王书贤

(西安航空学院， 陕西 西安 710077)

可调喷管在航空燃气涡轮发动机、火箭发动机以及组合循环发动机上均有广泛应用。对于带加力燃烧室的军用燃气涡轮发动机其喷管压强比变化范围很大，从低空飞行的比值略大于1到更大飞行高度的15-20，使用可调喷管可以在宽广的压强比范围内获得最大推力[1]。同时，喷管可调有利于降低燃油消耗量[2]。随着现代航空军事技术的不断提高，为了能在各类空战中取得优势、提高生存率，对战机性能提出了更高的要求，如超机动、超音速巡航、短距/垂直起降及隐身性能等[3]，可调推力矢量喷管也成为必不可少的关键技术之一。

对于火箭发动机，采用可调喷管能使发动机在小的压强比值下，产生大的推力比，使发动机比冲效率更佳，提升火箭发动机的综合性能[4,5]。固体火箭冲压发动机可在宽马赫数工作范围内充分发挥其高速巡航的动力性能优势[6]，相比固定几何固冲发动机，巡航状态推力系数和比冲分别提高25.33%和25.34%，典型弹道射程增加33.14%[7]。液体火箭冲压发动机相对固定几何液冲发动机能更好的适应高动态临近空间的远程长时间飞行[8]。

此外，一些新型组合发动机如涡轮冲压组合发动机(TBCC)采用可调喷管能更好的适应落压比变化范围大、质量流量变化幅度也较大的工作条件[9]。

1 可调喷管在航空燃气涡轮发动机上的应用

由于航空发动机开加力时通常需要增大喷管出口面积50%-150%，因此带加力燃烧室的发动机必须采用可调喷管。喷管类型的选择需要综合考虑发动机、飞机及飞行任务的要求并作合理协调，如果飞行速度主要是亚声速，可以采用可调收敛喷管[10]。

1.1 可调收敛喷管

由于超声速喷管结构及操纵机构复杂，许多二代以前的飞行马赫数小于2的战斗机所采用的涡喷发动机采用面积可调的收敛喷管，典型的如WP6、WP7等。WP7发动机喷管如图1所示，由24片调节片、24片密封片、调节环以及液压调节系统组成。调节片通过铰链(18个)或支架(6个)与喷管壳体连接，密封片依靠搭架和挂钩与调节片连接。调节环前移对调节片施压使喷管收缩，调节环后移内部气动力使喷管打开。调节环由3个液压作动筒控制。

图1 WP7发动机可调收敛喷管

1.2 可调轴对称收敛扩张喷管

飞行马赫数较高通常采用可调收扩喷管。通常这类喷管具有以下结构[10](如图2所示)：由作动筒控制带有凸轮的调节环运动并对收敛段的外凸型面施加作用力，控制A8截面面积；扩张段与连杆相连，通过联动控制A9截面面积。如果对喷管性能要求更高，可以再增加一套操控系统单独控制A9面积。从后部壳体与衬套间引入气流对收敛段内壁进行冷却，同时部分气体进入喷管和外部整流罩之间，并由收敛段和扩张段的接缝处再进入喷管，用于冷却扩张段(参见图3)。

可调轴对称收扩喷管应用广泛，如装备B-58轰炸机的J79-5发动机[11]，其示意图如图4(a)。收敛段和扩张段分别由24片调节片以及24片密封片组成，调节片前端铰接在一起，每组调节片均由相应的调节环支承、定位。收敛段可以连续调节，扩张段只有两个位置，分别对应不开加力亚声速巡航状态和开加力超声速状态。在扩张段开有4个轴向槽用于改善打开状态的气流分离问题，打开状态时与冷却气流相通，收缩状态时则完全关闭消失，参见图4(b)和图4(c)。

图2 可调轴对称收扩喷管一般结构简图[10]

图3 喷管冷却气路径[10]

图4 喷管示意图(a)和J79-5发动机喷管的两种状态(b)和( c)[11]

F-15、F-16战机采用了普惠公司的F100发动机，该发动机为平衡梁式可调收敛扩张喷管(BBN)，结构示意图如图5[12]，采用气动做动系统实现喉部面积由2.9到6.5平方英尺的控制[13]。

图5 平衡梁式喷管[12]

之后普惠在F-15 ACTIVE(Advanced Control Technology for Integrated Vehicles)项目中研制了F100-PW-229发动机，基于BBN发展了矢量喷管P/YBBN[13,14](参见图6)。

图6 俯仰/偏航平衡梁式喷管及其三种状态[13]

在BBN基础上增加了三个部件：(1)扩张段液压做动系统；(2)扩张段同步调节环；(3)后部固定结构。扩张段做动系统的三个液压筒、扩张段16个调节片以及连接件与同步调节环相连，液压做动筒用来控制同步调节环的位置。三个液压筒位移相同时，同步调节环沿发动机轴线前后移动，改变喷管面积比；三个液压筒位移不同时，同步调节环相对发动机轴线偏转实现矢量控制。喷管面积比的调节可使喷管非设计状态性能提高2%～4%，并可获得最大20°的矢量角及45(°)/s的矢量偏转速率。

F-15、F-16战机还有部分发动机为通用公司的F110发动机，采用了收敛段和扩张段调节片均为12片的可调轴对称喷管。并在此基础上发展了F110-GE-129，采用了轴对称矢量喷管AVEN[15](参见图7)。相对F110发动机喷管做了以下改进：将扩张段原有12组压缩杆由外部调节片替代，并与A9调节环相连，当A9调节环倾斜时，扩张段相对发动机轴线偏转。A9调节环由三个作动筒控制，A8调节环由四个作动筒控制，调节A8喉道面积。

图7 轴对称矢量喷管(AVEN)实体图(a)及两种喷管(b)[15]

欧洲战斗机EF2000的EJ200发动机采用了三环轴对称矢量喷管[16](如图8所示)。基本型的内环与收敛段连接沿尾部喷气管滑动，收敛段调节片上有滚轮和突耳，内环向发动机尾部运动时喉部缩小，反向喉部扩大；中间环通过垂直销钉与内环连接，可以相对垂直轴倾斜实现偏航控制；外部环通过水平销钉与中环连接，可以相对水平轴倾斜实现俯仰控制；外环通过支撑杆与扩张段调节片连接，同时与三个执行器相连。三个执行器位移相同只改变喉部面积，位移不同则矢量调节。外环剖分型的外环可分为上下两个半环，再增加一个执行器，四个执行器布置在四个象限点，通过控制外环两个半环来调节出口面积，喉部面积可以不变。相对通用的AVEN和普惠的P/YBBN只需四个执行器，结构更轻。

图8 EJ200发动机轴对称矢量喷管实体图(a)及三环控制系统示意图(b)

俄罗斯克里莫夫设计局研制的RD33用矢量喷管如图9所示，通过连杆机构实现收敛-扩张段的联动[16]，主要用于Mig-29战机。

图9 RD33轴对称矢量喷管

以上轴对称矢量喷管AVEN、P/YBBN、EJ200的喷管以及RD33在实现矢量控制时均主要依靠调节环控制，只有扩张段偏转改变方向。还有一类轴对称矢量喷管是整体偏转的，喷管进口前增加球形转接段，使得整个喷管在作动系统的带动下可绕球心俯仰作动。如通用的万向节轴对称喷管(如图10)，在F110原型发动机可调收扩喷管基础上在收敛段调节片前增加了万向节球形转接结构，实现了矢量控制[17]。

整体偏转的矢量喷管还有前苏联留里卡土星公司设计的AL-31FU发动机喷管(图11)，在AL-31F喷管进口前增加球形转接段，并在转接段的两侧设有通过球心的插销，使得整个喷管在作动系统的带动下可绕球心俯仰作动，实现了±15°的俯仰矢量角，已应用于俄罗斯的Su-37、Su-30MKI等战机。后续的A31-41Ф发动机延用了该推力矢量技术，并增加了偏航矢量控制功能。

图10 通用公司的万向节轴对称喷管

图11 AL-31FU发动机轴对称矢量喷管(a)及其结构示意图(b)

中国燃气涡轮研究院研制的轴对称矢量喷管AVEN，推力方向可在周向360°范围内全方位偏转0～20°[18]。如图12所示，机匣支承鱼鳞片和作动筒，前安装边装有三个A9作动筒，中安装边装有三个A9作动环定心装置，后安装边装有A8鱼鳞片前铰链。A8调节片和密封片周向交错均布，均可绕前端铰链径向转动，由首尾相连的A8作动筒环驱动，改变环的周长可调节喷管喉道面积。A9鱼鳞片对应铰接在A8鱼鳞片的末端，调节片采用单铰链相连，密封片采用双铰链相连以增加密封性。与通用的AVEN不同的是A9鱼鳞片采用了两段式结构，两段之间由轴线垂直于鱼鳞片平面的铰链连接，使A9鱼鳞片不仅可径向转动，而且可在平面内转动。A9密封片的背部中段装有由摇臂、拉杆组成的对中装置，摇臂两端通过拉杆与相邻A9调节片连接，拉杆的两端均为球铰。每个A9调节片末端均铰接一个“X”形拉杆，拉杆的另一端铰接在A9作动环上。“X”型拉杆也分为前、后两段，两段之间由“十”字形双铰链连接。

1.机匣；2.A9作动筒；3.A9作动环及定心装置；4.“X”型拉杆；5.A8、A9调节片；6.A8、A9密封片；7.密封片对中装置；8.A8作动筒

图12 中国燃气涡轮研究院研制的轴对称矢量喷管AVEN

1.3 可调非轴对称喷管

战机要求具备隐身性能，出现了可调非轴对称喷管，但该型喷管相对轴对称喷管重量较大且结构效率低[10]，且由于润湿面积大结构转角多需要更多的考虑冷却问题[19]。

典型的非轴对称喷管是二元矢量喷管，该型喷管由过渡段和喷管本体组成，过渡段将圆截面过渡到矩形截面，喷管本体由两块收敛板、两块扩张板及两块侧板组成。普惠设计的具有俯仰、反推及喉部面积可调的二元矢量喷管实现了起飞距离缩短30%、降落距离缩短40%[20-21]。最终定型的四代战机F-22用二元矢量喷管(如图13)，不具备偏航矢量功能，具有±20°的俯仰功能，矢量偏转速率为45(°)/s。喷管侧壁面为尾翼壁面，该区域开有槽用于引导冷却气保护喷管[1]。

图13 F-22用二元矢量喷管

典型的非轴对称喷管还有普惠研制的具有偏航、俯仰及反推能力的球面收敛调节片式矢量喷管(SCFN)[17,21]，如图14所示。采用了球面收敛段，扩张段为矩形，收敛片、扩张片独立调节控制喷管面积比，俯仰矢量控制由扩张片作动筒控制，偏航矢量控制由收敛片和扩张片共同绕固定球面做万向运动实现。可以实现以下四个状态(如图15所示)[22]：球面调节片异向转动，喷管喉部面积缩小；扩张段同向转动实现俯仰推力矢量；整个喷管绕进气轴左右偏转，完成偏航控制；调节片收敛至极限，喷管喉部关闭、反推打开。SCFN采用了刷式密封，侧壁面为陶瓷基复合材料，反推排气口采用了陶瓷纤维隔热层[23]。

图14 普惠公司的球面收敛调节片式矢量喷管

图15 SCFN的工作状态

我国在“八五”期间根据红外隐身课题需要，沈阳发动机设计所设计和制造了小宽高比的二元收扩式推力矢量喷管，其扩张调节片允许在±12°～15°偏转，A8、A9分别采用手动调节[24]。

1.4 小结

带加力燃烧室的战机均需要采用可调喷管，可调喷管通常包含调节片、调节机构、做动系统等，结构复杂，同时一般需要采用耐高温材料，并进行主动气体冷却。随着对战机性能要求的不断提高，航空科技不断发展，目前主流发展的可调喷管多为收敛扩张矢量喷管。各类可调喷管的主要特点如下：

1) 可调收敛喷管

技术成熟，结构简单，重量轻，但在喷管压强比大的情况下处于欠膨胀状态，推力损失大。

2) 可调收敛扩张喷管

技术成熟，能够在喷管压强比较大的情况下获得较大的净推力，但由于不具备矢量调节能力，已逐渐不在新型战机上采用。

3) 调节环式P/YBBN和AVEN

对原型可调收扩喷管改动较小，继承性好，易与现役飞机相匹配。推力损失小，增重少，密封问题易解决，冷却难度较小，且由于是在出口截面上实现喷管气流偏转,新增力矩大。但该型喷管机构较复杂，设计难度大，尤其是A8/A9控制耦合问题。

4) EJ200发动机三环轴对称矢量喷管

易与现役飞机相匹配。A8和A9的控制共用一套液压作动系统，结构紧凑、重量轻，同时阻力小，转向灵活。但该型喷管调节器功能复杂，使用风险相对较大。

5) 整体偏转式轴对称矢量喷管

对原型可调收扩喷管改动最小，运动结构简单易实现。缺点是增重较多，冷却和密封难度大，且飞机后体阻力大。

6) 二元矢量喷管

结构比轴对称喷管简单，易与机身配合，减小阻力，同时有利于隐身。缺点是推力损失较大，增重较多，相对轴对称喷管冷却需求更高。不易直接装在传统设计的现役飞机上，飞机改装工作大。适和双发翼身融合设计的飞机。

7) 球面收敛调节片SCFN

相对二元矢量喷管重量较轻，同时可改善受力。缺点是冷却和密封难度增大，局部应力偏大。

2 可调喷管在火箭发动机及组合循环发动机上的应用

在常规火箭发动机上较常见的是利用铰链或万向接头使整个喷管摆动的矢量喷管[25]，一般喷管内的流通面积不变，不作具体讨论。常见的几何可调喷管有塞式喷管、单边膨胀喷管和鱼鳞片式可调喷管。

2.1 带中心体塞式喷管

塞式喷管在实现流通面积调节时可采用移动外壁面的方式或移动中心塞体两种方式。日本在ATREX计划中研究了轴对称带中心体塞式喷管[26]，通过外壁面轴向移动来调节喉道面积和出口面积(如图16)。日本还曾为二级入轨飞行器的第一级推进发动机TBCC研究了二元带中心体的塞式喷管[27]。其示意图如图17，在中心体的凸起部位设置一对凸轮，凸轮通过连杆机构由一个作动器驱动，当凸轮向外鼓起时，喷管的喉道面积缩小，反之则喉道面积放大。

图16 ATREX发动机可调喷管

图17 TBCC可调喷管示意图

2.2 单边膨胀喷管

德国在1995年为高超声速飞行器研制了二元单边膨胀喷管[28](如图18)。该喷管下部的收敛段和扩张段分别通过两个独立的液压作动装置调节，在调节片的下部腔体充入高压氮气以减少作动系统受力并避免内部燃气泄漏。喷管壁面涂有热障涂层并进行主动热防护，上部扩张内壁面采用了碳碳材料，密封条为碳化硅材料。

图18 单边膨胀喷管实体图(a)和结构示意图(b)

2.3 调节片式可调喷管

该类可调喷管与航空燃气涡轮发动机可调喷管类似。超声速冲压发动机在承载结构中以不可移动的密封外壳替代传统发动机外部可移动调节片(如图19之示意图)[29]。收敛段调节片有一小股气流流进由调节片和外壳构成的外部腔体中，再经扩张段调节片流入喷管的气流中。外部腔体通过调节开关与外界大气连通。喷管有工况：调节开关打开，外部腔体不能建立高于外部大气压的压力，喷管在内部静压作用下维持在开的状态，即喷管最大喉部面积；调节开关关闭，外部腔体内的压力建立起来，调节片在外圧力作用下关闭，即喷管最小喉部面积。

图19 冲压发动机调节片式可调喷管示意图

内蒙古工业大学庞月华等设计了与航空燃气涡轮发动机AVEN喷管类似的火箭发动机喷管[30]，如图20所示。该装置由固定的喷管扩散段、两个调节环、扩张段调节片和密封片以及十字转接头、拉杆等组成，在直线电机驱动力和燃气射流共同作用下实现喷管流通面积调节。

图20 固体火箭发动机可调喷管

2.4 其他可调喷管

中国空空导弹研究院的刘斌等研究的单室双推固体火箭发动机可调喷管，如图21所示[31]。图21(a)图为喉部初始最大状态，图21(b)图为喉部初始最小状态。喉衬本体沿周向均匀开有6个方形孔，需要调节时其中3个台阶孔内的分离体在驱动力作用下可沿径向向轴线方向移动，并由燃气吹除，各孔中的保持体组成较小的喉部气流通道。保持体采用钨渗铜材料，分离体采用石墨或碳碳材料。为密封燃气，镍基高温自润滑合金颗粒与苯醚撑硅静密封不硫化腻子均匀混合，涂抹于运动部件与方孔通道相接触的表面上。

图21 单室双推固体火箭发动机六角凸块喷管

2.5 小结

在火箭发动机及组合冲压发动机上的可调喷管的结构形式更为多样，但由于该类发动机燃气温度和压强更高，且由于燃气中常常含有凝相粒子，因此其热防护问题及密封问题更为严峻。各类喷管的特点如下：

1) 塞式可调喷管

结构简单，且由于塞式喷管膨胀流路的外侧为自由边界，可随喷管的落压比变化而自动调节，能够在较宽的落压比范围内获得较高的推力系数。主要缺点是喉道面积调节幅度有限，且中心塞体需要大量冷却气体。

2) 单边膨胀可调喷管

所需驱动力较小，结构简单，驱动装置可利用中心体内部的空间实施。主要缺点是不能调节尾喷管扩张段的出口面积，调节特性与喷管的流量及落压比变化匹配较困难。

3) 调节片式可调喷管

重量较轻，易于对现有发动机进行改装。主要缺点是出口面积的变化较小，可调范围小，因此在一些工况下推力损失较大。

4) 其他类型可调喷管

可调喷管结构形式较多，大多数还处在预研阶段，技术还不够成熟。

3 可调喷管结构设计关键技术

1) 密封技术

密封是保证各类发动机用可调喷管工作可靠的关键技术。喷管是发动机的热端部件，为保证高温下的结构完整性，避免燃气泄漏引起火灾以及减少推力损失都需要良好的密封性。可调喷管的密封应在几何可调的基础上保证装配间隙最小，并充分考虑高温热载荷以及燃气中凝相粒子对装配间隙的影响。

2) 热防护技术

航空燃气涡轮发动机可调喷管的热防护以主动热防护为主，以被动热防护为辅，即以各种形式引入冷却气体对喷管壁面进行冷却为主，以隔热涂层和采用耐高温材料为辅。火箭发动机则主要是被动热防护，即采用耐高温烧蚀材料为喷管壁面隔热。组合循环发动机多以主动热防护为主，以被动热防护为辅。主动热防护应避免引气量过大影响发动机推力性能甚至热力循环，同时合理设计气路避免结构尺寸和质量过大。被动热防护除需要考虑高温燃气及凝相粒子的冲刷，还应着重考虑运动部件和固定部件间的热结构设计。

3) 质量控制技术

喷管质量会影响飞行器推重比以及重心位置。几何可调喷管尤其是矢量喷管结构复杂，过渡结构、偏转结构、调节机构、对中机构等使喷管质量较大。非轴对称喷管质量也偏大。喷管质量控制应在保证内流特性基础上尽量短，在无特殊需求情况下尽量采用轴对称结构，同时简化机械结构并采用较轻的非金属材料。

4 结论

1) 各类可调喷管均具有各自的特点，喷管类型的选择需要综合考虑发动机设计、飞行器设计及飞行任务的要求并作适当折中。

2) 几何可调喷管的设计不仅仅是机械结构的设计，同时还包含气动力设计、热结构设计、控制机构设计，并涉及材料、测试以及飞行器发动机一体化设计，需要协调各学科研究人员共同研发。

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