王 伟 ，赵 振 ，金文栋 ，邓洪伟

（1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015；2.空军装备部驻长春地区军事代表室，长春 130000）

0 引言

为了应对未来可能的作战模式和作战任务，新一代战斗机对航空发动机的推重比和隐身性能要求越来越高，矢量喷管作为发动机的关键部件，也面临着高隐身、轻质、高效的设计要求[1-3]，与传统的机械式推力矢量喷管相比，基于激波控制的气动矢量喷管具有结构简单、质量轻、系统响应快、隐身性能好等优点[4-5]，S弯二元矢量喷管凭借着对高温部件的有效遮挡及引入二次流对主流的干扰产生矢量偏转等优势，已成为航空推进技术领域的研究热点之一。

国外对流体推力矢量技术的研究较为成熟，基于二次流喷射产生推力矢量方式的不同，流体推力矢量技术的控制方法主要有3 种：激波矢量控制法、喷管喉部偏转法和逆流法。美国航空航天局兰利研究中心对激波矢量控制方法在二元喷管上的应用进行了试验和数值计算研究，讨论了主流落压比（Nozzle Pressure Ratio，NPR，定义为πNPR）、二次流流量、二次流与主流总压比（Second flow Pressure Ratio，SPR，定义为πSPR）、自由流气动参数等对喷管气动性能的影响[6-8]；Kenric 等[9]对流体推力矢量喷管的多喷射点方法进行了试验和数值计算，NASA 兰利研究中心进行了采用大尺寸的反流法实现推力矢量的试验研究；Hunter 等[10]采用PAB3D 计算软件进行了反流法计算。同时，中国在流体推力矢量技术方面也开展了一些研究。李卫强等[11]采用试验和数值计算相结合的方法，研究了主流压力、二次流喷射压力及二次流喷嘴几何形状对推力矢量喷管性能的影响；……