术简介
引言
无推力矢量 状态 法向过载 1.21 1.49 2.52 角速度/(°)/s 1.14 2.08 4.44 有推力矢量பைடு நூலகம்法向过载 1.49 1.84 3.13 角速度/(°)/s 2.71 3.59 6.32
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矢量喷管技术简介
矢量喷管的分类
它是在常规轴 对称收—扩喷管的 基础上改进的，其 优点是为飞机提供 俯仰/偏航能力。 这种喷管的扩张段 可以在周向360度 范围内偏转17~20 °，特别适用于现 有的战斗机改装。
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矢量喷管技术简介
矢量喷管的分类
三、燃气舵—燃气流在外部转向形式
将一个或多个偏转舵面置入飞机尾部喷管外部的燃气流中， 从而产生俯仰/偏航和横滚矢量推力。仅在美国F/A—18大迎角 研究机（HARV）和美、德联合研究机X—31上研究机动性能， 由于控制等问题短期难以解决，未投入使用。
高度0km, 高度0km, Ma=0.3 高度3km, 高度3km, Ma=0.4 高度5km, 高度5km, Ma=0.6
推力矢量对飞机爬升性能的影响
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矢量喷管技术简介
矢量喷管的分类
矢量喷管的发展和分类
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矢量喷管技术简介
矢量喷管的分类
一、收—扩喷管
从常规不加力涡喷发动机开始 就有固定收敛喷管，接着出现了 加力涡喷/涡扇发动机的收—扩喷 管，之后发展出全程可调收—扩 喷管。 60年代出现的“鹞”式飞 机的“飞马”发动机，喷管可转 向90°，用以产生垂直方向的推 力，做垂直起降战斗机的推进动 力。
矢量喷管偏转对发动机推力的影响
矢量喷管偏转对发动机推力的影响摘要：本文旨在评估写矢量喷管偏转对发动机推力的影响。
回顾了偏转喷管的原理，并分析了偏转对发动机性能的影响。
具体来说，偏转喷管能够改善发动机推力，改善发动机效率，改善发动机油耗，延长发动机寿命，减少发动机维护成本，以及改善发动机发动机负荷和发动机噪声水平。
此外，本文还概述了市场上主要供应商提供的偏转喷管的特点和规格，以及应用偏转喷管的注意事项。
关键词：偏转喷管，发动机推力，影响，性能，效率，油耗，寿命，维护成本，负荷，噪声水平，应用注意事项正文：随着矢量喷管技术的不断发展，偏转喷管也有了显著的进步。
偏转喷管是一种不同于传统喷管的工作原理，它能够有效地利用发动机推力，改善发动机性能和效率，从而获得更高的推力。
因此，本文旨在评估写矢量喷管偏转对发动机推力的影响。
首先，回顾了偏转喷管的原理。
偏转喷管是一种可以在动力输出期间控制喷管燃烧室内气流方向的技术。
它利用气流矢量控制发动机的性能，实现了发动机的有效控制。
此外，本文还分析了偏转喷管对发动机性能的影响。
研究表明，使用偏转喷管能够改善发动机推力，改善发动机效率，改善发动机油耗，延长发动机寿命，减少发动机维护成本，以及改善发动机负荷和发动机噪声水平。
接下来，概述了市场上主要供应商提供的偏转喷管的特点和规格，以及应用偏转喷管的注意事项。
总的来说，使用偏转喷管的发动机推力改善了不少，在发动机效率、油耗、寿命、维护成本等方面都有所改善。
最后，总结了本文的研究结果。
综上所述，写矢量喷管偏转对发动机推力有着显著影响。
偏转喷管通过改善发动机性能，有效地提高了发动机燃烧室内的气流矢量，从而提高了发动机推力。
应用偏转喷管不仅可以改善发动机性能，提高发动机推力，还可以减少发动机维护成本、延长发动机寿命、降低发动机噪声水平等。
首先，需要确定发动机的额定功率，以及最大推力需要的偏转喷管的规格。
偏转喷管的型号，动态流量、相对压力和燃烧室内气流矢量等都需要考虑在内。
推力矢量喷管设计与气动特性分析研究
推力矢量喷管设计与气动特性分析研究陈玲玲;杨青真;李岳峰【摘要】The two-dimensional (2D) thrust-vectoring nozzle has simple configuration and good stealthy performance. Thus it has been applied to some stealthy aircrafts. A method to design round-to-square nozzle was developed. Based on it, a 2D nozzle and two types of thrust-vectoring nozzles were designed. And the first type nozzle is achieved by geometry deflection of the round-to-square nozzle meanwhile the second type nozzle is achieved by deflection of the aerospike located in round-to-square nozzle. Then the inner and outer flow of the round-to-square nozzle and two types of thrust-vectoring nozzles are simulated numerically. Also the thrust coefficient, flux coefficient and thrust-vectoring angle ofthe nozzles are obtained and analyzed. Finally, the influencing factors and laws in thrust-vectoring angle of the nozzles are obtained, which are valuable for designing 2D thrust-vectoring nozzles.%二元矢量喷管结构简单,隐身特性好,在多种隐身飞机上得到了应用.发展了一种“圆转方”二元喷管型面设计方法,基于此方法设计了二元喷管和两型矢量喷管.一型通过二元喷管壁面几何偏转实现,另一型由塞式中心体偏转实现.数值模拟了“圆转方”喷管以及这两型矢量喷管的内外流场.对其推力系数、流量系数、有效推力矢量角等性能参数进行了计算和分析对比,给出了对二元矢量喷管设计具有参考价值的推力矢量角的影响因素及其影响规律.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2012(012)006【总页数】4页(P1304-1307)【关键词】圆转方二元喷管;推力矢量;几何偏转;中心体偏转;数值模拟【作者】陈玲玲;杨青真;李岳峰【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,西安710072;西北工业大学动力与能源学院,西安710072;西北工业大学动力与能源学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V228.74推力矢量技术是第四代战机必备的关键技术之一。