航空发动机尾喷管
中文名称：尾喷管
英文名称：nozzle
相关技术：传统的收敛/扩张喷管；新型矢量喷管；操纵机构设计
分类：发动机；尾喷管；
定义与概念：
尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。它是喷气发动机中使高压燃气（或空气）膨胀加速并以高速排出发动机的部件。
国外概况：
为了获得大的推力，排气必须具有很高的动能，这意味着具有很高的排气速度。喷管前后的落压比控制膨胀过程。当出口压力等于外界压力时，对于给定的发动机来说，就获得了最大得的推力。
尾喷管的功能可以概括如下：
2以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度；
2使出口压力尽可能接近外界大气压力；
2允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作，这就需要采用可调面积喷管；
2如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合；
2如果需要，可使推力反向和/或转向；
2如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。
各种不同类型的尾喷管归结为两大类：一类为固定喷管，包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管；另一类为可调面积喷管，包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。
尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。
对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的
变化，供发动机性能计算用。在气动载荷研究方面，要估算作用在主喷管、副喷管调节和外
鱼鳞片上的气动载荷，用于零件结构强度设计和作动系统设计。
在喷气发动机发展的初期，飞机大多是亚音速或低超音速的，此时一般采用固定的简单收敛喷管。70 年代，高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与
发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高，涡扇发动机装备了加力燃烧室，喷管落压比增大，研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。这种喷管保证了加力燃
烧室工作不影响主发动机工作，且在宽广的飞行范围内保持发动机性能最佳。普2惠公司F 100 加力式涡扇发动机上采用的平衡梁式收敛-扩张喷管是这类喷管的代表，它的主喷管调
节鱼鳞片上的转轴由前端移到中部，在调节过程中可始终利用作用在鱼鳞片上的气动力平衡从而减轻操纵鱼鳞片的作动系统的重量。
为实现垂直起落动力装置,从50 年代开始研究转向喷管，它可以向下旋转90°或更多，以提供垂直升力或反推力。采用转向喷管的"飞马"发动机于1968 年装在"鹞"式飞机上投入
使用。
从70 年代开始，国外开始大力研究利用推力矢量控制技术来提高战斗机机动性。所谓推力矢量控制是指通过改变发动机尾喷流的方向,提供俯仰、偏航和横滚力矩以及反推力，
用于补充或取代常规由飞机气动力面产生的气动力进行飞行控制。
在70 年代进行的研究工作的基础上，美国在80 年代进行了带矢量喷管的发动机地面试验和飞机的飞行试验。首先，通用电气公司和普2 惠公司进行了带俯仰推力矢量和反推力功能的二元喷管试验。后来，这两家公司在二元矢量喷管的经验基础上，根据各自的F110 和F100 发动机的特点研制了具有俯仰和偏航推力矢量能力的轴对称推力矢量喷管AVEN 和P/ YBBN 并进行了试验。试验结果表明，喷管可以在360°范围内偏转± 20°，偏转角速度达
到60° -120°/s。
在成功地进行带矢量喷管的发动机的地面试验以后，为研究大迎角下过失速状态飞行特性和推力矢量飞机综合飞行/推进控制律，验证矢量喷管技术，评估推力矢量技术对飞机性能和作战效能的影响,从80 年代开始美国和德国实施了多项飞行试验计划,如F-15 短距起落
/机动性技术验证机(STOL/MTD) 、F-18 大迎角气动特性验证机(HARV) 、X-31 增强战斗机机动性验证机 (EFMD )、F-16 多轴推力矢量验证机(MATV) 和F-15 综合飞行器先进控制技术(ACTIVE)计划等。
俄罗斯从1980 年开始研究推力矢量技术。1985 年开始进行二元和轴对称矢量喷管的研制工作，并在苏-27 上进行了飞行试验。经比较后认为，轴对称矢量喷管较有前途，于是，便集中力量发展轴对称矢量喷管。
从90 年代开始，美国进行装二元矢量喷管的F119 发动机的工程研制，并于1997 年9 月装在F-22原型机上进行了首飞。F-22将于2004年左右具备初步作战能力。由于原来试验
的二元喷管在设计时没有更多考虑阻力、效率、重量、可靠性、维修性和成本，不适于生产型发动机。因此，取消了反推力能力。
俄罗斯在90 年代在AL31 的基础上改装轴对称矢量喷管，编号为AL31-FU, 并进行了一系列地面和飞行试验。在1996 年和1997 年，装这种发动机的苏-37 战斗机分别在英国范堡罗和法国巴黎航展上作了精彩的飞行表演。据估计，苏-37 战斗机可能成为世界上第一种实用的轴对称推力矢量战斗机。
目前，美、俄的推力矢量飞机已接近实用阶段。西欧、日本和印度也制定了重大的飞机推力技术研究和发展计划，预计在下世纪初可进行飞行试验。
关键技术：
飞机推力矢量技术涉及推进、气动、控制和飞机总体设计等多个学科和专业，现分述各个领域的关键技术。
1、推进
高效、轻重量、低成本矢量喷管的研制无疑是飞机推力矢量技术的核心和最大技术难点，关键技术有：
2 矢量喷管的方案和内流特性研究；
2 矢量喷管结构设计、冷却和封严、运动机构和控制系统；
2 矢量喷管与发动机匹配研究，包括推力矢量对进气道和风扇性能的影响和对发动机结构受力的影响；
2 矢量喷管地面整机试验和测试技术研究；
2 与矢量喷管相关的工艺和材料研究。
2、气动
2 矢量喷流与飞机绕流相互干扰研究；
2 矢量喷流引起的超环量气动效应研究；
2 大迎角进气道流场研究；
2 反向喷流的干扰效应研究；
2 矢量喷流气动力实验方法和技术研究。
3、飞行/推进综合控制
2 推力矢量和气动舵面同时参与操纵时的飞机气动特性匹配和操纵性研究；
2 新的飞行状态和姿态下的飞行品质评定准则研究；
2 特大迎角下飞行控制律研究；
2 矢量喷管偏转的动态特性研究；
2 可靠性和余度设计；
2 飞控和推进控制的综合设计。
4、飞机总体设计
2 大迎角全机气动特性研究；
2 矢量喷管与后机体匹配研究；
2 推力矢量飞机总体布局研究；
2 推力矢量飞机的全机地面仿真试验和飞行试验技术研究；
2 推力矢量飞机战术和战效研究。
应用与影响：
喷管对于发动机性能和重量有很大的影响,而且随着飞行速度的提高其影响更大.推力矢量喷管的出现使垂直起落飞机和超机动性飞机成为可能。这里重点说明矢量喷管对战斗机性能、作战效能和寿命期费用的影响。
1、实现大迎角过失速机动，突破失速障
利用气动舵面进行操纵的常规飞机在迎角超过20-30 °时已经无法稳态控制。而试验证明，推力矢量飞机能在迎角大于70°时实现可控飞行，从而可以实施一系列有实战意义的过失速机动动作，
如赫布斯特机动、榔头机动、大迎角机头快速转向和大迎角侧滑倒转机动等。能做这种机动的飞机在交战时便于占据有利位置。
2、改善飞机性能、机动性和敏捷性
由于推力矢量引起的喷气升力和超环量诱导升力，使诱导阻力降低，可以使飞机油耗降低，航程延长。推力矢量使诱导升力系数增大，从而改善飞机盘旋性能。以下列出F-15 ST OL/MTD 与常规F-15C 的性能对比。
最大升力系数值+78%
空中减速性+72%
着陆滑跑距离-72%
横滚率( M1.4/H12200m ) +53%
爬升率( M0.3/H6100m ) +37%
起飞滑跑距离-29%
加速性( M1.4/H12200m ) +30%
巡航距离+13%
3、缩短起落滑跑距离
F-15 STOL/MTD 多次试验证明：其起飞滑跑距离比常规F-15 缩短38%，仅为244m ；
着陆滑跑距离缩短63%，在干跑道上为416m ，湿跑道上为855m ，而常规F-15 在湿跑道上为2285m 。
4、提高隐身能力
采用二元矢量喷管可减小红外信号特征和雷达横截面。推力矢量参与飞行控制，可减小安定面和舵面面积，可进一步减小雷达横截面。
5、提高空战效能
由于推力矢量飞机具有过失速能力并提高了机动性，因而在空战中能随时处于有利位置，提高了空战效能。根据法国航空和航天研究院的一对一近距空战数值模拟结果，仅具有俯仰推力矢量的战斗机对常规战斗机的空战交换比在中空中速为1：3.55，在低空低速为1：8.10。具有俯仰/偏航推力矢量能力的X-31 与常规F/A-18 的一对一空战交换比为1：9.6-32 ，而如果X-31 无推力矢量能力，则空战交换比为 2.4：1。
6、全推力矢量飞机的实现将取消所有气动操纵舵面，导致设计"无尾"飞机
这样，将不仅改善飞机的过失速能力和机动性，提高空战效能，而且还将大大减小飞机尺寸阻力和重量，进一步增强隐身能力，提高飞机性能，降低制造成本和寿命期成本。