趙 康，張 飛，呂江彥，劉元敏，汪海濱，李 耿

(西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所，西安 710025)

0 引言

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)因具有可靠性高、維護(hù)方便、體積緊湊和啟動(dòng)迅速等特點(diǎn)，而廣泛用于戰(zhàn)略、戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈武器的核心推進(jìn)系統(tǒng)[1]，同時(shí)，也日益成為航天器運(yùn)載工具、多級(jí)間分離、飛行姿態(tài)軌道控制和動(dòng)能攔截器(KKV)等動(dòng)力系統(tǒng)的重要組成部分。然而，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程控制調(diào)節(jié)能力較差，其成為制約固體推進(jìn)進(jìn)一步發(fā)展的技術(shù)瓶頸之一。因此，如何有效改善固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)時(shí)調(diào)控能力，已成為國(guó)內(nèi)外研究人員長(zhǎng)期高度關(guān)注和致力突破的重要課題。

隨著固體推進(jìn)技術(shù)應(yīng)用領(lǐng)域逐步拓寬及導(dǎo)彈武器系統(tǒng)攻擊精度、機(jī)動(dòng)性和敏捷性需求不斷提高，導(dǎo)彈飛行過(guò)程中快速有效的俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)控制顯得尤為重要，其控制方法主要有空氣動(dòng)力控制(Aerodynamic Lift Control，ATC)和推力矢量控制(Thrust Vector Control，TVC)?？諝鈩?dòng)力控制通過(guò)舵翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生氣動(dòng)升力作為離心力而控制姿態(tài)，采用這種方法具有高空推力效率低下和低速飛行回轉(zhuǎn)能力降低等難以克服的缺陷，難以滿足作戰(zhàn)需求，工程實(shí)際應(yīng)用較少。因此，科研人員將工作重點(diǎn)轉(zhuǎn)向推力矢量控制。經(jīng)過(guò)多年不懈努力和技術(shù)積累，探索出多種技術(shù)途徑和設(shè)計(jì)方案，使推力矢量控制技術(shù)獲得長(zhǎng)足發(fā)展，按工作原理一般分為機(jī)械式和流體二次噴射[2]。機(jī)械式推力矢量控制技術(shù)主要有燃?xì)舛鎇3-8]、擾流片[9]、喉栓(或針?biāo)?[10-17]和擺動(dòng)噴管[18-37]等。其中，燃?xì)舛嬖诘谒拇冗M(jìn)近距格斗空空導(dǎo)彈上有所應(yīng)用，如美國(guó)AIM-9X、法國(guó)MICA和北約AIM-132等[38]；俄羅斯R-73導(dǎo)彈采用擾流片作為推力矢量控制技術(shù)[9]；喉栓控制技術(shù)從20世紀(jì)60年代就開(kāi)始進(jìn)行原理驗(yàn)證研究，并于2002年試驗(yàn)飛行成功[10，12，39]；美國(guó)的TSRM(SM-3 III級(jí))[40]、美國(guó)的STAR 12GV(Terrier LEAP III級(jí))[41]和歐洲的Aster15/30[42]等青睞于柔性噴管控制推力矢量。綜合而言，機(jī)械式推力矢量控制技術(shù)因其原理簡(jiǎn)單和實(shí)現(xiàn)相對(duì)容易而應(yīng)用較廣泛，不同類型控制技術(shù)均有各自的優(yōu)缺點(diǎn)。比如，燃?xì)舛娲嬖陧憫?yīng)慢，易受兩相燃?xì)鉀_刷和燒蝕等缺點(diǎn)，喉栓方式的主要缺點(diǎn)是燒蝕非常嚴(yán)重，傳動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)尺寸和質(zhì)量較大。同時(shí)，機(jī)械式推力矢量控制技術(shù)均存在不同程度的軸向推力損失。例如，推力偏轉(zhuǎn)角5°時(shí)燃?xì)舛婧蛿_流片引起的推力損失分別為10%和10%～15%[43]，這對(duì)導(dǎo)彈射程造成不可逆影響。與傳統(tǒng)的機(jī)械式控制方法相比，流體二次噴射推力矢量控制技術(shù)具有可靠性高、響應(yīng)迅速、成本低、主動(dòng)熱防護(hù)和推力損失小等特點(diǎn)[2，44-45]，促進(jìn)其成為各軍事強(qiáng)國(guó)競(jìng)相作為技術(shù)儲(chǔ)備來(lái)研究發(fā)展的熱點(diǎn)[46]，具備很大的發(fā)展?jié)摿蛷V闊的應(yīng)用前景。然而，由于其尚處于研究階段，且涉及激波耦合干擾、氣粒兩相流動(dòng)和推力調(diào)控工作模式等多方面問(wèn)題。為此，各國(guó)學(xué)者先后幾十年在流體二次噴射推力矢量控制領(lǐng)域開(kāi)展了一系列的研究工作，并取得了一定的研究成果。

本文主要針對(duì)有望應(yīng)用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量控制的流體二次噴射技術(shù)發(fā)展進(jìn)行了歸納和分析，探討了該技術(shù)在固體推進(jìn)領(lǐng)域的發(fā)展趨勢(shì)和建議，以期為后續(xù)研究工作提供一定的借鑒和參考。

1 流體二次噴射推力矢量原理

流體二次噴射技術(shù)最早可追溯到20世紀(jì)50年代末美國(guó)NASA和空軍共同開(kāi)展的“噴射注入噴管技術(shù)(FLINT)”研究計(jì)劃，主要研究及應(yīng)用對(duì)象為航空發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[47-49]，該技術(shù)的成功應(yīng)用和技術(shù)驗(yàn)證，促進(jìn)了其在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)上的發(fā)展。

流體二次噴射物理過(guò)程和流場(chǎng)特征[50]如圖1所示。流體二次噴射推力矢量的基本原理是當(dāng)氣體或液體蒸氣通過(guò)外部噴射進(jìn)入超音速主流時(shí)，次流迅速膨脹并轉(zhuǎn)折成為附著壁面流動(dòng)，對(duì)靠近噴射入口上游的主流產(chǎn)生干擾作用，從而形成弓形激波。造成射流前的區(qū)域壓強(qiáng)升高，附面層分離，進(jìn)而在上游區(qū)域形成分離激波，并在射流區(qū)域上下游形成回流區(qū)。二次噴射流體與主流相互作用，經(jīng)過(guò)激波后主流流動(dòng)方向會(huì)發(fā)生偏轉(zhuǎn)，壁面壓強(qiáng)分布發(fā)生變化，造成噴管排氣流以一定偏轉(zhuǎn)角離開(kāi)噴管，使得出口推力偏斜。在噴管不同位置噴射，即可實(shí)現(xiàn)推力矢量的控制。

圖1 流體二次噴射物理過(guò)程和流場(chǎng)特征Fig.1 Diagram of the physical process and flow characteristicsof fluid secondary injection

2 流體二次噴射推力矢量控制技術(shù)研究進(jìn)展

為利用流體噴射原理進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)的推力矢量控制，目前主要提出了渦流閥、激波誘導(dǎo)和喉部噴射等控制技術(shù)。

2.1 渦流閥

渦流閥控制技術(shù)通過(guò)切向噴射的控制角動(dòng)量誘導(dǎo)燃?xì)庵髁鳟a(chǎn)生具有壓強(qiáng)梯度的旋轉(zhuǎn)，增加主流的流動(dòng)阻力，減小流通面積，從而實(shí)現(xiàn)推力控制。

該控制技術(shù)最早在20世紀(jì)60年代末，由美國(guó)洛克希德推進(jìn)公司的Nelson等[51]提出，其對(duì)2英寸的難熔金屬渦流閥進(jìn)行了縮比試驗(yàn)，并利用10英寸的高密度石墨渦流閥進(jìn)行嚴(yán)酷的燒蝕實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證了渦流閥控制技術(shù)的可行性。后來(lái)，美國(guó)Bendix研究實(shí)驗(yàn)室的Kasselmann[52]和Blatter[53]研制了大容量的內(nèi)置燃?xì)獍l(fā)生器式串聯(lián)渦流閥(圖2)，利用質(zhì)量流量為0.9 kg/s和溫度為815 ℃的燃?xì)忾_(kāi)展了實(shí)驗(yàn)研究，獲得了200∶1的流動(dòng)增益。近年來(lái)，美國(guó)威斯康星州立大學(xué)和加拿大肯高迪亞大學(xué)開(kāi)始嘗試?yán)脺u流閥進(jìn)行推力矢量控制，且均開(kāi)展了數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究工作[54-55]。

文獻(xiàn)[54]在燃燒室切向布置8個(gè)內(nèi)徑25.4 mm和長(zhǎng)度60.3 mm的通道，噴射壓縮氮?dú)獾馁|(zhì)量流量為0.081 kg/s，模擬結(jié)果表明，在噴射速度164 m/s時(shí)，旋轉(zhuǎn)噴射壓降為55 kPa，達(dá)到燃燒室壓強(qiáng)的20%。同時(shí)，利用PIV測(cè)量手段，獲得了圖3所示的持續(xù)噴射30 s后渦流室流線和不同粒子密度在1.75 s時(shí)刻的圖像。

圖2 內(nèi)置燃?xì)獍l(fā)生器式串聯(lián)渦流閥裝置Fig.2 Equipment of the staged vortex valve withintegral gas generators

(a)流線

(b)粒子圖像圖3 切向噴射渦流室流線和粒子圖像Fig.3 A photo of the pathlines and particular imagesfor tangential injections

文獻(xiàn)[55]通過(guò)質(zhì)量和能量守恒積分方程及最小壓力準(zhǔn)則，比較分析了兩種不同幾何參數(shù)的渦流室模型和雷諾數(shù)對(duì)流場(chǎng)的影響。結(jié)果表明，壓降系數(shù)隨著面積比和雷諾數(shù)的增大而增大。此外，提出了確定渦流室內(nèi)切向速度和徑向壓力分布的新方法。

國(guó)內(nèi)，西北工業(yè)大學(xué)的魏祥庚等在渦流閥幾何參數(shù)和控制流參數(shù)對(duì)調(diào)節(jié)性能以及推力計(jì)算方法等方面開(kāi)展了大量的研究工作[56-62]。其中，文獻(xiàn)[60]設(shè)計(jì)了長(zhǎng)尾管和環(huán)形燃?xì)獍l(fā)生器集成的渦流閥式變推力原理樣機(jī)(圖4)，可實(shí)現(xiàn)推力調(diào)節(jié)比大于壓強(qiáng)調(diào)節(jié)比的工作特性，試驗(yàn)考核推力調(diào)節(jié)比達(dá)9∶1。

圖4 集成原理樣機(jī)示意圖Fig.4 Scheme of integrated prototype

2.2 激波誘導(dǎo)

激波誘導(dǎo)控制技術(shù)是在噴管擴(kuò)張段引入二次射流，誘導(dǎo)燃?xì)庵髁鳟a(chǎn)生斜激波，改變主流方向，從而實(shí)現(xiàn)一定的矢量角偏轉(zhuǎn)。

1963年，美國(guó)海軍軍械試驗(yàn)站的Green采用水、氟利昂-12、全氟乙烯、四氧化二氮和溴這5種液態(tài)工質(zhì)在擴(kuò)張段不同位置進(jìn)行二次噴射實(shí)驗(yàn)，比較分析了側(cè)向力、軸向噴射位置和噴射流量及壓力間的關(guān)系，指出理想噴射工質(zhì)應(yīng)具有低比熱容、低汽化潛熱和高密度等熱物理性質(zhì)[63]。美國(guó)Magna公司的Zeamer選用氟利昂114-B2、四氧化二氮和62%的過(guò)氯酸鍶水溶液作為噴射工質(zhì)。結(jié)果表明，四氧化二氮可獲得最大的側(cè)向比沖(3924 N·s/kg)，氟利昂114-B2產(chǎn)生680～1570 N·s/kg的側(cè)向比沖[64]。近期澳大利亞新南威爾士大學(xué)的Neely[65]等設(shè)計(jì)了最大喉部面積20 mm2和擴(kuò)張角13°的噴管，實(shí)現(xiàn)了近5°的矢量角，通過(guò)數(shù)值模擬及實(shí)驗(yàn)研究了流動(dòng)狀態(tài)(圖5)和側(cè)向推力等特性。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，數(shù)值模擬比實(shí)驗(yàn)獲得的最佳質(zhì)量流率偏高。韓國(guó)安東國(guó)立大學(xué)的Deng等建立理論分析模型，對(duì)從燃燒室引流噴射方式的流動(dòng)特性進(jìn)行研究。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，隨著噴射位置向上游移動(dòng)流動(dòng)分離點(diǎn)和噴射位置間距逐漸縮小；同時(shí)，隨著引射流率增大，邊界層分離點(diǎn)向上游移動(dòng)，系統(tǒng)推力比和比沖減小[66]。

近年來(lái)，北京航空航天大學(xué)、國(guó)防科技大學(xué)和西北工業(yè)大學(xué)等國(guó)內(nèi)科研單位通過(guò)對(duì)激波誘導(dǎo)流動(dòng)特性有關(guān)的射流縫、噴射位置、噴嘴幾何結(jié)構(gòu)等參數(shù)進(jìn)行了數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究[67-76]。文獻(xiàn)[70]采用數(shù)值計(jì)算，比較分析了燃?xì)庖龊腿細(xì)舛螄娚鋵?duì)燃燒室穩(wěn)定性和噴管內(nèi)流場(chǎng)的影響。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，二次噴射工作過(guò)程中燃燒室壓強(qiáng)波動(dòng)很大，燃?xì)馑俣却嬖谝欢ǔ潭鹊拿}動(dòng)。文獻(xiàn)[71-72]選取變量周向角、射流縫距出口截面軸向距離和軸向角，研究了其對(duì)流場(chǎng)性能的影響。落壓比為9及流量比為5%工況下不同周向角噴射的流線分布如圖6所示。

圖5 不同次流壓強(qiáng)下的實(shí)驗(yàn)紋影圖Fig.5 Experimental schlieren images at differentsecondary total pressures

圖6 不同周向角下的流線圖Fig.6 Streamline patterns with different circumferential angle

隨著周向角增大，回流區(qū)、射流角渦和分離渦均逐漸減小，周向角45°能夠?qū)崿F(xiàn)最大的氣動(dòng)矢量角，獲得較好的綜合效果。文獻(xiàn)[74]的研究表明，隨著主流總壓升高，出口激波鏈強(qiáng)度逐漸增強(qiáng)，分叉激波鏈結(jié)構(gòu)逐漸拉長(zhǎng)且間距加大，在二次流噴射壓力逐漸增大的情況下，激波誘導(dǎo)分離點(diǎn)逐漸前移，且上壁面分離點(diǎn)后壓力也逐漸增大(圖7)?？哲姽こ檀髮W(xué)的宋亞飛等對(duì)擴(kuò)張比為4.713的噴管采用顆粒軌道模型，比較分析了不同粒徑的運(yùn)動(dòng)軌跡和內(nèi)流場(chǎng)參數(shù)分布特征。結(jié)果顯示，粒子直徑越大，二次流中的粒子與擴(kuò)張段的碰撞和流動(dòng)參數(shù)不對(duì)稱性加劇[75]。此外，吳雄等[76]設(shè)計(jì)了燃?xì)舛螄娚涔腆w發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)系統(tǒng)，利用臥式六分力試車臺(tái)系統(tǒng)取得試驗(yàn)成功(圖8)，獲得了7°矢量角及2366 N·s/kg側(cè)向比沖。

2.3 喉部噴射

喉部噴射技術(shù)是指在喉部附近噴射二次流體，通過(guò)二次流的擠壓和增加流動(dòng)阻力形成比幾何喉部減小的氣動(dòng)喉部，如圖9所示。通過(guò)調(diào)控二次流的流量、壓強(qiáng)、工作脈寬等參數(shù)，改變主流喉道面積大小及喉部形狀從而實(shí)現(xiàn)推力矢量控制。

圖7 主流壓力和次流壓力變化時(shí)噴管出口紋影圖Fig.7 Schlieren images of nozzle outflow at various mainstream pressure and secondary injection pressure

圖8 燃?xì)舛螄娚浒l(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)Fig.8 Fire test of the hot gas secondary injection motor

圖9 喉部噴射流場(chǎng)示意圖Fig.9 Diagram of flow field with throat injection

早在1956年英國(guó)布里斯托爾飛機(jī)公司的Martin[47]就提出了“氣動(dòng)可變噴管”概念，采用“渦片”模型描述噴射流體和主流間的滲流，并假設(shè)“混合”過(guò)程流體成分一致，分析比較了喉部噴射兩股流體的相互作用，能初步確定部分特征設(shè)計(jì)參數(shù)，但與實(shí)驗(yàn)結(jié)果存在較大偏差。

在喉部脈沖噴射方面，美國(guó)洛克希德·馬丁航空公司的Miller等牽頭開(kāi)展了探索性研究[77,78-82]。文獻(xiàn)[78]利用數(shù)值方法，分析了脈沖噴射頻率、馬赫數(shù)和幾何噴射角度等參數(shù)對(duì)噴管扼流性能的影響。研究表明，相比定常噴射脈沖時(shí)均馬赫數(shù)增大，逆流45°噴射能夠獲得最好的扼流性能。文獻(xiàn)[77]在不同噴射工況下，對(duì)喉部附近逆流45°脈沖及穩(wěn)態(tài)噴射進(jìn)行數(shù)值模擬，得到了如圖10所示的激波分布圖，二次噴射形成的壓力脈沖使得下游流場(chǎng)形成一系列渦串，增強(qiáng)了二次流與主流的相互作用，提高了扼流能力。同時(shí)，建立了預(yù)估流量系數(shù)的通量函數(shù)模型，分析討論了脈沖噴射對(duì)出口推力的影響。文獻(xiàn)[80]的研究表明，在噴射馬赫數(shù)為2和質(zhì)量流量為10%主流流量時(shí)，45°噴射角比30°噴射角獲得的氣動(dòng)喉部面積更小，扼流能力有一定程度提高(圖11)，當(dāng)引入18%主流流量的二次流，氣動(dòng)喉部相比幾何喉部可縮小50%。如圖12所示，噴射位置是影響流量系數(shù)和扼流能力的重要因素。文獻(xiàn)[81]利用諧振管方法，將二次脈沖噴射頻率提高到10～40 kHz。

圖11 不同噴射角的渦流分布圖Fig.11 Vorticity distributions at different injection angle

圖12 不同噴射位置的馬赫數(shù)分布圖Fig.12 Mach number distribution with differentlocation of injection

美國(guó)國(guó)家航空航天局蘭利研究中心、韓國(guó)安東國(guó)立大學(xué)和北京航空航天大學(xué)等科研機(jī)構(gòu)，在喉部定常噴射方面開(kāi)展了大量的基礎(chǔ)性研究工作[83-96]。文獻(xiàn)[83-84]分別利用理論和實(shí)驗(yàn)手段對(duì)雙喉道在不同落壓比工況下的噴射特性進(jìn)行了研究，在噴管落壓比為4時(shí)，推力矢量效率為6.1，推力比達(dá)到0.968，通過(guò)實(shí)驗(yàn)獲得了雙喉道噴管的紋影圖(圖13)。文獻(xiàn)[87]建立了雙喉道噴管二次噴射性能測(cè)試實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)(圖14)，分析比較了影響噴射性能的周向角、噴射角和空腔長(zhǎng)度等因素。減小空腔長(zhǎng)度，有助于提高推力比和流量系數(shù)，但會(huì)使推力矢量效率降低。

圖13 雙喉道噴管實(shí)驗(yàn)紋影圖Fig.13 Experimental shadowgraph of dual throat nozzle

圖14 雙喉道噴管二次噴射性能測(cè)試實(shí)驗(yàn)裝置Fig.14 Experimental facility of performance for dual throatnozzle with secondary injection

文獻(xiàn)[95]搭建了如圖15所示的氣動(dòng)喉部噴管冷流實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，以氮?dú)庾鳛閲娚涔べ|(zhì)，對(duì)噴嘴面積及數(shù)量的扼流性能和空腔容積與壓強(qiáng)調(diào)節(jié)時(shí)間進(jìn)行了冷流實(shí)驗(yàn)，掌握了有效氣動(dòng)喉部面積隨流量比變化的規(guī)律。結(jié)果顯示，氣動(dòng)喉部面積隨二次流與主流流量比增大而減小，流量比不超過(guò)0.4時(shí)具有較好的扼流性能；同時(shí)，空腔體積越小，達(dá)到新平衡的壓強(qiáng)調(diào)節(jié)時(shí)間越短。文獻(xiàn)[96]設(shè)計(jì)了主流壓強(qiáng)2 MPa，喉徑9.6 mm，擴(kuò)張比3.17的實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)和精度1%以內(nèi)的六分力測(cè)試臺(tái)(見(jiàn)圖16)，以空氣與水為二次流工質(zhì)，分析了不同工質(zhì)、噴射方式及流量下的推力響應(yīng)時(shí)間、扼流性能及推力效率。研究表明，氣體二次噴射的推力性能優(yōu)于液體噴射，但在相同流量比的前提下，液體二次流所需壓比小，且流量比的調(diào)節(jié)范圍更大。同時(shí)，喉部和擴(kuò)張段處噴嘴存在相位差時(shí)，推力損失較小。

圖15 氣動(dòng)喉部噴管冷流實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)Fig.15 The cold-flow test system for aerodynamicthroat nozzle

圖16 實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)和六分力測(cè)試臺(tái)Fig.16 Experimental motor and six-component force tester

3 結(jié)束語(yǔ)

由于在提高導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)性及突防能力和姿態(tài)軌道控制等方面具有重要應(yīng)用前景，近年來(lái)各國(guó)學(xué)者對(duì)流體二次噴射推力矢量控制技術(shù)領(lǐng)域開(kāi)展了大量的研究工作，能夠?yàn)閷?shí)際工程應(yīng)用提供支持與參考。

然而，也必須看到，流體二次噴射推力矢量控制技術(shù)在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)上實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用還存在一定的差距。因此，對(duì)后續(xù)研究工作需要重點(diǎn)關(guān)注的問(wèn)題提出以下幾方面建議：

(1)開(kāi)展結(jié)合氣動(dòng)喉部與激波誘導(dǎo)同時(shí)實(shí)現(xiàn)推力矢量控制的研究，獲得不同組合方案的調(diào)控規(guī)律，以控制效率和調(diào)節(jié)特性為目標(biāo)，兼顧優(yōu)化噴射位置和角度等關(guān)鍵參數(shù)。

(2)脈沖噴射是目前研究的前沿?zé)狳c(diǎn)，可開(kāi)展提高噴射頻率方法、噴注位置及噴嘴結(jié)構(gòu)形式等研究，掌握脈沖噴射的扼流性能、響應(yīng)特性和調(diào)控規(guī)律。

(3)開(kāi)展惰性工質(zhì)及氧化性工質(zhì)對(duì)二次流噴射性能影響的研究，優(yōu)選最佳二次流工質(zhì)。

(4)針對(duì)氣動(dòng)喉部噴射方法建立熱試驗(yàn)系統(tǒng)，主要考核嚴(yán)酷熱力工況下喉部材料的結(jié)構(gòu)可靠性，掌握二次流噴射下喉部燒蝕特性及規(guī)律。

(5)對(duì)于渦流閥技術(shù)，應(yīng)開(kāi)展減少渦流室凝聚相顆粒沉積和燒蝕方面的研究工作。

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