賈東兵，周吉利，鄧洪偉

（中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110015）

固定幾何氣動(dòng)矢量噴管技術(shù)綜述

賈東兵，周吉利，鄧洪偉

（中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110015）

賈東兵（1967），男，自然科學(xué)研究員，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)噴排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作。

推力矢量控制技術(shù)的噴管實(shí)施方案普遍存在著結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量重和可靠性設(shè)計(jì)難度高等問(wèn)題，而固定幾何氣動(dòng)矢量噴管技術(shù)因具有不變的幾何結(jié)構(gòu)和巧妙的流體控制方式，有望得到結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、質(zhì)量輕和高可靠性的矢量噴管。綜述了該技術(shù)的設(shè)計(jì)原理、特點(diǎn)以及國(guó)內(nèi)外的技術(shù)現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢(shì)，并認(rèn)為先進(jìn)推力矢量噴管技術(shù)的設(shè)計(jì)和應(yīng)用應(yīng)從深入研究主次流參數(shù)對(duì)噴管性能的影響、引氣對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)的影響、喉道調(diào)節(jié)范圍的合理確定、應(yīng)用技術(shù)研究和新型流體控制技術(shù)的開(kāi)發(fā)等多角度進(jìn)行固定幾何氣動(dòng)矢量噴管的技術(shù)研究。該技術(shù)具有較好的未來(lái)發(fā)展前景。

流體控制；氣動(dòng)控制；矢量噴管；固定幾何；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

飛機(jī)推力矢量控制技術(shù)賦予了戰(zhàn)斗機(jī)前所未有的機(jī)動(dòng)性和敏捷性，大大提高了戰(zhàn)術(shù)效能和生存能力，第4代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)必須配備推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)已成為共識(shí)。而推力矢量噴管是實(shí)現(xiàn)推力矢量控制的核心部件，推力矢量噴管的優(yōu)劣已成為衡量發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)水平的重要標(biāo)志[1-2]。但是，以二元俯仰矢量噴管和軸對(duì)稱矢量噴管為代表的傳統(tǒng)機(jī)械式推力矢量噴管，其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，質(zhì)量偏重，設(shè)計(jì)難度也很大。為了突破傳統(tǒng)技術(shù)的約束，相關(guān)研究機(jī)構(gòu)吸收流體力學(xué)領(lǐng)域所取得的技術(shù)成果，提出了利用流體注入實(shí)現(xiàn)噴管調(diào)節(jié)和推力矢量的方法，即固定幾何氣動(dòng)矢量噴管（fluidic control fixed geometry nozzle）。

本文著重闡述固定幾何氣動(dòng)矢量噴管技術(shù)的設(shè)計(jì)方案以及在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用。

1 固定幾何氣動(dòng)矢量噴管技術(shù)及特點(diǎn)

1.1 固定幾何氣動(dòng)矢量噴管技術(shù)概念

固定幾何氣動(dòng)矢量噴管（如圖1所示）包含2個(gè)技術(shù)標(biāo)志，即“固定幾何”和“氣動(dòng)”。“固定幾何”是指噴管結(jié)構(gòu)是幾何不變的，在這種類型噴管上沒(méi)有任何形式的運(yùn)動(dòng)構(gòu)件；“氣動(dòng)”實(shí)際上表達(dá)的是“氣動(dòng)調(diào)節(jié)”或者是“氣動(dòng)控制”的含義，意指該類型噴管的調(diào)節(jié)控制是用控制流的變化來(lái)實(shí)現(xiàn)。

圖1 固定幾何氣動(dòng)矢量噴管原理

噴管氣動(dòng)調(diào)節(jié)/控制技術(shù)是基于流體的射流控制技術(shù)，其控制原理都是利用二次流對(duì)主流的干擾實(shí)現(xiàn)對(duì)主流流動(dòng)的調(diào)節(jié)/控制。

1.2 固定幾何氣動(dòng)矢量噴管技術(shù)特點(diǎn)

固定幾何氣動(dòng)矢量噴管具有2大鮮明的技術(shù)特點(diǎn)：“固定幾何”對(duì)應(yīng)的是結(jié)構(gòu)上的簡(jiǎn)單輕質(zhì)，也決定性地表明該類噴管相對(duì)于傳統(tǒng)機(jī)械式調(diào)節(jié)噴管的巨大優(yōu)勢(shì)；而“氣動(dòng)”則代表其在空氣動(dòng)力學(xué)上的復(fù)雜性，也是該類噴管的最重要的關(guān)鍵技術(shù)和最難以突破的技術(shù)難點(diǎn)。

1.2.1 簡(jiǎn)單輕質(zhì)

與傳統(tǒng)的機(jī)械式可調(diào)收斂/收擴(kuò)/矢量噴管擁有數(shù)以千計(jì)的運(yùn)動(dòng)構(gòu)件（如圖2所示）相比，固定幾何氣動(dòng)矢量噴管具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單（如圖3所示）的特點(diǎn)，因而具有天生的質(zhì)量輕和可靠好的特性（見(jiàn)表1）。

圖2 傳統(tǒng)的機(jī)械式可調(diào)收斂/收擴(kuò)/矢量噴管的復(fù)雜結(jié)構(gòu)

圖3 美國(guó)IHPTET/VAATE計(jì)劃展示的固定幾何氣動(dòng)矢量噴管方案

1.2.2 氣動(dòng)調(diào)節(jié)/控制

固定幾何氣動(dòng)矢量噴管是通過(guò)氣動(dòng)控制來(lái)實(shí)現(xiàn)噴管復(fù)雜的調(diào)節(jié)控制功能，以滿足發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)噴管調(diào)節(jié)和飛機(jī)推力矢量控制的要求。

表1 固定幾何氣動(dòng)矢量噴管與機(jī)械式噴管的技術(shù)特點(diǎn)對(duì)比

簡(jiǎn)單地說(shuō)，固定幾何氣動(dòng)矢量噴管通過(guò)在喉道附近的控制流進(jìn)口對(duì)稱地向主流注入控制流體，則可以實(shí)現(xiàn)噴管喉道面積的調(diào)節(jié)；在噴管擴(kuò)張段的特定位置單側(cè)注入控制流體，或者在不對(duì)稱的位置分別注入控制流體，則可以實(shí)現(xiàn)噴管的推力矢量控制。

然而，由于流體運(yùn)動(dòng)是1個(gè)復(fù)雜的非線性問(wèn)題，要對(duì)這種噴管進(jìn)行精準(zhǔn)的控制，并獲得較高的非設(shè)計(jì)點(diǎn)噴管性能，用可接受的流量提供發(fā)動(dòng)機(jī)需要的喉道調(diào)節(jié)功能等氣動(dòng)問(wèn)題，這都是固定幾何氣動(dòng)矢量噴管的關(guān)鍵技術(shù)。

2 國(guó)內(nèi)外技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

由于推力矢量技術(shù)能夠在全部飛行包線范圍內(nèi)為飛機(jī)提供主動(dòng)穩(wěn)定的控制力矩。這種能力除顯著增強(qiáng)了戰(zhàn)斗機(jī)的性能外，一方面決定性地提高飛機(jī)在低速飛行時(shí)的姿態(tài)控制能力，增加了飛機(jī)的安全性能和生存能力；另一方面，全面降低，甚至取消整個(gè)飛行包線內(nèi)飛機(jī)對(duì)傳統(tǒng)氣動(dòng)舵面（平尾和垂尾）的需要和依賴，從而減小氣動(dòng)舵面的面積，或完全取消氣動(dòng)舵面。減小、或取消氣動(dòng)舵面，在結(jié)構(gòu)上減質(zhì)效果明顯，在性能上可以大大降低飛機(jī)后體的阻力，同時(shí)，可減小后體的雷達(dá)反射面積，以獲得一定的隱身效果。所以，航空業(yè)界均致力于發(fā)展推力矢量噴管技術(shù)，并已取得了成效斐然的技術(shù)突破，其中，最具代表性的就是二元俯仰矢量噴管和軸對(duì)稱矢量噴管，如圖4、5所示。

圖4 二元俯仰矢量噴管

圖5 軸對(duì)稱矢量噴管

這2種矢量噴管均為機(jī)械調(diào)節(jié)，其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，一般較常規(guī)的收擴(kuò)噴管增質(zhì)50～100 kg，加之復(fù)雜的結(jié)構(gòu)所帶來(lái)的可靠性設(shè)計(jì)難度，使其實(shí)施的代價(jià)很大，在一定程度上制約了該技術(shù)的應(yīng)用和發(fā)展。因此，流體控制的固定幾何氣動(dòng)矢量噴管就是其中設(shè)計(jì)技術(shù)的1項(xiàng)成果。

理論上的流體控制技術(shù)并不算是新技術(shù)，早在1904年，德國(guó)流體力學(xué)專家普朗·特就提出用吹/吸附面層的辦法來(lái)延緩氣流分離的流動(dòng)控制概念，且已在超聲速進(jìn)氣道中得到應(yīng)用。20世紀(jì)50年代末，利用二次流噴射控制推力矢量的技術(shù)研究已在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)上得到應(yīng)用。當(dāng)時(shí)，北極星導(dǎo)彈的軸對(duì)稱排氣噴管就成功地利用了二次流噴射實(shí)施推力矢量控制技術(shù)。到了1962年，Olson、Comparin、Warren等人為了檢驗(yàn)小型邏輯控制裝置的可行性，曾嘗試采用二次流噴射的方法實(shí)現(xiàn)小流量主流流動(dòng)方向的變化。

但是，直到20世紀(jì)90年代初或稍早一些，才針對(duì)航空推進(jìn)系統(tǒng)展開(kāi)流體推力矢量技術(shù)研究。在十幾年的時(shí)間里，國(guó)外開(kāi)展了各種流體推力矢量控制方式的研究，綜合起來(lái)，主要集中有3種控制方法，即激波矢量控制（SVC）技術(shù)、噴管喉部偏移（TS）技術(shù)、反流控制（CF）技術(shù)（如圖6所示）。盡管每1種方法實(shí)現(xiàn)推力矢量的方式不同，但其控制原理都是利用二次流對(duì)主流的干擾形成推力矢量。

圖6 3種典型流體控制方法

激波矢量控制概念最早是在1987年由美國(guó)NASA Langley研究中心的Abeyounis等人在二元收斂-擴(kuò)張噴管上完成的，當(dāng)時(shí)僅僅驗(yàn)證了采用激波法實(shí)現(xiàn)二元收斂-擴(kuò)張噴管俯仰推力矢量。在1992年，Wing、Chiarelli等人將激波矢量法結(jié)合附壁吹除（Coanda blowing）技術(shù)完成了俯仰、偏航矢量功能[3-4]。在1995年，Giuliano在NASA蘭利噴流排氣試驗(yàn)裝置上專門(mén)進(jìn)行了基于激波矢量控制的二元球面收斂/擴(kuò)散調(diào)節(jié)片俯仰推力矢量噴管試驗(yàn)，并在1996年進(jìn)行了基于激波矢量控制的既具有俯仰推力矢量功能，又具有偏航推力矢量能力的噴管試驗(yàn)[5]。而Federspiel、Anderson等人則在1995、1996年進(jìn)行了激波矢量控制法和喉部偏移法組合控制的推力矢量技術(shù)研究，以及機(jī)械/流體組合式推力矢量噴管的理論和試驗(yàn)研究，試圖進(jìn)一步多途徑發(fā)展推力矢量技術(shù)[6]。值得注意的是，這些推力矢量模型試驗(yàn)都是在外流靜止的條件下完成的，也就是說(shuō)，并未考慮外流對(duì)流體推力矢量的影響，因此，在1998年，基于流體噴射影響模型，Deere開(kāi)展了考慮外流影響的流體推力矢量噴管性能研究，其重點(diǎn)是研究外流對(duì)流體推力矢量技術(shù)的影響[7]。從1999年以后，關(guān)于激波矢量控制法實(shí)現(xiàn)推力矢量的研究更多地集中在多孔噴射技術(shù)方面，以期以最小的發(fā)動(dòng)機(jī)引氣量，降低其性能損失的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)最大的推力矢量角控制。

喉部位置偏移技術(shù)是通過(guò)在噴管喉部位置附近噴射二次流控制聲速面位置的方法實(shí)現(xiàn)主流的偏轉(zhuǎn)。在1995年，Deere在流體偏航矢量噴管的基礎(chǔ)上，開(kāi)展了喉部位置偏移法實(shí)現(xiàn)推力矢量的試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算研究[8]，當(dāng)時(shí)的研究?jī)H僅是為了驗(yàn)證這種方法實(shí)現(xiàn)推力矢量的可能性。經(jīng)過(guò)不斷的試驗(yàn)和理論分析，Deere和Beerrier等人在2002年提出了將收斂/擴(kuò)張噴管的擴(kuò)張段改成凹形腔形狀的噴管，并利用PAB3D計(jì)算軟件進(jìn)行了詳細(xì)的氣動(dòng)、幾何參數(shù)的數(shù)值計(jì)算分析，計(jì)算結(jié)果表明，結(jié)合喉部位置偏移法和在凹形腔的流動(dòng)分離控制技術(shù)可以有效增加推力矢量的效果[9]，模型試驗(yàn)驗(yàn)證工作在2003年3月也已經(jīng)完成，取得了與數(shù)值計(jì)算非常一致的效果和驗(yàn)證結(jié)論。

反流控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)推力矢量概念提出的初衷是結(jié)合流體推力矢量控制的結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單和機(jī)械式推力矢量可以實(shí)現(xiàn)推力矢量連續(xù)的優(yōu)點(diǎn)而提出的。其主要特點(diǎn)是在噴管出口截面的外部加裝1個(gè)外套，形成逆向流動(dòng)的2股反流腔道。在需要主流偏轉(zhuǎn)時(shí)，啟動(dòng)抽吸系統(tǒng)（負(fù)壓源）。當(dāng)上部腔道產(chǎn)生負(fù)壓差時(shí)，主氣流向上偏轉(zhuǎn)，當(dāng)下部腔道產(chǎn)生負(fù)壓差時(shí)，主氣流向下偏轉(zhuǎn)。反流法實(shí)現(xiàn)推力矢量的研究最早是在1992年由Strykowski和Krothapalli在小的噴管模型實(shí)驗(yàn)件上完成的[10]，在1995～1998年間，NASA蘭利研究中心進(jìn)行了大尺寸的反流法實(shí)現(xiàn)推力矢量的試驗(yàn)研究。在CFD計(jì)算研究方面，Hunter在1999年采用PAB3D計(jì)算軟件，這是完成[11]反流法計(jì)算研究的唯一1個(gè)成功的例子。

從1995～1997年，美國(guó)空軍和NASA主持實(shí)施射流噴射噴管技術(shù)（FLINT）計(jì)劃，組織全國(guó)合作研究射流技術(shù)在飛機(jī)排氣系統(tǒng)上的應(yīng)用，研究的重點(diǎn)是推力矢量、面積控制、加強(qiáng)混合和降低噪聲；根據(jù)FLINT項(xiàng)目的研究結(jié)果，與全機(jī)械式方案相比，流體推力矢量噴管具有如下潛在優(yōu)勢(shì)：減輕質(zhì)量43%～80%，發(fā)動(dòng)機(jī)推重比增加7%～12%，購(gòu)買和全壽命使用成本減少37%～53%。接著，美國(guó)空軍實(shí)施內(nèi)流控制（IFL）計(jì)劃，并對(duì)選定的途徑做進(jìn)一步地研究。目前，1種流動(dòng)控制矢量噴管正在美國(guó)綜合高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)（IHPTET）計(jì)劃的第3階段中驗(yàn)證。

國(guó)內(nèi)在流體推力矢量技術(shù)方面也開(kāi)展了一定的研究工作，在SVC法、TS法實(shí)現(xiàn)流體推力矢量方面進(jìn)行了初步的數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)研究。喬渭陽(yáng)等人在2000年采用實(shí)驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算相結(jié)合的方法，研究了二次流噴射對(duì)流體推力矢量的影響，研究認(rèn)為，只有在二次流總壓與主流總壓比達(dá)到一定值時(shí)，推力矢量才建立起來(lái)。2002和2004年，王強(qiáng)等人采用數(shù)值模擬的方法，計(jì)算分析了流體噴射對(duì)噴管氣動(dòng)矢量角的影響，結(jié)果表明，隨著注氣流量和注氣壓強(qiáng)增加，流體注入所產(chǎn)生的噴管矢量角相應(yīng)增加，注氣位置對(duì)噴管矢量角影響較大，同時(shí)還認(rèn)為T(mén)S法因其推力損失較小，且能夠降低噴管的質(zhì)量與造價(jià)而更具發(fā)展前景[12]。2004年，張群峰等對(duì)SVC法實(shí)現(xiàn)推力矢量的軸對(duì)稱射流矢量噴管的縮比模型進(jìn)行了測(cè)力和測(cè)壓試驗(yàn)，并用推廣到可計(jì)算可壓縮流的SIMPLE方法對(duì)其內(nèi)外流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，研究認(rèn)為，在一定落壓比范圍內(nèi)，二次流和噴管主流流量比值增大，氣動(dòng)矢量角增大，2者比值相同時(shí)，落壓比增大，氣動(dòng)矢量角減小。2008年，西北工業(yè)大學(xué)王占學(xué)等人完成了基于二次流噴射的流體推力矢量實(shí)驗(yàn)方案，包括考慮2次流噴射影響的噴管的設(shè)計(jì)與加工，以及基于激波控制的二元矩形收縮擴(kuò)張噴管的試驗(yàn)?zāi)M[13-14]。南京航空航天大學(xué)的汪明生等人從數(shù)值計(jì)算角度對(duì)逆流控制推力矢量噴管方案進(jìn)行了驗(yàn)證。

比較研究結(jié)果可以看出，國(guó)內(nèi)外關(guān)于流體推力矢量的研究所得到的結(jié)論是一致的。

3 技術(shù)研究成果分析

綜合國(guó)內(nèi)外相關(guān)技術(shù)的研究情況，首先可以確定的是通過(guò)大量的理論分析和實(shí)驗(yàn)室狀態(tài)的試驗(yàn)驗(yàn)證證明，這種固定幾何氣動(dòng)矢量噴管在概念上是合理可行的，并可以預(yù)測(cè)其在結(jié)構(gòu)質(zhì)量和可靠性等方面具有巨大的潛在優(yōu)勢(shì)（表1）。

已有的數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究表明：

（1）理論分析、數(shù)值模擬和相應(yīng)的試驗(yàn)研究相互驗(yàn)證，得到的噴管主次流氣動(dòng)、幾何參數(shù)對(duì)噴管特性參數(shù)的影響規(guī)律具有一致性。

（2）如果不考慮喉道面積的調(diào)節(jié)，在設(shè)計(jì)上，精細(xì)設(shè)計(jì)的固定幾何噴管的推力系數(shù)可以達(dá)到0.99以上。

（3）就目前已有兼顧喉道面積調(diào)節(jié)和推力矢量控制的固定幾何氣動(dòng)矢量噴管的推力效率基本上都小于0.95，部分小于0.90或更低，對(duì)于工程應(yīng)用來(lái)講普遍偏低。

（4）綜合所有能夠獲得的數(shù)據(jù)，固定幾何氣動(dòng)矢量噴管的喉道調(diào)節(jié)大體上符合1%的控制流量能夠獲得3%的當(dāng)量喉道面積變化率，顯然，對(duì)于動(dòng)輒要求噴管喉道變化率達(dá)到150%～180%的帶加力燃燒室的發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)講，50%～60%的控制流量是難以接受的附加要求。

（5）綜合所有能夠獲得的數(shù)據(jù)，固定幾何氣動(dòng)矢量噴管的喉道調(diào)節(jié)大體上符合1%的控制流量能夠獲得1°～2°的矢量偏角，并在噴管壓比2～10的范圍內(nèi)有1種隨著壓比增加先增加后減小的趨勢(shì)；一般來(lái)講，消耗10%的額外流量來(lái)獲得將近20°的矢量偏角是可以接受的。

（6）存在使推力矢量角達(dá)到最大的二次流壓比，這個(gè)壓比大體上在1.0～1.2之間。

（7）基于激波控制實(shí)現(xiàn)固定幾何噴管氣動(dòng)矢量的技術(shù)適用于噴管設(shè)計(jì)面積比較大的噴管；而基于喉部位置偏移實(shí)現(xiàn)固定幾何噴管氣動(dòng)矢量的技術(shù)則適用于設(shè)計(jì)面積比較小的噴管。這說(shuō)明，雖然從理論上講氣動(dòng)矢量調(diào)節(jié)有SVC法、TS法等不同的方式，但在工程應(yīng)用時(shí)應(yīng)考慮混合使用多種方法，以適應(yīng)多變的工作狀態(tài)。

4 結(jié)束語(yǔ)

固定幾何氣動(dòng)矢量噴管技術(shù)在減輕發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量、減少成本、實(shí)現(xiàn)飛機(jī)后體與發(fā)動(dòng)機(jī)高度一體化方面具有明顯的技術(shù)優(yōu)勢(shì)，因此，基于流動(dòng)控制技術(shù)的固定幾何氣動(dòng)矢量噴管將是未來(lái)新型飛行器和高推重比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的首選技術(shù)方案之一。但就目前的技術(shù)現(xiàn)狀看，該類噴管適合不需喉道調(diào)整或小喉道調(diào)整量的發(fā)動(dòng)機(jī)的總體方案，或者在未來(lái)發(fā)動(dòng)機(jī)總體方案設(shè)計(jì)時(shí)為獲得該類噴管所帶來(lái)的巨大優(yōu)勢(shì)而選擇的適合方案，或者噴管專業(yè)需探索能夠滿足的大的喉道調(diào)節(jié)范圍要求的、可靠輕質(zhì)的矢量噴管技術(shù)方案。

對(duì)于固定幾何氣動(dòng)矢量噴管技術(shù)，未來(lái)的研究將重點(diǎn)集中在以下方面：

（1）深入研究主次流氣動(dòng)、幾何參數(shù)對(duì)固定幾何氣動(dòng)矢量噴管性能的影響，針對(duì)確定的高推重比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)方案，給出最優(yōu)的固定幾何氣動(dòng)矢量噴管部件方案。

（2）在可接受的從發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮部件引氣量范圍內(nèi)，基于流動(dòng)控制技術(shù)的固定幾何噴管氣動(dòng)矢量調(diào)節(jié)范圍和喉部面積調(diào)節(jié)范圍都是有限的，如何實(shí)現(xiàn)有限的引氣量時(shí)的大推力矢量角和大喉道面積調(diào)節(jié)范圍是需要進(jìn)一步研究的問(wèn)題。

（3）從研究結(jié)果來(lái)看，基于流動(dòng)控制的固定幾何氣動(dòng)矢量噴管喉道調(diào)節(jié)范圍是不能完全滿足發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作需要，因此，在發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)方面尚需更先進(jìn)的技術(shù)，以減小渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)加力狀態(tài)對(duì)噴管喉部面積過(guò)度開(kāi)發(fā)的要求。新的發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)參數(shù)確定需要結(jié)合新型噴管技術(shù)發(fā)展共同完成。

（4）作為真正意義的固定幾何氣動(dòng)矢量噴管，必須實(shí)現(xiàn)推力矢量調(diào)節(jié)和喉道面積調(diào)節(jié)均采用流動(dòng)控制方式實(shí)現(xiàn)。

（5）無(wú)論是國(guó)內(nèi)還是國(guó)外，在固定幾何氣動(dòng)矢量噴管技術(shù)方面的研究都不涉及2次流參數(shù)的控制問(wèn)題，后續(xù)工作中必須結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)控制技術(shù)綜合考慮2次流的控制問(wèn)題。

（6）對(duì)于未來(lái)高膨脹比或異形噴管，如何采用固定幾何氣動(dòng)矢量噴管技術(shù)。

（7）對(duì)于更多的新型噴管設(shè)計(jì)和控制技術(shù)，如合成射流技術(shù)、等離子體控制技術(shù)、熱控技術(shù)，還應(yīng)做進(jìn)一步的研究。

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Summary of Fluidic Control Fixed Geom etry Nozzle Technology

JIA Dong-bing,ZHOU Ji-li,DENG Hong-wei（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

The similar disadvantages include complicated structure，low reliability and overweight in the nozzle project for thrust vectoring control technology.But the fluidic control fixed geometry nozzle technology has fixed geometry structure and subtle fluidic control method which can meet to simple structure,high reliability and light weight.The design princip le,characteristics and the status and the development trend in the world were summaried.The design and application of the advanced thrust vectoring nozzle technology should be investigated deeplywhich include the effectof the aerodynamic parameters ofmain and secondary flow path on nozzle performances,the influence of the secondary flow path on aeroengine,research of optimum aerodynamic throatmodulation range,the application of fluidic control fixed geometry nozzle and the new method of fluidic control.The technology will have better development.

fluidic control;vectoring nozzle;fixed geometry;aeroengine

2011-12-14