幾何可調噴管的結構特點及發(fā)展

王書賢

(西安航空學院， 陜西 西安 710077)

可調噴管在航空燃氣渦輪發(fā)動機、火箭發(fā)動機以及組合循環(huán)發(fā)動機上均有廣泛應用。對于帶加力燃燒室的軍用燃氣渦輪發(fā)動機其噴管壓強比變化范圍很大，從低空飛行的比值略大于1到更大飛行高度的15-20，使用可調噴管可以在寬廣的壓強比范圍內獲得最大推力[1]。同時，噴管可調有利于降低燃油消耗量[2]。隨著現(xiàn)代航空軍事技術的不斷提高，為了能在各類空戰(zhàn)中取得優(yōu)勢、提高生存率，對戰(zhàn)機性能提出了更高的要求，如超機動、超音速巡航、短距/垂直起降及隱身性能等[3]，可調推力矢量噴管也成為必不可少的關鍵技術之一。

對于火箭發(fā)動機，采用可調噴管能使發(fā)動機在小的壓強比值下，產生大的推力比，使發(fā)動機比沖效率更佳，提升火箭發(fā)動機的綜合性能[4,5]。固體火箭沖壓發(fā)動機可在寬馬赫數(shù)工作范圍內充分發(fā)揮其高速巡航的動力性能優(yōu)勢[6]，相比固定幾何固沖發(fā)動機，巡航狀態(tài)推力系數(shù)和比沖分別提高25.33%和25.34%，典型彈道射程增加33.14%[7]。液體火箭沖壓發(fā)動機相對固定幾何液沖發(fā)動機能更好的適應高動態(tài)臨近空間的遠程長時間飛行[8]。

此外，一些新型組合發(fā)動機如渦輪沖壓組合發(fā)動機(TBCC)采用可調噴管能更好的適應落壓比變化范圍大、質量流量變化幅度也較大的工作條件[9]。

1 可調噴管在航空燃氣渦輪發(fā)動機上的應用

由于航空發(fā)動機開加力時通常需要增大噴管出口面積50%-150%，因此帶加力燃燒室的發(fā)動機必須采用可調噴管。噴管類型的選擇需要綜合考慮發(fā)動機、飛機及飛行任務的要求并作合理協(xié)調，如果飛行速度主要是亞聲速，可以采用可調收斂噴管[10]。

1.1 可調收斂噴管

由于超聲速噴管結構及操縱機構復雜，許多二代以前的飛行馬赫數(shù)小于2的戰(zhàn)斗機所采用的渦噴發(fā)動機采用面積可調的收斂噴管，典型的如WP6、WP7等。WP7發(fā)動機噴管如圖1所示，由24片調節(jié)片、24片密封片、調節(jié)環(huán)以及液壓調節(jié)系統(tǒng)組成。調節(jié)片通過鉸鏈(18個)或支架(6個)與噴管殼體連接，密封片依靠搭架和掛鉤與調節(jié)片連接。調節(jié)環(huán)前移對調節(jié)片施壓使噴管收縮，調節(jié)環(huán)后移內部氣動力使噴管打開。調節(jié)環(huán)由3個液壓作動筒控制。

圖1 WP7發(fā)動機可調收斂噴管

1.2 可調軸對稱收斂擴張噴管

飛行馬赫數(shù)較高通常采用可調收擴噴管。通常這類噴管具有以下結構[10](如圖2所示)：由作動筒控制帶有凸輪的調節(jié)環(huán)運動并對收斂段的外凸型面施加作用力，控制A8截面面積；擴張段與連桿相連，通過聯(lián)動控制A9截面面積。如果對噴管性能要求更高，可以再增加一套操控系統(tǒng)單獨控制A9面積。從后部殼體與襯套間引入氣流對收斂段內壁進行冷卻，同時部分氣體進入噴管和外部整流罩之間，并由收斂段和擴張段的接縫處再進入噴管，用于冷卻擴張段(參見圖3)。

可調軸對稱收擴噴管應用廣泛，如裝備B-58轟炸機的J79-5發(fā)動機[11]，其示意圖如圖4(a)。收斂段和擴張段分別由24片調節(jié)片以及24片密封片組成，調節(jié)片前端鉸接在一起，每組調節(jié)片均由相應的調節(jié)環(huán)支承、定位。收斂段可以連續(xù)調節(jié)，擴張段只有兩個位置，分別對應不開加力亞聲速巡航狀態(tài)和開加力超聲速狀態(tài)。在擴張段開有4個軸向槽用于改善打開狀態(tài)的氣流分離問題，打開狀態(tài)時與冷卻氣流相通，收縮狀態(tài)時則完全關閉消失，參見圖4(b)和圖4(c)。

圖2 可調軸對稱收擴噴管一般結構簡圖[10]

圖3 噴管冷卻氣路徑[10]

圖4 噴管示意圖(a)和J79-5發(fā)動機噴管的兩種狀態(tài)(b)和( c)[11]

F-15、F-16戰(zhàn)機采用了普惠公司的F100發(fā)動機，該發(fā)動機為平衡梁式可調收斂擴張噴管(BBN)，結構示意圖如圖5[12]，采用氣動做動系統(tǒng)實現(xiàn)喉部面積由2.9到6.5平方英尺的控制[13]。

圖5 平衡梁式噴管[12]

之后普惠在F-15 ACTIVE(Advanced Control Technology for Integrated Vehicles)項目中研制了F100-PW-229發(fā)動機，基于BBN發(fā)展了矢量噴管P/YBBN[13,14](參見圖6)。

圖6 俯仰/偏航平衡梁式噴管及其三種狀態(tài)[13]

在BBN基礎上增加了三個部件：(1)擴張段液壓做動系統(tǒng)；(2)擴張段同步調節(jié)環(huán)；(3)后部固定結構。擴張段做動系統(tǒng)的三個液壓筒、擴張段16個調節(jié)片以及連接件與同步調節(jié)環(huán)相連，液壓做動筒用來控制同步調節(jié)環(huán)的位置。三個液壓筒位移相同時，同步調節(jié)環(huán)沿發(fā)動機軸線前后移動，改變噴管面積比；三個液壓筒位移不同時，同步調節(jié)環(huán)相對發(fā)動機軸線偏轉實現(xiàn)矢量控制。噴管面積比的調節(jié)可使噴管非設計狀態(tài)性能提高2%～4%，并可獲得最大20°的矢量角及45(°)/s的矢量偏轉速率。

F-15、F-16戰(zhàn)機還有部分發(fā)動機為通用公司的F110發(fā)動機，采用了收斂段和擴張段調節(jié)片均為12片的可調軸對稱噴管。并在此基礎上發(fā)展了F110-GE-129，采用了軸對稱矢量噴管AVEN[15](參見圖7)。相對F110發(fā)動機噴管做了以下改進：將擴張段原有12組壓縮桿由外部調節(jié)片替代，并與A9調節(jié)環(huán)相連，當A9調節(jié)環(huán)傾斜時，擴張段相對發(fā)動機軸線偏轉。A9調節(jié)環(huán)由三個作動筒控制，A8調節(jié)環(huán)由四個作動筒控制，調節(jié)A8喉道面積。

圖7 軸對稱矢量噴管(AVEN)實體圖(a)及兩種噴管(b)[15]

歐洲戰(zhàn)斗機EF2000的EJ200發(fā)動機采用了三環(huán)軸對稱矢量噴管[16](如圖8所示)?；拘偷膬拳h(huán)與收斂段連接沿尾部噴氣管滑動，收斂段調節(jié)片上有滾輪和突耳，內環(huán)向發(fā)動機尾部運動時喉部縮小，反向喉部擴大；中間環(huán)通過垂直銷釘與內環(huán)連接，可以相對垂直軸傾斜實現(xiàn)偏航控制；外部環(huán)通過水平銷釘與中環(huán)連接，可以相對水平軸傾斜實現(xiàn)俯仰控制；外環(huán)通過支撐桿與擴張段調節(jié)片連接，同時與三個執(zhí)行器相連。三個執(zhí)行器位移相同只改變喉部面積，位移不同則矢量調節(jié)。外環(huán)剖分型的外環(huán)可分為上下兩個半環(huán)，再增加一個執(zhí)行器，四個執(zhí)行器布置在四個象限點，通過控制外環(huán)兩個半環(huán)來調節(jié)出口面積，喉部面積可以不變。相對通用的AVEN和普惠的P/YBBN只需四個執(zhí)行器，結構更輕。

圖8 EJ200發(fā)動機軸對稱矢量噴管實體圖(a)及三環(huán)控制系統(tǒng)示意圖(b)

俄羅斯克里莫夫設計局研制的RD33用矢量噴管如圖9所示，通過連桿機構實現(xiàn)收斂-擴張段的聯(lián)動[16]，主要用于Mig-29戰(zhàn)機。

圖9 RD33軸對稱矢量噴管

以上軸對稱矢量噴管AVEN、P/YBBN、EJ200的噴管以及RD33在實現(xiàn)矢量控制時均主要依靠調節(jié)環(huán)控制，只有擴張段偏轉改變方向。還有一類軸對稱矢量噴管是整體偏轉的，噴管進口前增加球形轉接段，使得整個噴管在作動系統(tǒng)的帶動下可繞球心俯仰作動。如通用的萬向節(jié)軸對稱噴管(如圖10)，在F110原型發(fā)動機可調收擴噴管基礎上在收斂段調節(jié)片前增加了萬向節(jié)球形轉接結構，實現(xiàn)了矢量控制[17]。

整體偏轉的矢量噴管還有前蘇聯(lián)留里卡土星公司設計的AL-31FU發(fā)動機噴管(圖11)，在AL-31F噴管進口前增加球形轉接段，并在轉接段的兩側設有通過球心的插銷，使得整個噴管在作動系統(tǒng)的帶動下可繞球心俯仰作動，實現(xiàn)了±15°的俯仰矢量角，已應用于俄羅斯的Su-37、Su-30MKI等戰(zhàn)機。后續(xù)的A31-41Ф發(fā)動機延用了該推力矢量技術，并增加了偏航矢量控制功能。

圖10 通用公司的萬向節(jié)軸對稱噴管

圖11 AL-31FU發(fā)動機軸對稱矢量噴管(a)及其結構示意圖(b)

中國燃氣渦輪研究院研制的軸對稱矢量噴管AVEN，推力方向可在周向360°范圍內全方位偏轉0～20°[18]。如圖12所示，機匣支承魚鱗片和作動筒，前安裝邊裝有三個A9作動筒，中安裝邊裝有三個A9作動環(huán)定心裝置，后安裝邊裝有A8魚鱗片前鉸鏈。A8調節(jié)片和密封片周向交錯均布，均可繞前端鉸鏈徑向轉動，由首尾相連的A8作動筒環(huán)驅動，改變環(huán)的周長可調節(jié)噴管喉道面積。A9魚鱗片對應鉸接在A8魚鱗片的末端，調節(jié)片采用單鉸鏈相連，密封片采用雙鉸鏈相連以增加密封性。與通用的AVEN不同的是A9魚鱗片采用了兩段式結構，兩段之間由軸線垂直于魚鱗片平面的鉸鏈連接，使A9魚鱗片不僅可徑向轉動，而且可在平面內轉動。A9密封片的背部中段裝有由搖臂、拉桿組成的對中裝置，搖臂兩端通過拉桿與相鄰A9調節(jié)片連接，拉桿的兩端均為球鉸。每個A9調節(jié)片末端均鉸接一個“X”形拉桿，拉桿的另一端鉸接在A9作動環(huán)上?！癤”型拉桿也分為前、后兩段，兩段之間由“十”字形雙鉸鏈連接。

1.機匣；2.A9作動筒；3.A9作動環(huán)及定心裝置；4.“X”型拉桿；5.A8、A9調節(jié)片；6.A8、A9密封片；7.密封片對中裝置；8.A8作動筒

圖12 中國燃氣渦輪研究院研制的軸對稱矢量噴管AVEN

1.3 可調非軸對稱噴管

戰(zhàn)機要求具備隱身性能，出現(xiàn)了可調非軸對稱噴管，但該型噴管相對軸對稱噴管重量較大且結構效率低[10]，且由于潤濕面積大結構轉角多需要更多的考慮冷卻問題[19]。

典型的非軸對稱噴管是二元矢量噴管，該型噴管由過渡段和噴管本體組成，過渡段將圓截面過渡到矩形截面，噴管本體由兩塊收斂板、兩塊擴張板及兩塊側板組成。普惠設計的具有俯仰、反推及喉部面積可調的二元矢量噴管實現(xiàn)了起飛距離縮短30%、降落距離縮短40%[20-21]。最終定型的四代戰(zhàn)機F-22用二元矢量噴管(如圖13)，不具備偏航矢量功能，具有±20°的俯仰功能，矢量偏轉速率為45(°)/s。噴管側壁面為尾翼壁面，該區(qū)域開有槽用于引導冷卻氣保護噴管[1]。

圖13 F-22用二元矢量噴管

典型的非軸對稱噴管還有普惠研制的具有偏航、俯仰及反推能力的球面收斂調節(jié)片式矢量噴管(SCFN)[17,21]，如圖14所示。采用了球面收斂段，擴張段為矩形，收斂片、擴張片獨立調節(jié)控制噴管面積比，俯仰矢量控制由擴張片作動筒控制，偏航矢量控制由收斂片和擴張片共同繞固定球面做萬向運動實現(xiàn)?？梢詫崿F(xiàn)以下四個狀態(tài)(如圖15所示)[22]：球面調節(jié)片異向轉動，噴管喉部面積縮??；擴張段同向轉動實現(xiàn)俯仰推力矢量；整個噴管繞進氣軸左右偏轉，完成偏航控制；調節(jié)片收斂至極限，噴管喉部關閉、反推打開。SCFN采用了刷式密封，側壁面為陶瓷基復合材料，反推排氣口采用了陶瓷纖維隔熱層[23]。

圖14 普惠公司的球面收斂調節(jié)片式矢量噴管

圖15 SCFN的工作狀態(tài)

我國在“八五”期間根據(jù)紅外隱身課題需要，沈陽發(fā)動機設計所設計和制造了小寬高比的二元收擴式推力矢量噴管，其擴張調節(jié)片允許在±12°～15°偏轉，A8、A9分別采用手動調節(jié)[24]。

1.4 小結

帶加力燃燒室的戰(zhàn)機均需要采用可調噴管，可調噴管通常包含調節(jié)片、調節(jié)機構、做動系統(tǒng)等，結構復雜，同時一般需要采用耐高溫材料，并進行主動氣體冷卻。隨著對戰(zhàn)機性能要求的不斷提高，航空科技不斷發(fā)展，目前主流發(fā)展的可調噴管多為收斂擴張矢量噴管。各類可調噴管的主要特點如下：

1) 可調收斂噴管

技術成熟，結構簡單，重量輕，但在噴管壓強比大的情況下處于欠膨脹狀態(tài)，推力損失大。

2) 可調收斂擴張噴管

技術成熟，能夠在噴管壓強比較大的情況下獲得較大的凈推力，但由于不具備矢量調節(jié)能力，已逐漸不在新型戰(zhàn)機上采用。

3) 調節(jié)環(huán)式P/YBBN和AVEN

對原型可調收擴噴管改動較小，繼承性好，易與現(xiàn)役飛機相匹配。推力損失小，增重少，密封問題易解決，冷卻難度較小，且由于是在出口截面上實現(xiàn)噴管氣流偏轉,新增力矩大。但該型噴管機構較復雜，設計難度大，尤其是A8/A9控制耦合問題。

4) EJ200發(fā)動機三環(huán)軸對稱矢量噴管

易與現(xiàn)役飛機相匹配。A8和A9的控制共用一套液壓作動系統(tǒng)，結構緊湊、重量輕，同時阻力小，轉向靈活。但該型噴管調節(jié)器功能復雜，使用風險相對較大。

5) 整體偏轉式軸對稱矢量噴管

對原型可調收擴噴管改動最小，運動結構簡單易實現(xiàn)。缺點是增重較多，冷卻和密封難度大，且飛機后體阻力大。

6) 二元矢量噴管

結構比軸對稱噴管簡單，易與機身配合，減小阻力，同時有利于隱身。缺點是推力損失較大，增重較多，相對軸對稱噴管冷卻需求更高。不易直接裝在傳統(tǒng)設計的現(xiàn)役飛機上，飛機改裝工作大。適和雙發(fā)翼身融合設計的飛機。

7) 球面收斂調節(jié)片SCFN

相對二元矢量噴管重量較輕，同時可改善受力。缺點是冷卻和密封難度增大，局部應力偏大。

2 可調噴管在火箭發(fā)動機及組合循環(huán)發(fā)動機上的應用

在常規(guī)火箭發(fā)動機上較常見的是利用鉸鏈或萬向接頭使整個噴管擺動的矢量噴管[25]，一般噴管內的流通面積不變，不作具體討論。常見的幾何可調噴管有塞式噴管、單邊膨脹噴管和魚鱗片式可調噴管。

2.1 帶中心體塞式噴管

塞式噴管在實現(xiàn)流通面積調節(jié)時可采用移動外壁面的方式或移動中心塞體兩種方式。日本在ATREX計劃中研究了軸對稱帶中心體塞式噴管[26]，通過外壁面軸向移動來調節(jié)喉道面積和出口面積(如圖16)。日本還曾為二級入軌飛行器的第一級推進發(fā)動機TBCC研究了二元帶中心體的塞式噴管[27]。其示意圖如圖17，在中心體的凸起部位設置一對凸輪，凸輪通過連桿機構由一個作動器驅動，當凸輪向外鼓起時，噴管的喉道面積縮小，反之則喉道面積放大。

圖16 ATREX發(fā)動機可調噴管

圖17 TBCC可調噴管示意圖

2.2 單邊膨脹噴管

德國在1995年為高超聲速飛行器研制了二元單邊膨脹噴管[28](如圖18)。該噴管下部的收斂段和擴張段分別通過兩個獨立的液壓作動裝置調節(jié)，在調節(jié)片的下部腔體充入高壓氮氣以減少作動系統(tǒng)受力并避免內部燃氣泄漏。噴管壁面涂有熱障涂層并進行主動熱防護，上部擴張內壁面采用了碳碳材料，密封條為碳化硅材料。

圖18 單邊膨脹噴管實體圖(a)和結構示意圖(b)

2.3 調節(jié)片式可調噴管

該類可調噴管與航空燃氣渦輪發(fā)動機可調噴管類似。超聲速沖壓發(fā)動機在承載結構中以不可移動的密封外殼替代傳統(tǒng)發(fā)動機外部可移動調節(jié)片(如圖19之示意圖)[29]。收斂段調節(jié)片有一小股氣流流進由調節(jié)片和外殼構成的外部腔體中，再經擴張段調節(jié)片流入噴管的氣流中。外部腔體通過調節(jié)開關與外界大氣連通。噴管有工況：調節(jié)開關打開，外部腔體不能建立高于外部大氣壓的壓力，噴管在內部靜壓作用下維持在開的狀態(tài)，即噴管最大喉部面積；調節(jié)開關關閉，外部腔體內的壓力建立起來，調節(jié)片在外圧力作用下關閉，即噴管最小喉部面積。

圖19 沖壓發(fā)動機調節(jié)片式可調噴管示意圖

內蒙古工業(yè)大學龐月華等設計了與航空燃氣渦輪發(fā)動機AVEN噴管類似的火箭發(fā)動機噴管[30]，如圖20所示。該裝置由固定的噴管擴散段、兩個調節(jié)環(huán)、擴張段調節(jié)片和密封片以及十字轉接頭、拉桿等組成，在直線電機驅動力和燃氣射流共同作用下實現(xiàn)噴管流通面積調節(jié)。

圖20 固體火箭發(fā)動機可調噴管

2.4 其他可調噴管

中國空空導彈研究院的劉斌等研究的單室雙推固體火箭發(fā)動機可調噴管，如圖21所示[31]。圖21(a)圖為喉部初始最大狀態(tài)，圖21(b)圖為喉部初始最小狀態(tài)。喉襯本體沿周向均勻開有6個方形孔，需要調節(jié)時其中3個臺階孔內的分離體在驅動力作用下可沿徑向向軸線方向移動，并由燃氣吹除，各孔中的保持體組成較小的喉部氣流通道。保持體采用鎢滲銅材料，分離體采用石墨或碳碳材料。為密封燃氣，鎳基高溫自潤滑合金顆粒與苯醚撐硅靜密封不硫化膩子均勻混合，涂抹于運動部件與方孔通道相接觸的表面上。

圖21 單室雙推固體火箭發(fā)動機六角凸塊噴管

2.5 小結

在火箭發(fā)動機及組合沖壓發(fā)動機上的可調噴管的結構形式更為多樣，但由于該類發(fā)動機燃氣溫度和壓強更高，且由于燃氣中常常含有凝相粒子，因此其熱防護問題及密封問題更為嚴峻。各類噴管的特點如下：

1) 塞式可調噴管

結構簡單，且由于塞式噴管膨脹流路的外側為自由邊界，可隨噴管的落壓比變化而自動調節(jié)，能夠在較寬的落壓比范圍內獲得較高的推力系數(shù)。主要缺點是喉道面積調節(jié)幅度有限，且中心塞體需要大量冷卻氣體。

2) 單邊膨脹可調噴管

所需驅動力較小，結構簡單，驅動裝置可利用中心體內部的空間實施。主要缺點是不能調節(jié)尾噴管擴張段的出口面積，調節(jié)特性與噴管的流量及落壓比變化匹配較困難。

3) 調節(jié)片式可調噴管

重量較輕，易于對現(xiàn)有發(fā)動機進行改裝。主要缺點是出口面積的變化較小，可調范圍小，因此在一些工況下推力損失較大。

4) 其他類型可調噴管

可調噴管結構形式較多，大多數(shù)還處在預研階段，技術還不夠成熟。

3 可調噴管結構設計關鍵技術

1) 密封技術

密封是保證各類發(fā)動機用可調噴管工作可靠的關鍵技術。噴管是發(fā)動機的熱端部件，為保證高溫下的結構完整性，避免燃氣泄漏引起火災以及減少推力損失都需要良好的密封性。可調噴管的密封應在幾何可調的基礎上保證裝配間隙最小，并充分考慮高溫熱載荷以及燃氣中凝相粒子對裝配間隙的影響。

2) 熱防護技術

航空燃氣渦輪發(fā)動機可調噴管的熱防護以主動熱防護為主，以被動熱防護為輔，即以各種形式引入冷卻氣體對噴管壁面進行冷卻為主，以隔熱涂層和采用耐高溫材料為輔。火箭發(fā)動機則主要是被動熱防護，即采用耐高溫燒蝕材料為噴管壁面隔熱。組合循環(huán)發(fā)動機多以主動熱防護為主，以被動熱防護為輔。主動熱防護應避免引氣量過大影響發(fā)動機推力性能甚至熱力循環(huán)，同時合理設計氣路避免結構尺寸和質量過大。被動熱防護除需要考慮高溫燃氣及凝相粒子的沖刷，還應著重考慮運動部件和固定部件間的熱結構設計。

3) 質量控制技術

噴管質量會影響飛行器推重比以及重心位置。幾何可調噴管尤其是矢量噴管結構復雜，過渡結構、偏轉結構、調節(jié)機構、對中機構等使噴管質量較大。非軸對稱噴管質量也偏大。噴管質量控制應在保證內流特性基礎上盡量短，在無特殊需求情況下盡量采用軸對稱結構，同時簡化機械結構并采用較輕的非金屬材料。

4 結論

1) 各類可調噴管均具有各自的特點，噴管類型的選擇需要綜合考慮發(fā)動機設計、飛行器設計及飛行任務的要求并作適當折中。

2) 幾何可調噴管的設計不僅僅是機械結構的設計，同時還包含氣動力設計、熱結構設計、控制機構設計，并涉及材料、測試以及飛行器發(fā)動機一體化設計，需要協(xié)調各學科研究人員共同研發(fā)。

[1] Dr.RICHARD K SCHARNHORST.Characteristics of future military aircraft propulsion systems[J].AIAA 2013-0446,2013.

[2] LOPEZ-DFEZ A,RODRFGUEZ M,SAN SEGUNDO M P.Applications of variable area nozzles for civil airplane[J].AIAA 98-3102,1998.

[3] FAZAL B K.An overview of gas Turbine propulsion technology[J].AIAA 94-2828,1994.

[4] 周建軍,尹自賓.固體火箭發(fā)動機單向可調噴管轉換控制研究[J].航空兵器,2012(5):43-47.

[5] HARRY W B.The variable nozzle as a means of maintaining rocket engine efficiency when throttling[J].AIAA 64-4117,1964.

[6] SUETIN A G,MTSEV B V.Fundamentals of appearance formation and design solutions for supersonic ramjet[J].AIAA 1993-2483,1993.

[7] 邵明玉,王志剛,陳鳳明.復合調節(jié)固沖發(fā)動機性能分析[J].固體火箭技術,2015,38(4):481-486.

[8] 梁俊龍,吳寶元,李斌.幾何結構可調的亞燃沖壓發(fā)動機性能研究[J].火箭推進,2010,36(2):1-4.

[9] 黃河峽,譚慧俊,周唯陽,等.一種帶中心體的TBCC可調噴管的設計與仿真[J].南京航空航天大學學報,2013,45(5):658-664.

[10] KUCHAR A P.Variable convergent-divergent exhaust nozzle aerodynamics[J].AIAA 1989 299-336,1989.

[11] ALFORD J S,TAYLOR R P.Aerodynamic stability considerations of high-pressure ratio,variable-geometry jet nozzles[J].AIAA 64-247,1964.

[12] CAPONE F,SMERECZNIAK P,SPETNAGEL D.Comparative investigation of multiplane thrust vectoring nozzles[J].AIAA 92-3263,1992.

[13] JOHN S O,ROSS H,MICHAEL D.Ferguson.Initial flight test evaluation of the F-15 ACTIVE axisymmetric vectoring nozzle performance[J].AIAA 1998-3871,1998.

[14] DOANE P,BURSEY R,SCHKOLNIC G.F-15 ACTIVE:a flexible propulsion integration test bed[R].AIAA 94-3360,1994.

[15] MISHLER R,WILKINSON T.Emerging airframe/propulsion integration technologies at general electric[J].AIAA 92-3335,1992.

[16] JIMENEZ A.Thrust vectoring for advance fighter aircraft,propulsion package development[J].AIAA 2001-3991.2001.

[17] MACE J,SMERECZNIAK P,KREKELER G.Advanced thrust vectoring nozzles for supercruise fighter aircraft[J].AlAA 89-2816,1989.

[18] 李曉明,伏宇.軸對稱矢量噴管機構優(yōu)化設計[J].燃氣渦輪試驗與研究,2006,19(3):1-5.

[19] KAUSER F B.An overview of gas turbine propulsion technology[J].AIAA 94-2828,1994.

[20] RUSBARSKY G.F-15 STOL and maneuver technology demonstrator flight test progress report[J].AIAA 90-1269,1990.

[21] CLOUHG B.Short take-off and landing maneuver technology demonstrator(S/MTD) lessons learned:integrated light propulsion control[J].AIAA 90-3307,1990.

[22] DANIEL L C,MARY L M.Experimental investigation of spherical-convergent-flap thrust-vectoring two-dimensional plug nozzles[J].AlAA 93-2431,1993.

[23] HAWKES T M.IHPTET exhaust nozzle technology demonstrator[J].AIAA 93-2569,1993.

[24] 龔正真.航空發(fā)動機推力矢量噴管研究[C].中國航空學會21世紀航空動力發(fā)展研討會論文集.北京:中國航空學會,2000:251-257.

[25] G.P.薩頓,O.比布拉茲.火箭發(fā)動機基礎[M].洪鑫,張寶炯,譯.北京:科學出版社,2003.

[26] KAZUHIDE M,HIROYUKI K,HIROMU S.Conception design of flight demonstrator vehicles for the ATREX engine[J].AIAA 2003-7028,2003.

[27] TAGUCHI H,FUTAMURA H,SHIMODAIRA K.Design study on hypersonic engine components for TBCC space planes[J].AIAA 2003-7006,2003.

[28] LEDERER R.Testing the actively cooled,fully variable hypersonic demonstrator nozzle[J].AIAA 96-4550,1996.

[29] SUETIN A G,KARTSW B V.Fundmentals of appearance formation and design solutions for supersonic ramjet[J].AIAA 93-2483,1993.

[30] 龐越華,班大偉.耦合場下固體火箭發(fā)動機噴管的動力學分析[J].機械工程師,2013(10)：77-80.

[31] 劉斌.一種新型可調喉徑噴管的結構設計與分析[J].固體火箭技術,2012,35(1):53-56.