夏雪峰，高峰，黃桂彬，楊文佳

(空軍工程大學(xué) 防空反導(dǎo)學(xué)院，西安 710051)

雙喉道推力矢量噴管研究進展

夏雪峰，高峰，黃桂彬，楊文佳

(空軍工程大學(xué) 防空反導(dǎo)學(xué)院，西安 710051)

推力矢量噴管能夠大幅提升飛行器的機動性，傳統(tǒng)機械式矢量噴管因結(jié)構(gòu)復(fù)雜、可靠性差等缺點而使用受限，相比之下，氣動矢量噴管的綜合性能更為突出，已發(fā)展出多種類型，包括激波控制型、雙喉道型等。本文簡要介紹了氣動矢量控制技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀，重點綜述了矢量效果最好的雙喉道噴管在二元、軸對稱模型氣動特性和構(gòu)型優(yōu)化等方面的研究情況，并基于現(xiàn)階段研究的不足，對未來發(fā)展方向提出設(shè)想。

雙喉道噴管；推力矢量；氣動特性；構(gòu)型優(yōu)化

0 引 言

高技術(shù)條件下的現(xiàn)代戰(zhàn)爭，對制空權(quán)的爭奪日趨激烈，戰(zhàn)斗飛行器在具備高空高速性能的基礎(chǔ)上，對高機動性和高敏捷性的需求愈發(fā)迫切。20世紀(jì)70年代中期，德國MBB公司首先提出通過控制尾流噴射方向來提高飛機的機動能力，并于1990年同美國的Rockwell公司、Boeing公司聯(lián)合研制了實驗驗證飛機[1]。經(jīng)過多年發(fā)展與改進，推力矢量控制技術(shù)體系日趨成熟，其主要的技術(shù)理念是將發(fā)動機推力矢量化，使推進系統(tǒng)在提供前進動力的同時還提供側(cè)向力[2]。采用推力矢量控制技術(shù)后，戰(zhàn)斗機的機動性和敏捷性大幅提升，短距起降性能增強，尾翼反射面積減小也使得其隱身性能相應(yīng)增強；導(dǎo)彈則能夠在初速低氣動控制力不足、高空巡航氣體密度低影響控制效率、接近目標(biāo)需要大過載高機動時，及時得到矢量推力從而改變飛行姿態(tài)[3]。

推力矢量噴管是實現(xiàn)推力矢量控制技術(shù)的核心部件，通常分為機械式和氣動式兩種。機械式矢量噴管通過伺服機構(gòu)驅(qū)動燃氣舵、擾流片、球面收斂調(diào)節(jié)片或其他機械部件以改變發(fā)動機噴管出流方向，從而產(chǎn)生推力矢量。民兵Ⅰ、海麻雀、戰(zhàn)斧等導(dǎo)彈和F22、F35、SU-35等先進戰(zhàn)機均采用了機械式矢量噴管，機動性能得到明顯增強[4]。但機械式矢量噴管存在發(fā)動機結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量大、可靠性差、可維修性差、推力損失嚴(yán)重、材料要求高等突出問題，制約了其進一步發(fā)展。20世紀(jì)90年代，在流體力學(xué)領(lǐng)域相關(guān)研究成果的基礎(chǔ)上，提出并發(fā)展了固定幾何的氣動矢量噴管技術(shù)。與傳統(tǒng)的機械式矢量噴管相比，氣動矢量噴管的矢量偏轉(zhuǎn)效果好、角度穩(wěn)定、簡單輕質(zhì)、可靠性高，其中雙喉道推力矢量噴管的性能尤為突出，受到了廣泛關(guān)注。

本文簡要介紹了氣動矢量技術(shù)的發(fā)展情況，并以雙喉道氣動矢量噴管為研究對象，綜述了其近年來在二元和軸對稱模型氣動特性、構(gòu)型優(yōu)化及矢量增強等關(guān)鍵問題上的研究現(xiàn)狀。

1 氣動矢量控制技術(shù)

2003年，NASA和美國空軍(The United States Air Force，簡稱USAF)對氣動矢量噴管的潛在性能進行了評估，并與機械式矢量噴管的性能進行了對比研究，結(jié)果表明：采用氣動方式控制噴管喉道面積，噴管重量下降28%～40%；應(yīng)用氣動方式同時控制喉道和出口面積，噴管重量下降43%～80%，發(fā)動機推重比增加7%～12%，制造成本降低37%～53%[5]。此外，氣動矢量技術(shù)還減小了飛行器雷達的反射面積，在很大程度上提高了噴管的隱身性能，減少甚至消除了許多移動部件和縫隙，提高了系統(tǒng)的可靠性和使用壽命。

氣動矢量噴管經(jīng)過20多年的發(fā)展，已經(jīng)演化出五種技術(shù)類型：激波矢量控制型(Shock Vectoring Control，簡稱SVC)、逆流型(Counter-flow)、同向流型(Co-flow)、喉道偏移型(Throat Skewing，簡稱TS)和雙喉道型(Dual Throat Nozzle，簡稱DTN)。

上述五種類型的氣動矢量控制技術(shù)因各自的矢量機理不同而具有相應(yīng)的優(yōu)缺點。SVC通過注入不對稱二次流產(chǎn)生斜激波來獲得穩(wěn)定的矢量角[6-7]，但激波帶來的推力損失較大，導(dǎo)致推力系數(shù)較低；逆流型通過逆流抽吸形成負(fù)壓使主流偏轉(zhuǎn)，主流容易發(fā)生附壁且不易脫離，導(dǎo)致矢量角的調(diào)節(jié)產(chǎn)生較嚴(yán)重的遲滯，動態(tài)響應(yīng)特性較差，降低了矢量控制效率[8-9]；同向流型由于二次流與主流方向相同，能夠貢獻一定推力，因而具有較高的推力效率，在主流Ma<1時，其推力矢量性能較好，但隨著主流馬赫數(shù)的增加，矢量效率逐漸下降[10]；TS既能通過注入不對稱二次流實現(xiàn)矢量偏轉(zhuǎn)，又能通過注入對稱二次流實現(xiàn)流量控制[11-12]，其推力系數(shù)能夠達到0.94～0.98，但矢量效率卻低至每消耗1%次流流量只產(chǎn)生1.5°的氣動矢量角[13]；DTN是通過在喉道下游設(shè)置凹腔來放大喉道偏移矢量的偏轉(zhuǎn)效果，經(jīng)實驗驗證，在噴管落壓比(Nozzle Pressure Ratio，簡稱NPR)為4 時獲得了15°矢量角，矢量效率為6.1°每1%次流流量，推力系數(shù)達到0.968[14-15]；理想最佳狀態(tài)下，其數(shù)值模擬結(jié)果顯示，NPR=2時，推力矢量角為20°，NPR=10時，推力矢量角為16°，性能突出[15]。

綜合比對各項研究，表明雙喉道噴管(DTN)基本克服了機械式氣動矢量噴管的諸多缺點，與其他氣動矢量控制噴管相比，其推力矢量效率更高、推力損失較小，在矢量控制技術(shù)中具有明顯優(yōu)勢，應(yīng)用前景十分廣泛。

2 雙喉道氣動矢量技術(shù)

美國NASA蘭利研究中心的Deere團隊在一份技術(shù)報告中基于喉道偏移技術(shù)率先提出了雙喉道氣動矢量噴管構(gòu)型[5]，并闡述了其矢量機理，如圖1所示?；诤淼榔萍夹g(shù)，通過設(shè)置收斂—擴張—收斂噴管形成雙喉道，在上游喉道注入非對稱二次流，引導(dǎo)主流在凹腔內(nèi)產(chǎn)生非對稱流場結(jié)構(gòu)，并迫使氣流在分離腔內(nèi)形成低壓二次回流區(qū)，利用壓差使主流以與水平軸線成一定夾角噴出，從而獲得矢量推力[15]。喉道高度、凹腔擴張收斂角、凹腔長度為主要的幾何構(gòu)型參數(shù)，噴管落壓比、次流流量及壓比、入口總溫等為主要的可調(diào)節(jié)氣動參數(shù)，推力矢量角、矢量效率、流量系數(shù)為主要的性能表征參數(shù)[14]。

圖1 雙喉道矢量噴管示意圖

2.1 二元DTN氣動特性

針對二元雙喉道噴管，Deere團隊首先基于全隱式有限體積法，采用多個先進的湍流模型對非定常平均雷諾Navier-Stokes(N-S)方程進行封閉，以模擬脈沖射流和穩(wěn)定射流條件下雙喉道噴管的流動邊界情況并獲得流場結(jié)構(gòu)[14-15]。研究發(fā)現(xiàn)：凹腔內(nèi)的流動分離是產(chǎn)生推力矢量角的主要原因；縮短凹腔長度可以增加推力系數(shù)并提高推力矢量效率；較大的次流入射角和凹腔收斂角有助于獲得較大的推力矢量角；采用擴張型噴管可以獲得較高的矢量角，但推力系數(shù)有所下降；脈沖次流與穩(wěn)定次流矢量效果相當(dāng)。隨后開展了DTN風(fēng)洞實驗，如圖2所示[16]，并將實驗和數(shù)值研究結(jié)果與其他類型氣動矢量噴管的性能進行對比分析[17]，對比結(jié)果如圖3所示。

(a) DTN風(fēng)洞實驗照片

(b) 紋影圖

(a) 矢量效率

(b) 推力系數(shù)

從圖3可以看出：雙喉道噴管推力矢量性能明顯優(yōu)于其他氣動矢量方式，且隨著落壓比的增加，矢量效率逐步減小，推力系數(shù)先增大后減小。

Choon Sik Shin等[18]以次流流量和NPR為主要變量，改用二維穩(wěn)態(tài)可壓縮N-S方程進行模擬求解，結(jié)果表明：噴管推力矢量角隨著次流流量的增加而先增加后趨于穩(wěn)定，流量系數(shù)則逐步降低；噴管推力系數(shù)隨著NPR的增加先增大后減小，在NPR為5時得到最大值0.96，同時獲得最佳矢量性能。譚慧俊等[19]沿用國外數(shù)值方法在國內(nèi)率先開展了二元雙喉道氣動矢量噴管的研究，探索了噴管矢量產(chǎn)生的機理以及各設(shè)計參數(shù)對推力矢量性能的影響，得到的主要規(guī)律與國外一致。采用控制變量法進行了大規(guī)模的初步試驗優(yōu)化，獲得的較優(yōu)參數(shù)組合方案為：空腔長度為2.61 m、擴張角為10°、收斂角為30°，上游喉道高度為1 m，次流引射角為150°。汪明生等[20]對DTN在非矢量和矢量狀態(tài)下的內(nèi)流特性進行了數(shù)值模擬，提出為了獲取較高的內(nèi)流性能，建議噴管設(shè)計NPR為3～4，次流引射量為3%左右。范志鵬等[21-22]研究了下游喉道高度H及次流通道對二維雙喉道噴管矢量性能的影響，結(jié)果表明：H>1與H<1時的噴管腔內(nèi)會出現(xiàn)不同的主流發(fā)展過程；收擴的次流通道相對于平直的次流通道不會改善DTN的推力矢量性能；隨著次流流量的增加，DTN的推力矢量角存在一個最大值，超過該值各推力矢量性能均會降低。吳正科等[23]為了避免控制變量法優(yōu)化設(shè)計帶來巨大的試驗量，同時考慮噴管各設(shè)計參數(shù)間的耦合作用，提出了一種多變量綜合優(yōu)化方法，用均勻?qū)嶒炘O(shè)計方法求出各項參數(shù)后，用試驗樣本對徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(RBF)對進行訓(xùn)練，擬合出噴管參數(shù)與性能之間的關(guān)系，再用粒子群算法(PSO)在設(shè)計區(qū)間內(nèi)尋優(yōu)，得到更好的噴管設(shè)計參數(shù)組合，使噴管矢量角得到明顯提高，而其他性能基本保持不變。

另外，顧瑞[24]采用變比熱容的數(shù)值方法首次研究了熱態(tài)條件下雙喉道氣動矢量噴管的性能變化規(guī)律，發(fā)現(xiàn)入口總溫是影響噴管推力矢量性能的敏感因素，推力系數(shù)和推力矢量角都隨著入口總溫的升高而下降，高NPR和高入口總溫下噴管矢量性能不甚理想。Gu Rui等[25]對二元雙喉道噴管縮比模型與實際應(yīng)用的尺寸量級模型的矢量起動過程開展了動態(tài)數(shù)值模擬，對容腔內(nèi)的復(fù)雜流動現(xiàn)象和機理進行了分析研究，發(fā)現(xiàn)矢量起動會先產(chǎn)生約為最大推力矢量角60%的負(fù)向矢量角，并在5 ms后轉(zhuǎn)化為最大推力矢量角，快速轉(zhuǎn)換瞬間變化率達8 (°)/ms，從起動到穩(wěn)定整個調(diào)節(jié)過程約為30 ms；尺寸擴大10倍后，各項參數(shù)動態(tài)響應(yīng)率均延遲10倍左右，相同邊界條件下推力矢量角同比增加5%。

2.2 三維軸對稱DTN氣動特性

雙喉道氣動矢量技術(shù)應(yīng)用于工程實際通常是以軸對稱噴管的形式。K.A.Deere等[26-27]通過數(shù)值和實驗研究(如圖4所示[27])發(fā)現(xiàn)：沿周向設(shè)置60°的次流噴注口能夠在大矢量角和高內(nèi)流性能間達到很好的平衡；凹腔擴張角超過10°會使推力矢量角減小，縮短凹腔長度在提高噴管內(nèi)流性能的同時，對矢量性能影響較小；擴張型噴管在飛行條件下并不能提高推力系數(shù)。K.A.Deere等還提出了噴管面積隨噴管包線可調(diào)的技術(shù)方案，如圖5所示[27]，同時發(fā)現(xiàn)擴張型噴管在起動時會產(chǎn)生喉道擁塞的問題。

圖4 軸對稱雙喉道噴管實驗研究模型

圖5 DTN面積隨噴管包線可調(diào)方案示意圖

卿太木等[28]采用數(shù)值模擬方法對軸對稱雙喉道氣動矢量噴管的主要幾何參數(shù)對噴管內(nèi)特性的影響進行了研究分析，發(fā)現(xiàn)次流注入角、空腔收斂角、空腔長度等幾何因素對噴管的矢量特性影響較大，次流注入角、空腔擴張角等對噴管推力特性有較大影響，影響規(guī)律與二元雙喉道噴管基本一致。同時，研究了噴管主、次流落壓比對其內(nèi)特性的影響，得到當(dāng)噴管次流流量比恒定時，隨著主流落壓增大，推力矢量角逐步降低，而流量系數(shù)和推力系數(shù)先逐步升高達到某一最大值后，推力系數(shù)緩慢降低，流量系數(shù)則基本維持不變；當(dāng)噴管主流落壓比固定時，隨著次流落壓比的升高，推力矢量角增加，推力系數(shù)無明顯變化，而流量系數(shù)則呈下降趨勢[29]。

2.3 DTN矢量性能增強構(gòu)型

雙喉道噴管氣動矢量效果仍有較大提升空間，可通過多種方式改進噴管構(gòu)型，提高噴管矢量性能。Erik等[30]將噴管凹腔優(yōu)化為方程曲線并進行了數(shù)值和實驗驗證，在落壓比為4、次流比為3%的情況下，將原有的質(zhì)量流率為6.01 kg/s得到13.5°矢量角，優(yōu)化到了質(zhì)量流率為5.47 kg/s得到24.5°矢量角。流場馬赫數(shù)對比如圖6所示[30]。

(a) 優(yōu)化前

(b) 優(yōu)化后

周慧晨等[4,31]通過在基準(zhǔn)雙喉道矢量噴管尾部附加擴張段來增加雙喉道噴管的有效矢量偏轉(zhuǎn)角，并對擴張段進行開縫改進以彌補附加擴張段帶來的推力損失，同時獲得了24.12°的推力矢量角和0.929的推力系數(shù)。周輝華等[32]對尾部附加擴張段雙喉道噴管開展了內(nèi)流特性試驗研究，得到其靜壓分布規(guī)律與原型噴管一致，但在擴張段上下壁面存在明顯壓差，增強了矢量效果，證明了設(shè)計概念的可行性。額日其太等[33-34]為了解決K.A.Deere等[26-27]發(fā)現(xiàn)的擴張型雙喉道噴管喉道起動擁塞問題，通過在凹腔擴張段注入氣體(如圖7所示[33])，在主流通道內(nèi)產(chǎn)生斜激波系和大的分離區(qū)，進而改變主氣流通道的形狀，減小激波損失，噴管起動性能及推力性能均得到較大改善，且通過對比不同算例發(fā)現(xiàn)，注氣縫位于擴張段中間位置時效果最好。

(b) 擴張段注氣

李明[35]提出了“零質(zhì)量”流動控制方案，利用激振腔產(chǎn)生零質(zhì)量射流代替有源二次流，在NPR為2時，取得最大角度為23°的穩(wěn)定無振蕩偏轉(zhuǎn)射流。顧瑞[24]在此基礎(chǔ)上對噴管構(gòu)型進行了多參數(shù)、單目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計，將噴管理想最佳推力矢量角提高至32°；還設(shè)計了旁路補充射流方案以補償噴管流量系數(shù)和推力損失，并首次對該噴管動態(tài)氣動性能進行了數(shù)值仿真和風(fēng)洞實驗，得到噴管矢量起動動態(tài)調(diào)節(jié)時間為10.5 ms，關(guān)閉調(diào)節(jié)時間為2.5 ms，無矢量狀態(tài)調(diào)節(jié)動態(tài)遲滯時間小于1 ms，矢量調(diào)節(jié)動態(tài)遲滯時間均小于10 ms。

為了簡化二次流系統(tǒng)，李明等[36]提出了旁路式雙喉道噴管(Bypass Dual Throat Nozzle，簡稱BDTN)方案，通過旁路通道從上游引入二次流，避免在發(fā)動機內(nèi)設(shè)置復(fù)雜的二次流流道的同時，帶來的流動損失小，矢量效果好。Gu Rui等[37]對該型噴管進行了實驗與數(shù)值分析，初步研究了其推力矢量特性，BDTN的流場馬赫數(shù)云圖如圖8所示，可以看出：該型噴管能夠產(chǎn)生穩(wěn)定高效的矢量偏轉(zhuǎn)而不需要從發(fā)動機引流，其流場結(jié)構(gòu)與常規(guī)DTN無異，但推力矢量性能更好。BDTN具有快速響應(yīng)性能，矢量變化率在NPR為3、5、10時分別達到了50、40和34 (°)/s，能夠快速地實現(xiàn)矢量控制[38]。

圖8 BDTN流場馬赫數(shù)云圖(NPR=3)

3 結(jié)束語

在現(xiàn)有氣動矢量噴管中，雙喉道噴管綜合性能較為突出，研究價值較大。目前，DTN矢量機理分析與參數(shù)優(yōu)化設(shè)計均已較為成熟完備。為了更加貼近工程實際，下一步的研究重點可考慮以下四個方面：

(1) 當(dāng)前的參數(shù)化研究大多基于控制變量方法，即研究某項參數(shù)對性能的影響時保持其他參數(shù)固定不變。充分考慮各因素間的耦合作用，有助于加深對矢量性能變化規(guī)律的認(rèn)識。

(2) 真實工況噴管入口為高溫高壓的非均勻氣體，進一步探究大NPR、高入口總溫和非均勻來流條件下噴管矢量性能，具有較大工程應(yīng)用意義。

(3) 軸對稱雙喉道噴管具有較強的實際應(yīng)用價值，其噴管內(nèi)側(cè)膨脹對其性能有何影響，矢量調(diào)節(jié)動態(tài)響應(yīng)如何，如何在矢量調(diào)節(jié)中保持噴管工作的穩(wěn)定性，均是未來軸對稱雙喉道噴管研究中亟待解決的問題。

(4) 飛行器飛行過程中對推力矢量的需求是在一定區(qū)間內(nèi)動態(tài)變化的，針對某一特定構(gòu)型噴管建立各項幾何參數(shù)、氣動參數(shù)和矢量性能參數(shù)之間的對應(yīng)關(guān)系，以對DTN進行方案化的矢量控制，使其各項參數(shù)能夠根據(jù)飛行需要進行實時匹配。

綜上所述，進一步研究雙喉道氣動矢量噴管，并逐步將其應(yīng)用于工程實際，對于發(fā)展推力矢量控制技術(shù)，提高飛行器性能具有廣泛前景和重要意義。

[1] 李國占. 發(fā)動機噴管推力矢量控制研究[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2014. Li Guozhan. Research on thrust vector control of engine nozzle[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2014.(in Chinese)

[2] 晁祥林, 顧益龍. 推力矢量技術(shù)及其驗證機試飛[J]. 飛行試驗, 1996(6): 2-7. Chao Xianglin, Gu Yilong. Thrust-vectoring technology and its flying testing[J]. Flying Testing, 1996(6): 2-7.(in Chinese)

[3] 林培基, 高峰. 推力矢量對防空導(dǎo)彈作戰(zhàn)效能的影響[J]. 飛航導(dǎo)彈, 2009(1): 56-58. Lin Peiji, Gao Feng, The effects of thrust-vectoring to air-defense missile[J]. Aerodynamic Missile Journal, 2009(1): 56-58.(in Chinese)

[4] 周慧晨. 一種矢量增強型雙喉道射流矢量噴管的數(shù)值模擬及實驗驗證研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2009. Zhou Huichen. Computational study of a vector-enhanced dual-throat thrust-vectoring nozzle and experimental validation[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2009.(in Chinese)

[5] Deere K A. Summary of fluidic thrust vectoring research conducted at NASA Langley research center[R]. AIAA-2003-3800, 2003.

[6] Deere K A. Computational investigation of the aerodynamic effects on fluidic thrust vectoring[R]. AIAA-2000-3598, 2000.

[7] Mangin B, Chpoun A, Jacquin L. Experimental and numerical study of the fluidic thrust vectoring of a two-dimensional supersonic nozzle[R]. AIAA-2006-3666, 2006.

[8] Strykowski P J, Krothapalli. The countercurrent mixing layer: strategies for shear-layer control[R]. AIAA-93-3260, 1993.

[9] Flamm J D. Experimental study of a nozzle using fluidic counter flow for thrust vectoring[R]. AIAA-98-3255, 1998.

[10] Fariborz Saghafi. Co-flow fluidic thrust vectoring requirements for longitudinal and lateral trim purposes[R]. AIAA-2006-4980, 2006.

[11] Miller D N, Yagle P J, Hamstra J W. Fluidic throat skewing for thrust vectoring in fixed-geometry nozzles[R]. AIAA-99-0365, 1999.

[12] Williams R G, Vittal B R. Fluidic thrust vectoring and throat control exhaust nozzle[R]. AIAA-2002-4060, 2002.

[13] Deere K A. PAB3D simulation of a nozzle with fluidic injection for yaw thrust-vector control[R]. AIAA-98-3254, 1998.

[14] Deere K A, Berrier B L. A computational study of a dual throat fluidic thrust vectoring nozzle concept[R]. AIAA-2005-3502, 2005.

[15] Deere K A, Berrier B L, Flamm J D. Computational study of fluidic thrust vectoring using separation control in a nozzle[R]. AIAA-2003-3803, 2003.

[16] Flamm J D, Deere K A, Berrier B L. Experimental study of a dual-throat fluidic thrust vectoring nozzle concept[R]. AIAA-2005-3503, 2005.

[17] Flamm J D, Deere K A, Mason M L, et al. Design enhancements of the two-dimensional, dual throat fluidic thrust vectoring nozzle concept[R]. AIAA-2006-3701, 2006.

[18] Choon Sik Shin, Heuy Dong Kim, Toshiaki Setoguchi. A computational study of thrust vectoring control using dual throat nozzle[J]. Journal of Thermal Science, 2010, 19(6): 486-490.

[19] 譚慧俊, 陳智. 二元雙喉道射流推力矢量噴管的數(shù)值模擬研究[J]. 航空動力學(xué)報, 2007, 22(10): 1678-1686. Tan Huijun, Chen Zhi. A computational study of 2-D dual throat fluidic thrust-vectoring nozzles[J]. Journal of Aerospace Power, 2007, 22(10): 1678-1686.(in Chinese)

[20] 汪明生, 楊平. 雙喉道推力矢量噴管的內(nèi)流特性研究[J]. 推進技術(shù), 2008, 29(5): 566-572. Wang Mingsheng, Yang Ping. Study of dual throat nozzle internal flow characteristic[J]. Journal of Propulsion Technology, 2008, 29(5): 566-572.(in Chinese)

[21] 范志鵬, 徐驚雷, 郭帥. 次流通道對雙喉道氣動矢量噴管的性能影響研究[J]. 推力技術(shù), 2014, 35(9): 1174-1180. Fan Zhipeng, Xu Jinglei, Guo Shuai. Effects of secondary injection pipe on dual throat nozzle thrust-vectoring performances[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(9): 1174-1180.(in Chinese)

[22] 范志鵬, 徐驚雷, 汪陽生. 下游喉道對雙喉道氣動矢量噴管氣動性能的影響[J]. 航空動力學(xué)報, 2015, 30(3): 580-587. Fan Zhipeng, Xu Jinglei, Wang Yangsheng. Effects of downstream throat on aerodynamic performance of dual throat nozzle[J]. Journal of Aerospace Power, 2015, 30(3): 580-587.(in Chinese)

[23] 吳正科, 楊青真, 施永強, 等. 基于RBF和PSO的雙喉道氣動矢量噴管優(yōu)化設(shè)計[J]. 推進技術(shù), 2013, 34(4): 451-456. Wu Zhengke, Yang Qingzhen, Shi Yongqiang, et al. Optimization design of the dual throat fluidic thrust vectoring nozzle based on RBF and PSO[J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(4): 451-456.(in Chinese)

[24] 顧瑞. 新型雙喉道氣動矢量噴管機理與關(guān)鍵技術(shù)研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2013. Gu Rui. Research on the key technology of new dual throat fluidic vectoring thrust nozzle[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2013.(in Chinese)

[25] Gu Rui, Xu Jinglei. Effects of cavity on the performance of dual throat nozzle during the thrust-vectoring starting transient process[J]. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, 2014, 136(1): 21-27.

[26] Deere K A, Flamm J D. Computational study of an axisymmetric dual throat fluidic thrust vectoring nozzle for a supersonic aircraft application[R]. AIAA-2007-5085, 2007.

[27] Flamm J D, Deere K A, Mason M L, et al. Experimental study of an axisymmetric dual throat fluidic thrust vectoring nozzle for supersonic aircraft application[R]. AIAA-2007-5084, 2007.

[28] 卿太木, 王恒, 廖華琳. 軸對稱雙喉道氣動矢量噴管內(nèi)特性數(shù)值模擬[J]. 燃氣渦輪試驗與研究, 2014, 27(2): 14-20. Qing Taimu, Wang Heng, Liao Hualin. Internal performance numerical study on geometrical parameters of axisymmetric dual-throat fluidic thrust-vectoring nozzles[J]. Gas Turbine Experiment and Research, 2014, 27(2): 14-20.(in Chinese)

[29] 卿太木, 廖華琳, 朱川. 軸對稱雙喉道流體控制矢量噴管三維數(shù)值模擬[J]. 燃氣渦輪試驗與研究, 2009, 22(3): 14-18. Qing Taimu, Liao Hualin, Zhu Chuan. 3D Computational study of axisymmetric dual-throat fluidic thrust-vectoring nozzles[J]. Gas Turbine Experiment and Research, 2009, 22(3): 14-18.(in Chinese)

[30] Erik G Bellandi, Andrew J Slippey. Preliminary analysis and design enhancements of a dual-throat FTV nozzle concept[R]. AIAA-2009-3900, 2009.

[31] 周慧晨, 譚慧俊, 孫姝, 等. 一種矢量增強型雙喉道射流推力矢量噴管的數(shù)值模擬[J]. 航空動力學(xué)報, 2010, 25(9): 2070-2076. Zhou Huichen, Tan Huijun, Sun Shu, et al. Numerical investigation of a vector enhanced dual throat thrust vectoring nozzle[J]. Journal of Aerospace Power, 2010, 25(9): 2070-2076.(in Chinese)

[32] 周輝華, 譚慧俊, 周慧晨, 等. 增強型雙喉道射流推力矢量噴管的流動特性試驗[J]. 航空動力學(xué)報, 2013, 28(7): 1576-1581. Zhou Huihua, Tan Huijun, Zhou Huichen, et al. Flow characteristic experiment on vector-enhanced dual-throat thrust-vectoring nozzle[J]. Journal of Aerospace Power , 2013, 28(7): 1576-1581.(in Chinese)

[33] 王健, 額日其太. 擴張段注氣對擴張型雙喉道噴管起動的影響研究[J]. 航空工程進展, 2011, 2(3): 318-329. Wang Jian, Eriqitai. Effect of injection at divergent section on starting problem of divergent dual throat nozzle[J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering, 2011, 2(3): 318-329.(in Chinese)

[34] 額日其太, 鄧雙國. 擴張型雙喉道噴管的流動特性和起動方法[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2011, 37(3): 320-324. Eriqitai, Deng Shuangguo. Flow characteristic and starting method for divergent dual throat nozzle[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2011, 37(3): 320-324.(in Chinese)

[35] 李明. 雙喉道氣動矢量噴管特性研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2011.

Li Ming. Character research on dual throat fluidic vectoring thrust nozzle[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2011.(in Chinese)

[36] 李明, 徐驚雷. 旁路式雙喉道無源矢量噴管: 中國, 102434315[P]. 2012-05-02. Li Ming, Xu Jinglei. Bypass dual throat no-source vectoring nozzle: China,102434315[P]. 2012-05-02.(in Chinese)

[37] Gu Rui, Xu Jinglei, Guo Shuai. Experimental and numerical investigations of a bypass dual throat nozzle[J]. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, 2014, 136(8): 63-69.

[38] Gu Rui, Xu Jinglei. Dynamic experimental investigations of a bypass dual throat nozzle[J]. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, 2015, 137(8): 72-79.

(編輯：馬文靜)

Research Progress of the Dual-throat Thrust-vectoring Nozzle

Xia Xuefeng, Gao Feng, Huang Guibin, Yang Wenjia

(College of Air and Missile Defense, Air Force Engineering University, Xi’an 710051, China)

Trust-vectoring nozzle can visibly enhance the maneuverability of aircraft. The applications of mechanical vectoring-nozzle are limited due to the complicated structure and poor reliability, while the pneumatic vectoring-nozzle has a better performance. Series of pneumatic vectoring-nozzle are developed in recent years. The development of pneumatic-vector-control technology is introduced briefly. The research progress on the aerodynamic performance and configuration optimization of dual throat nozzle is reviewed in detail. Problems in existing research are summarized and the future developments of dual throat nozzle are prospected.

dual throat nozzle; thrust vector; aerodynamic performance; configuration optimization

2017-01-19；

2017-03-17

夏雪峰,292714172@qq.com

1674-8190(2017)03-249-07

V231.1

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.03.001

夏雪峰(1992-)，男，碩士研究生。主要研究方向：宇航推進理論。

高 峰(1965-)，男，教授，博導(dǎo)。主要研究方向：航空宇航推進理論與技術(shù)。

黃桂彬(1992-)，男，碩士研究生。主要研究方向：飛行器設(shè)計與論證。

楊文佳(1994-)，男，碩士研究生。主要研究方向：宇航推進理論。