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特殊用途噴管設計方法與應用 版權信息
- ISBN：9787030697608
- 條形碼：9787030697608 ; 978-7-03-069760-8
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
特殊用途噴管設計方法與應用 內容簡介
隨著航空發動機循環參數的不斷提高，以及對航空發動機所提出的任務適應性不斷增加，常規的收斂、收擴噴管已經不能滿足任務適應性或高循環參數的需要，本書從未來戰機技術發展或航空發動機多任務適應性的角度，針對未來戰機迫切需求的S彎噴管、三軸承偏轉噴管和單膨脹斜面噴管三類特殊用途噴管，系統、全面地論述了特殊用途噴管性能的氣動設計、流動特性、紅外輻射特性、冷/熱態實驗、性能提升方法，以及特殊用途噴管與航空發動機整機耦合影響等，為開展相關研究的科研人員提供較為全面的基礎理論和數據支持。 本書可作為從事航空發動機特殊構型排氣系統設計的工程技術人員、教師和研究生參考用書。
特殊用途噴管設計方法與應用 目錄
目錄
叢書序
前言
第1章 噴管的概念及參數定義
1.1 噴管的功能及布局形式 001
1.1.1 噴管的功能 001
1.1.2 噴管的布局形式 002
1.2 典型的特殊用途噴管 002
1.2.1 S彎噴管 003
1.2.2 三軸承偏轉噴管 004
1.2.3 單膨脹斜面噴管 007
1.3 噴管的典型截面及幾何參數 009
1.3.1 S彎噴管 009
1.3.2 三軸承偏轉噴管 009
1.3.3 單膨脹斜面噴管 011
1.4 噴管的性能參數 012
1.4.1 S彎噴管 012
1.4.2 三軸承偏轉噴管 013
1.4.3 單膨脹斜面噴管 014
第2章 S彎噴管設計方法及流動特性研究
2.1 引言 017
2.2 S彎噴管設計方法 017
2.2.1 S彎噴管型面設計方法概述 018
2.2.2 S彎噴管的關鍵幾何參數 020
2.2.3 S彎噴管中心線設計 021
2.2.4 S彎噴管流通截面設計 024
2.2.5 S彎噴管低可探測準則的建立 029
2.2.6 S彎噴管的型面生成與修型 029
2.3 渦扇發動機用S彎噴管流動特性研究 030
2.3.1 計算模型及數值模擬方法 031
2.3.2 渦扇發動機用S彎噴管流動特性實驗研究 035
2.3.3 雙涵道條件下S彎噴管數值模擬方法驗證研究 045
2.3.4 渦扇發動機用S彎噴管流動機理分析 047
2.4 幾何參數對渦扇發動機用S彎噴管流動特性的影響研究 057
2.4.1 出口寬高比對S彎噴管流動特性的影響研究 058
2.4.2 長徑比對S彎噴管流動特性的影響研究 065
2.4.3 遮擋率對S彎噴管流動特性的影響研究 073
2.4.4 兩彎軸向長度比對S彎噴管流動特性的影響研究 081
2.4.5 進口旋流對S彎噴管流動特性的影響研究 089
第3章 S彎噴管紅外輻射特性影響研究
3.1 引言 099
3.2 紅外輻射特性計算方法 099
3.2.1 輻射在介質中的傳輸 100
3.2.2 離散傳遞法 104
3.2.3 流場數值模擬方法 106
3.3 幾何參數對S彎噴管紅外輻射特性的影響研究 107
3.3.1 S彎噴管的紅外輻射特性 108
3.3.2 中心線變化規律對S彎噴管紅外輻射特性影響 111
3.3.3 出口寬高比對S彎噴管紅外輻射特性的影響 116
3.3.4 兩彎軸向長度比對S彎噴管紅外輻射特性的影響 120
3.4 不同進口條件對S彎噴管紅外輻射特性的影響研究 124
3.4.1 發動機構型對S彎噴管的紅外輻射特性的影響 124
3.4.2 進口預旋對S彎噴管紅外輻射特性的影響研究 127
3.4.3 進口不同氣動參數對S彎噴管紅外輻射特性的影響 137
3.5 S彎噴管低紅外輻射設計準則研究 141
3.5.1 遮擋率對渦噴發動機用S彎噴管紅外輻射特性的影響 141
3.5.2 遮擋率對渦扇發動機用S彎噴管紅外輻射特性的影響 152
3.6 S彎噴管氣動/紅外多目標優化研究 157
3.6.1 S彎噴管優化實驗設計 157
3.6.2 S彎噴管設計參數對優化目標的影響 160
3.6.3 S彎噴管氣動/紅外多目標優化 162
第4章 三軸承偏轉噴管設計方法與應用
4.1 引言 165
4.2 三軸承偏轉噴管氣動型面設計方法 165
4.2.1 三軸承偏轉噴管幾何特征分析 165
4.2.2 三軸承偏轉噴管型面設計 166
4.3 三軸承偏轉噴管數值模擬方法的數值驗證 168
4.3.1 實驗臺架介紹 168
4.3.2 實驗方案及步驟 169
4.3.3 三軸承偏轉噴管流動特征的數值驗證 170
4.4 三軸承偏轉噴管設計 173
4.4.1 三軸承偏轉噴管非矢量狀態的氣動型面設計 173
4.4.2 三軸承偏轉噴管矢量狀態氣動型面設計 175
4.4.3 三軸承偏轉噴管運動規律設計方法 179
4.4.4 三軸承偏轉噴管驅動力矩設計方法 186
4.5 三軸承偏轉噴管定常氣動特性 196
4.5.1 三軸承偏轉噴管流動特征 197
4.5.2 三軸承偏轉噴管氣動性能 203
4.6 三軸承偏轉噴管地面效應分析 205
4.6.1 計算模型及參數定義 205
4.6.2 平板高度對升力損失的影響分析 206
4.6.3 噴流間距對升力損失的影響分析 208
4.6.4 噴流落壓比對升力損失的影響分析 209
4.6.5 噴流動量比對升力損失的影響分析 211
4.6.6 來流速度對升力損失的影響分析 213
4.7 三軸承偏轉噴管熱態模型試驗 214
4.7.1 三軸承偏轉噴管熱態實驗設備介紹 214
4.7.2 三軸承偏轉噴管熱態實驗結果 218
第5章 單膨脹斜面噴管設計方法與應用
5.1 引言 224
5.2 單膨脹斜面噴管設計方法 224
5.2.1 特征線法在SERN型面設計中的應用 225
5.2.2 串聯式TBCC發動機用SERN型面設計方法 228
5.2.3 并聯式TBCC發動機用尾噴管設計方法 231
5.3 單膨脹斜面噴管流動機理 234
5.3.1 串聯式TBCC發動機用SERN流場特性 234
5.3.2 并聯式TBCC發動機用尾噴管流場特性 238
5.4 基于主動流動控制方法的串聯式TBCC發動機用SERN性能改善 242
5.4.1 帶二次流噴射的串聯式TBCC發動機用SERN流動機理 243
5.4.2 幾何參數對串聯式TBCC發動機用SERN性能影響 247
5.4.3 氣動參數對串聯式TBCC發動機用SERN性能影響 252
5.5 基于主動流動控制方法的并聯式TBCC發動機用尾噴管性能改善 257
5.5.1 帶二次流噴射的并聯式TBCC發動機用尾噴管流動機理 257
5.5.2 幾何參數對并聯式TBCC發動機用尾噴管性能影響 260
5.5.3 氣動參數對并聯式TBCC發動機用尾噴管性能影響 265
5.6 基于被動流動控制方法的串聯式TBCC發動機用SERN性能改善 270
5.6.1 無源腔改善串聯式TBCC發動機用SERN性能的流動機理研究 270
5.6.2 無源腔改善串聯式TBCC發動機用SERN的適應工作范圍 274
5.6.3 無源腔幾何參數對串聯式TBCC發動機用SERN性能的影響 277
5.6.4 無源腔軸向位置對串聯式TBCC發動機用SERN性能的影響 281
第6章 特殊用途噴管與發動機整機耦合設計與計算
6.1 引言 284
6.2 面向對象的航空發動機總體性能計算方法介紹 284
6.2.1 航空發動機總體各部件計算方法 285
6.2.2 航空發動機整機匹配與特性計算方法 290
6.3 基于代理模型的先進部件與發動機整機耦合計算方法 291
6.3.1 基于數值試驗設計的部件計算點選擇 291
6.3.2 高精度代理模型建模方法研究 293
6.3.3 基于代理模型的發動機部件與整機性能模型研究 296
6.4 S彎噴管與渦扇發動機耦合計算 296
6.4.1 S彎噴管高精度代理模型建立及評估 296
6.4.2 渦扇發動機整機環境下S彎噴管氣動性能計算與分析 300
6.5 三軸承偏轉噴管與渦扇發動機耦合計算 304
6.5.1 三軸承偏轉噴管高精度代理模型建立及評估 304
6.5.2 渦扇發動機整機環境下三軸承偏轉噴管氣動性能計算與分析 309
6.6 單膨脹斜面噴管與TBCC發動機耦合計算 313
6.6.1 單膨脹斜面噴管高精度代理模型建立及評估 313
6.6.2 TBCC發動機整機環境下單膨脹斜面噴管氣動性能計算與分析 315
參考文獻 320
叢書序
前言
第1章 噴管的概念及參數定義
1.1 噴管的功能及布局形式 001
1.1.1 噴管的功能 001
1.1.2 噴管的布局形式 002
1.2 典型的特殊用途噴管 002
1.2.1 S彎噴管 003
1.2.2 三軸承偏轉噴管 004
1.2.3 單膨脹斜面噴管 007
1.3 噴管的典型截面及幾何參數 009
1.3.1 S彎噴管 009
1.3.2 三軸承偏轉噴管 009
1.3.3 單膨脹斜面噴管 011
1.4 噴管的性能參數 012
1.4.1 S彎噴管 012
1.4.2 三軸承偏轉噴管 013
1.4.3 單膨脹斜面噴管 014
第2章 S彎噴管設計方法及流動特性研究
2.1 引言 017
2.2 S彎噴管設計方法 017
2.2.1 S彎噴管型面設計方法概述 018
2.2.2 S彎噴管的關鍵幾何參數 020
2.2.3 S彎噴管中心線設計 021
2.2.4 S彎噴管流通截面設計 024
2.2.5 S彎噴管低可探測準則的建立 029
2.2.6 S彎噴管的型面生成與修型 029
2.3 渦扇發動機用S彎噴管流動特性研究 030
2.3.1 計算模型及數值模擬方法 031
2.3.2 渦扇發動機用S彎噴管流動特性實驗研究 035
2.3.3 雙涵道條件下S彎噴管數值模擬方法驗證研究 045
2.3.4 渦扇發動機用S彎噴管流動機理分析 047
2.4 幾何參數對渦扇發動機用S彎噴管流動特性的影響研究 057
2.4.1 出口寬高比對S彎噴管流動特性的影響研究 058
2.4.2 長徑比對S彎噴管流動特性的影響研究 065
2.4.3 遮擋率對S彎噴管流動特性的影響研究 073
2.4.4 兩彎軸向長度比對S彎噴管流動特性的影響研究 081
2.4.5 進口旋流對S彎噴管流動特性的影響研究 089
第3章 S彎噴管紅外輻射特性影響研究
3.1 引言 099
3.2 紅外輻射特性計算方法 099
3.2.1 輻射在介質中的傳輸 100
3.2.2 離散傳遞法 104
3.2.3 流場數值模擬方法 106
3.3 幾何參數對S彎噴管紅外輻射特性的影響研究 107
3.3.1 S彎噴管的紅外輻射特性 108
3.3.2 中心線變化規律對S彎噴管紅外輻射特性影響 111
3.3.3 出口寬高比對S彎噴管紅外輻射特性的影響 116
3.3.4 兩彎軸向長度比對S彎噴管紅外輻射特性的影響 120
3.4 不同進口條件對S彎噴管紅外輻射特性的影響研究 124
3.4.1 發動機構型對S彎噴管的紅外輻射特性的影響 124
3.4.2 進口預旋對S彎噴管紅外輻射特性的影響研究 127
3.4.3 進口不同氣動參數對S彎噴管紅外輻射特性的影響 137
3.5 S彎噴管低紅外輻射設計準則研究 141
3.5.1 遮擋率對渦噴發動機用S彎噴管紅外輻射特性的影響 141
3.5.2 遮擋率對渦扇發動機用S彎噴管紅外輻射特性的影響 152
3.6 S彎噴管氣動/紅外多目標優化研究 157
3.6.1 S彎噴管優化實驗設計 157
3.6.2 S彎噴管設計參數對優化目標的影響 160
3.6.3 S彎噴管氣動/紅外多目標優化 162
第4章 三軸承偏轉噴管設計方法與應用
4.1 引言 165
4.2 三軸承偏轉噴管氣動型面設計方法 165
4.2.1 三軸承偏轉噴管幾何特征分析 165
4.2.2 三軸承偏轉噴管型面設計 166
4.3 三軸承偏轉噴管數值模擬方法的數值驗證 168
4.3.1 實驗臺架介紹 168
4.3.2 實驗方案及步驟 169
4.3.3 三軸承偏轉噴管流動特征的數值驗證 170
4.4 三軸承偏轉噴管設計 173
4.4.1 三軸承偏轉噴管非矢量狀態的氣動型面設計 173
4.4.2 三軸承偏轉噴管矢量狀態氣動型面設計 175
4.4.3 三軸承偏轉噴管運動規律設計方法 179
4.4.4 三軸承偏轉噴管驅動力矩設計方法 186
4.5 三軸承偏轉噴管定常氣動特性 196
4.5.1 三軸承偏轉噴管流動特征 197
4.5.2 三軸承偏轉噴管氣動性能 203
4.6 三軸承偏轉噴管地面效應分析 205
4.6.1 計算模型及參數定義 205
4.6.2 平板高度對升力損失的影響分析 206
4.6.3 噴流間距對升力損失的影響分析 208
4.6.4 噴流落壓比對升力損失的影響分析 209
4.6.5 噴流動量比對升力損失的影響分析 211
4.6.6 來流速度對升力損失的影響分析 213
4.7 三軸承偏轉噴管熱態模型試驗 214
4.7.1 三軸承偏轉噴管熱態實驗設備介紹 214
4.7.2 三軸承偏轉噴管熱態實驗結果 218
第5章 單膨脹斜面噴管設計方法與應用
5.1 引言 224
5.2 單膨脹斜面噴管設計方法 224
5.2.1 特征線法在SERN型面設計中的應用 225
5.2.2 串聯式TBCC發動機用SERN型面設計方法 228
5.2.3 并聯式TBCC發動機用尾噴管設計方法 231
5.3 單膨脹斜面噴管流動機理 234
5.3.1 串聯式TBCC發動機用SERN流場特性 234
5.3.2 并聯式TBCC發動機用尾噴管流場特性 238
5.4 基于主動流動控制方法的串聯式TBCC發動機用SERN性能改善 242
5.4.1 帶二次流噴射的串聯式TBCC發動機用SERN流動機理 243
5.4.2 幾何參數對串聯式TBCC發動機用SERN性能影響 247
5.4.3 氣動參數對串聯式TBCC發動機用SERN性能影響 252
5.5 基于主動流動控制方法的并聯式TBCC發動機用尾噴管性能改善 257
5.5.1 帶二次流噴射的并聯式TBCC發動機用尾噴管流動機理 257
5.5.2 幾何參數對并聯式TBCC發動機用尾噴管性能影響 260
5.5.3 氣動參數對并聯式TBCC發動機用尾噴管性能影響 265
5.6 基于被動流動控制方法的串聯式TBCC發動機用SERN性能改善 270
5.6.1 無源腔改善串聯式TBCC發動機用SERN性能的流動機理研究 270
5.6.2 無源腔改善串聯式TBCC發動機用SERN的適應工作范圍 274
5.6.3 無源腔幾何參數對串聯式TBCC發動機用SERN性能的影響 277
5.6.4 無源腔軸向位置對串聯式TBCC發動機用SERN性能的影響 281
第6章 特殊用途噴管與發動機整機耦合設計與計算
6.1 引言 284
6.2 面向對象的航空發動機總體性能計算方法介紹 284
6.2.1 航空發動機總體各部件計算方法 285
6.2.2 航空發動機整機匹配與特性計算方法 290
6.3 基于代理模型的先進部件與發動機整機耦合計算方法 291
6.3.1 基于數值試驗設計的部件計算點選擇 291
6.3.2 高精度代理模型建模方法研究 293
6.3.3 基于代理模型的發動機部件與整機性能模型研究 296
6.4 S彎噴管與渦扇發動機耦合計算 296
6.4.1 S彎噴管高精度代理模型建立及評估 296
6.4.2 渦扇發動機整機環境下S彎噴管氣動性能計算與分析 300
6.5 三軸承偏轉噴管與渦扇發動機耦合計算 304
6.5.1 三軸承偏轉噴管高精度代理模型建立及評估 304
6.5.2 渦扇發動機整機環境下三軸承偏轉噴管氣動性能計算與分析 309
6.6 單膨脹斜面噴管與TBCC發動機耦合計算 313
6.6.1 單膨脹斜面噴管高精度代理模型建立及評估 313
6.6.2 TBCC發動機整機環境下單膨脹斜面噴管氣動性能計算與分析 315
參考文獻 320
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特殊用途噴管設計方法與應用 節選
第1章 噴管的概念及參數定義 1.1 噴管的功能及布局形式 1.1.1 噴管的功能 噴管作為航空發動機的一個重要部件，其主要功能是將渦輪后的高溫、高壓燃氣膨脹加速并排出機體，從而產生發動機的推力；通過調節噴管喉道面積來改變渦輪和噴管中燃氣膨脹比的分配，以改變壓氣機和渦輪的共同工作點，實現對發動機工作狀態的控制，從而改變發動機的推力、耗油率，改善發動機的起動性能及接通、切斷加力時盡量少影響發動機的工作（廉筱純，2005）。隨著航空技術的發展和未來空戰特點的變化，噴管的功能已經擴展，如提供推力矢量，在飛機低速和大迎角飛行時，補充或替代氣動舵面，實現過失速機動，從而減少氣動舵面的質量、阻力及雷達散射面積，同時縮短飛機的起飛和著陸距離；它還可以控制噴管的紅外輻射特征信號、雷達散射面積和噴管噪聲，改善飛機的紅外隱身、雷達隱身和聲隱身能力，從而提高其生存能力（高彥璽等，1995）。因此，對航空發動機的噴管提出的基本要求是： 內部損失和外部阻力小；紅外輻射水平低和有效散射面積小；起飛、降落和戰斗機動(對機動飛機)條件下能控制推力矢量；噪聲低（允許水平）（崔響等，2018；劉大響，2002）。 噴管性能對發動機推力和耗油率影響較大，無論在超聲速飛行狀態還是在亞聲速巡航狀態下，噴管效率下降1%，發動機的凈推力下降都大于1%（劉大響，2002）。因此噴管設計應力求獲得盡可能高的噴管性能，并對噴管的質量、結構復雜性、可靠性、維修性及成本予以綜合考慮。好的噴管要考慮其設計外形、所安裝的飛機類型、在發動機上的位置和自身性能參數等多方面因素，既不增加發動機的外部阻力，又可以為飛機提供一定的軸向推力。所以應該做到以下幾個方面： 流動損失小、盡可能完全膨脹、排氣方向盡可能沿所希望的方向、截面幾何尺寸可調及噪聲低。此外，噴管的發展還應在以下幾個性能方面有所提升： 實現大迎角過失速機動，突破失速障；改善飛機性能、機動性和敏捷性；縮短起落滑跑距離；提高隱身能力。 1.1.2 噴管的布局形式 尾噴管種類繁多，其選擇要在全面分析飛機的用途、主要飛行狀態、發動機的循環參數及其在飛機上的安裝位置來決定。根據流道的特點分為收斂噴管和收斂擴張噴管；根據噴口面積的變化與否分為噴口面積可調和不可調；根據流道橫截面形狀可分為軸對稱型和非軸對稱型；根據推力方向可分為常規推力型、推力轉向型、反推力型和推力矢量型等。下面簡單介紹幾種常見的噴管類型（崔響等，2018；劉大響，2002）。 （1） 不可調節的收斂型噴管（固定噴口面積的亞聲速尾噴管）： 收斂噴管的流道面積沿流向逐漸縮小，噴管出口*大氣流速度為馬赫數1。這種噴管結構簡單、質量小、工作可靠、調節方便、便于拆卸，常為亞聲速飛機、短時間超聲速和低超聲速飛機用的不帶加力燃燒室的渦噴發動機，以及渦輪后燃氣焓降較小的渦槳和渦扇發動機采用。 （2） 可調節的收斂型噴管： 能使發動機在各種工況下都獲得良好的性能，帶加力的發動機必須采用可調節的噴管，保證在加力狀態下相應地加大噴口。有的發動機通過改變噴口面積來改變工況。可調式收斂噴管的流道由固定的管道、可調節的魚鱗片及調節魚鱗片開度的作動筒系統組成，適用于要求噴管出口面積有較大變化的帶加力燃燒室的發動機。其主要類型有： 多魚鱗片式、雙魚鱗片式、移動尾椎體式、氣動調節式。 （3） 可調節的收斂擴張型噴管： 收斂擴張型噴管簡稱收擴噴管，是超聲速噴管的一種，其流道面積先縮小后擴大。這種噴管由收斂型轉為擴張型處的流通面積*小，稱為“喉道”。超聲速飛機用的帶加力燃燒室的燃氣渦輪發動機，一般都采用收斂擴張型噴管，其喉道和出口面積均是可調的。 1.2 典型的特殊用途噴管 隨著航空發動機循環參數的不斷提高，以及對航空發動機所提出的任務適應性不斷增加，常規的收斂、收擴噴管已經不能滿足任務適應性或高循環參數的需要，例如，針對第四代戰斗機所應具備的超隱身、高機動性等具體要求，采用常規噴管的航空發動機將無法滿足任務要求，必須采用類似S彎噴管（艾俊強等，2017）、推力矢量噴管等類型的噴管（崔響等，2018）；針對短距起降戰斗機所應具備的垂直起飛、垂直降落的特殊要求，具有90°推力矢量的三軸承偏轉噴管則成為**技術（王占學等，2014）；針對高空高速戰斗機，其噴管落壓比顯著增大，從減少噴管結構質量等角度，需要采用單邊膨脹噴管（劉愛華，2007）等等。正是隨著航空發動機多任務適應性等要求的不斷變化，特殊用途噴管越來越得到重視，以下介紹幾種典型的特殊用途噴管。 1.2.1 S彎噴管 低可探測性是未來軍用飛機應具備的*主要特征之一（甘杰等，2016；宋新波等，2012），在飛機的可被探測信號特征中，發動機尾噴管是*強的紅外輻射源和主要的雷達反射源，因此，降低尾噴管的紅外輻射強度和雷達反射信號可顯著降低戰機的可探測信號特征，增強戰機的隱身能力（艾俊強等，2017）。 噴管的紅外輻射來自噴管可被探測到的熱壁面（包括渦輪出口面、加力筒體以及噴管壁面）和經噴管排出的熱噴流。噴管對于雷達波的反射取決于噴管腔體的空洞反射和渦輪葉片的正面回波。針對噴管的輻射特征，S彎噴管具備明顯的低可探測優勢而受到廣泛的關注： ① S彎噴管的S形彎曲型面可對發動機內部高溫部件進行有效的遮擋，顯著降低噴管熱壁面的紅外輻射強度；② 非軸對稱的噴管出口形式可強化熱噴流與外界大氣的摻混，縮短熱噴流的高溫核心區長度，大幅降低噴管熱噴流的紅外輻射強度；③ S彎流道亦能避免旋轉的渦輪葉片和加力燃燒室火焰穩定器直接暴露在電磁波面前，并增加入射的電磁波在S彎通道內的反射次數，減弱反射波的能量，明顯縮減噴管的雷達信號特征。因此，S彎噴管技術已被作為隱身戰機的關鍵性技術之一（孫嘯林，2018；Gridley et al.， 1996）。 S彎噴管的低可探測優勢使其得到國內外研究機構的高度重視，特別是以美國為代表的航空技術先進的國家都已將S彎噴管作為降低隱身戰機可探測信號的重要部件，美國的F117A“夜鷹”戰斗機、B2“幽靈”隱身轟炸機、X47B無人作戰飛機（Perry， 2011），瑞典的“Eikon”無人機，法國的“神經元”無人機以及英國的“雷神”無人機均裝備了S彎噴管，如圖1-1~圖1-4所示（邢銀玲等，2014；徐頂國等，2012；Johansson， 2006；查理，2002；溫羨嶠，2001）。鑒于美國的第六代戰機對于超強隱身性能的需求，以及S彎噴管技術在隱身轟炸機和隱身無人機上的成熟應用，美國將S彎噴管技術列為其下一代戰機動力系統的關鍵技術之一。圖1-5給出了ADVENT計劃所提出的雙外涵變循環發動機結構，除常規的內/外涵氣流外，還增加了第三股冷氣流用于提高功率、更好的熱管理、降低安裝阻力并提高進氣道總壓恢復系數。同時，冷卻空氣還能夠與尾噴流摻混以降低排氣系統的溫度和紅外信號特征。后部尾噴管為三涵道的S彎噴管構型，目的是遮擋渦輪部件以減小雷達反射和紅外輻射，從而實現戰機的超強隱身（Simmons， 2009）。 圖1-1 B2隱身戰略轟炸機發動機安裝簡圖（溫羨嶠，2001） 圖1-2 “Eikon”無人機以及S形進氣道與S彎噴管（Johansson， 2006） 圖1-3 “神經元”無人機（邢銀玲等，2014） 圖1-4 “雷神”無人機（徐頂國等，2012） 圖1-5 雙外涵變循環發動機結構（Simmons， 2009） 1.2.2 三軸承偏轉噴管 短距/垂直起降（short/vertical takeoff and landing， S/VTOL）飛機兼具直升機與傳統戰斗機的優勢，飛機通過推進系統產生的升力實現短距/垂直起降，S/VTOL飛機用推進系統一直是各航空發達國家研究的重點，是未來輕型航空母艦和兩棲攻擊艦上主要戰斗力量（劉帥，2016;索德軍等，2014）。現代S/VTOL飛機用推進系統的構型設計都是基于推力轉向概念展開的，可概括為： 一體式推進系統、組合型推進系統及復合型推進系統，它們的代表機型分別為“鷂”式戰斗機、Yak-141戰斗機及F35B戰斗機（索德軍等，2014；Anderson， 1983）。英國的“鷂”式戰斗機是實用型S/VTOL戰斗機的先行者。“鷂”式系列戰斗機成功的關鍵是采用了“飛馬”推力矢量發動機。“飛馬”發動機通過矢量噴管實現升力與推力之間的互相轉化，升力與推力由同一臺發動機產生。“飛馬”發動機（圖1-6）為涵道比約為1.4的雙轉子渦扇發動機，空氣從飛機兩側的進氣道流入發動機，經過風扇增壓后，約58％的空氣（此時的空氣溫度在150℃左右）流入外涵道，由分布在發動機兩側的前外涵噴管排出，產生一部分升力；剩余的空氣進入發動機核心機，由分布在發動機后方兩側的噴管排出（燃氣溫度約670℃），產生與前方噴管升力相互平衡的另一部分升力。發動機前、后噴管出口采用百葉窗式導流葉片設計以減弱氣流在噴管內壁面的分離程度，使噴管出口氣流更均勻，從而增大了噴管的推力系數，發動機模態轉換時，前后噴管通過傳動系統實現同步轉動以保證飛機的平衡。飛行試驗表明，這種推進系統構型增大了飛機的質量，降低了飛機的飛行性能，對升力發動機的推重比要求較高，模態轉換過程中，升力發動機與巡航發動機之間的工作轉換增大了飛機的控制難度（Hooker， 1981； Frost et al.， 1965）。 圖1-6 “飛馬”發動機結構圖（Hooker， 1981； Frost et al.， 1965） Yak-141動力裝置為一臺可產生103kN的升力及152kN的推力的裝配矢量噴管的R79升力/巡航發動機和縱列裝在座艙后的兩臺單臺升力為41kN的RD41升力發動機（圖1-7）。Yak-141僅能實現垂直起降，不能實現短距起降，飛機垂直起降時，巡航發動機噴管向下轉動至與地面垂直位置，與升力發動機共同產生升力，飛機平飛時升力發動機不工作。但垂直起降過程中，R-79的加力燃燒室出口與地面距離過近，出現了嚴重的地面燒蝕問題，此外，進氣道容易吸入升力發動機排出的高溫高壓燃氣，影響了升力/巡航發動機的正常工作，為解決進氣道
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