SVTOL战斗机用推力矢量喷管技术的发展及关键技术分析

究提出建议。
关键词：推力矢量喷管；短距起飞；垂直降落；升力发动机；升力风扇；航空发动机
中图分类号：V233.7+57
文献标识码：A
doi：10.13477/j cnki.aeroengine2014.04.001
Development and Critical Technology Analysis on Thrust Vector Technology of Short/Vertical Take-off and Landing Fighter
图 4 RR 公司转向喷管试验件
1.2.2 3 轴承偏转喷管（3BSN） 3 轴承偏转喷管由 3 段可相互旋转的喷管筒体
构成，3 段筒体主要由椭圆型面构成以保证 3 段筒体 的斜切面Baidu Nhomakorabea便于轴承安装的圆截面。3 段筒体通过筒 体间特殊的几何关系及联接轴承的相互旋转实现喷 管由 0毅到 90毅的偏转，且根据特定的调节规律保证偏 转过程中矢量推力在同一俯仰面内。同时，3 轴承偏
转向喷管最早应用在“飞马”发动机（如图 4 所 示）上，并于 1959 年 9 月首次运转。喷管安装在发动 机两侧，前端通过轴承与发动机联接，可由水平位置 旋转到垂直位置及反推位置产生巡航推力、垂直升力 及反推力。RR 公司早期还对带导流叶片的斜切出口 转向喷管进行研究[11]，分别对不同的导流叶片数量、 叶型、喷管弯转半径、弯转角度及喷管收缩比等 9 种 不同构型的喷管进行了性能测试评估，并将带导流叶 片的喷管与无导流叶片的喷管进行了气动性能上的 对比。20 世纪 60 年代，英国皇家空军对 S/VTOL 战斗 机提出超声速要求，英国霍克公司在 P.1154 试验机 的前转向喷管中应用了喷管加力燃烧（PCB）技术[12]， 以期与发动机的加力燃烧室共同工作使飞机达到超 声速飞行。同时，RR 公司为满足发动机的超声速工 况，对转向喷管进行了结构上的改变，在喷管尾缘安 装了可调斜面支板用以调节喷管喉部面积，并在 BS100/PCB 发动机上进行了试验。
图 2 单膨胀斜面喷管在 LSPM 试验台架试验
1.1.2 加力偏转喷管（ADEN） 1974 年，GE 公司针对美国海军发展先进多任务
S/VTOL 战 斗 机 的 需 要 提 出 了 加 力 偏 转 喷 管 方 案 （ADEN）[10]，如图 3 所示。加力偏转喷管主要包括如下 组件：（1）2 元变几何收－扩调节片。（2）腹部调节片。 （3）外部膨胀斜面（可固定或可调，依赖于具体的安装 要求）。（4）可旋转的推力矢量导流管。该喷管通过可 旋转的推力矢量导流管改变气流流动方向从而产生 垂直于地面的升力。但受喷管结构限制，该喷管只能 产生俯仰方向的矢量推力，不能产生偏航推力。1976 年，该加力偏转喷管在 YJ101 发动机上进行了长达 4 h
巡航发动机[5-6]等。随着 S/VTOL 技术的发展，在升力 方案上，由飞机转向变为发动机转向进而过渡到发动 机推力转向；在起降方式上，由最初的垂直起降变为 短距起飞垂直降落。目前，典型的 S/VTOL 战斗机包 括英国“鹞”式战斗机、苏联 Yak-141 战斗机及美国 的 F-35B 战斗机[7]，其升力 / 巡航发动机用矢量喷管 都可以向下偏转至与地面垂直使喷气流垂直向下喷 射，便可具备 S/VTOL 能力。
反推舱门
外部支板
收敛调节片
上膨胀斜面
图 1 单膨胀斜面喷管
1986 年，英国 RR 公司对单膨胀斜面喷管进行了 设计及研究，并在 NASA 兰利研究中心对喷管模型进 行了试验。试验主要是针对单膨胀斜面喷管侧壁几何 形状、上斜面长度、上斜面曲率、腹部调节片、斜角以及 可调外部膨胀斜面对喷管性能的影响而展开的[11]。在 联合先进攻击技术计划 (JAST) 中，RR 公司设计了 S/VTOL 升力系统用单膨胀斜面喷管，可通过偏转喷 管外侧调节片至垂直位置改变气流方向产生升力。为 了控制喷管 90毅矢量角下的出口面积，喷管内侧调节
赖，减小航母的设计难度，及显著提高飞机机动性能的关键技术，已成为第 4 代战斗机和战斗机用航空发动机的设计标志。结合不
同时期推力矢量喷管的特征和不同战斗机对推力矢量的技术要求，对短距起飞垂直降落战斗机用矢量喷管的结构特点、工作原理
及发展状况进行了归纳及总结。详细提出了 S/VTOL 战斗机用推力矢量喷管的关键技术，并对开展 S/VTOL 战斗机用矢量喷管技术研
收敛调节片
扩张调节片
腹部调节片
喷管喉部
导流弯管
图 3 GE 公司设计的 ADEN 喷管
第4期
王占学等：S/VTOL 战斗机用推力矢量喷管技术的发展及关键技术分析
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的性能测试试验。在试验过程中，当发动机处于加力 模态且喷管偏转至 92毅矢量角状态下，喷管排气温度 达 1967 K。此外，该喷管还在 NASA 刘易斯研究中心 的 推 进 系 统 试 验 室 进 行 了 测 试 ， 并 于 1983 年 在 F404-GE-400 发动机上进行了装机性能评估及实际 导热性评估。 1.2 S/VTOL 战斗机用旋转喷管 1.2.1 转向喷管
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航空发动机
第 40 卷
国外对 S/VTOL 战斗机用矢量喷管做了大量的 方案设计及试验研究工作[8-9]，具有代表性的 S/VTOL 战斗机用矢量喷管有单膨胀斜面喷管(SERN)、加力偏 转喷管(ADEN)、转向喷管及 3 轴承偏转喷管。从偏转 形式上可将上述喷管分为 2 类：S/VTOL 战斗机用 2 元矢量喷管和旋转喷管。S/VTOL 战斗机用 2 元矢量 喷管包括单膨胀斜面喷管和加力偏转喷管，其前部分 的喷管通道固定，通过尾部可调的偏转机构实现喷管 偏转到垂直状态；旋转喷管包括转向喷管及 3 轴承偏 转喷管，通过单个或多个喷管筒体相互旋转实现喷管 整体型面的偏转。
1 典型的 S/VTOL 战斗机用矢量喷管
1.1 S/VTOL 战斗机用 2 元矢量喷管 1.1.1 单膨胀斜面喷管（SERN）
单膨胀斜面喷管是美国 GE 公司发展用于短距 起降的矢量喷管[10]，其结构如图 1 所示。GE 公司对单 膨胀斜面喷管的研究始于 1972 年，研究的初衷是为 舰载截击机提供短距起降所需的矢量推力功能。该单 膨胀斜面喷管的上下调节片由作动器分别控制，下调 节片实现喷管面积控制并与上调节片差动定位实现气 流方向的改变。其缩比模型曾被安装在 F-18 飞机上进 行了常规状态及矢量角为 20毅的气动性能测试。
0 引言
短距起飞 / 垂直降落(S/VTOL)性能已成为未来战 斗机的 1 项重要性能指标要求。具有 S/VTOL 性能的 战斗机降低了对机场跑道的要求，减少了对机场的依 赖程度[1]。20 世纪中期至今，S/VTOL 飞行器的动力装 置发展了多种形式，其中包括尾座式[2]、升力风扇[3]、升 力发动机、升力发动机与巡航发动机[4]及升力风扇和
第 40 卷 第 4 期 2014 年 8 月
航空发动机
Aeroengine
Vol.40 No. 4 Aug. 2014
S/VTOL 战斗机用推力矢量喷管技术 的发展及关键技术分析
王占学，刘 帅，周 莉
（西北工业大学 动力与能源学院，陕西西安，710072）
摘要：S/VTOL（short/vertical take-off and landing ）战斗机用推力矢量喷管是飞机实现短距起飞垂直降落，摆脱对跑道的依
转喷管也可通过旋转第 1 个轴承产生通过飞机中心 线的偏航推力，而不产生附加的滚转力矩。
20 世纪 60 年代中期，英国 RR、美国 GE、PW 和 柯蒂斯莱特公司都对 3 轴承偏转喷管进行了结构研 究及气动性能计算[13-14]。1967 年，GE 公司基于 3 轴承 偏转喷管的型面及结构设计，在 JT8D 发动机上对 3 轴承偏转喷管进行了首次气动性能试验[8]。由于受温 度的限制，喷管试验件并未安装轴承，3 段喷管筒体 刚性连接并使喷管型面保持在 90毅矢量角状态。在试 验过程中，发动机为全加力模态，为避免高温排气流 对试验台架下方地面的烧蚀，3 轴承偏转喷管喷口朝 向上方。
收稿日期：2014-07-28 作者简介：王占学（1969），男，博士，教授，博导，研究方向为航空发动机总体设计和推进系统气动热力学；E-mail:wangzx@nwpu.edu.cn。
引用格式：王占学，刘帅，周莉. S/VTOL 战斗机用推力矢量喷管技术的发展及关键技术分析[J].航空发动机，2014，40（4）：1-6.WANG Zhanxue, LIU Shuai, ZHOU Li. Development and critical technology analysis on thrust vector technology of short/vertical takeoff and landing fighter [J]. Aeroengine, 2014,40（4）:1-6.
片设计成可滑动的嵌板，根据发动机不同模态需要， 调节喷管面积以保证涡轮轴驱动升力风扇系统的正 常工作。RR 公司在美国国防先进研究项目局用于测 试缩比轴驱动升力风扇动力系统模型性能的 LSPM 试验台架上对该单膨胀斜面喷管进行性能测试，如图 2 所示。结果表明单膨胀斜面喷管在 90°矢量角下， 气流首先与外侧调节板发生碰撞，随后在内侧调节板 的唇口出现气流分离。由于单膨胀斜面喷管在 90° 矢量角下的推力系数偏小，且喷管总体质量偏大，因 此 X-35 升力系统用单膨胀斜面喷管被后来的 3 轴 承偏转喷管所代替。
WANG Zhan-xue, LIU Shuai, ZHOU Li 渊School of Power and Energy, Northwestern Polytechnical University, Xi'an 710072,China冤 Abstract: Thrust vectoring nozzle applied for short/vertical takeoff and landing 渊S/VTOL冤 fighters, which has become a landmart design for the fourth generation fighter and aeroengine, is the key technology for aircraft to achieve short takeoff and vertical landing, get rid of the limit of the runway and significantly improve the aircraft maneuvering performance. According to the characteristics of thrust vectoring nozzles in different periods and the thrust vector requirements for different fighters, the structure characteristics, working principle and the development status of the thrust vectoring nozzles for S/VTOL aircraft were summarized and concluded. The critical technologies for thrust vector technology of S/VTOL fighters were proposed in detail, and the suggestions for thrust vector technology research of S/VTOL fighters were also proposed. Key words: thrust vectoring nozzle; short takeoff; vertical landing; lift engine; lift fan; aeroengine