鹞式战斗机垂直起降的秘密，涡喷发动机尾喷管都有哪些玄机？

文/陈光

尾喷管又叫排气喷管，简称喷管。其主要作用是将由涡轮流出的、仍有一定能量（势能、热能）的燃气膨胀加速，以较大的速度（一般为550～600米/秒）排出发动机，用以产生推力。

(1) 尾喷管的类型

图4-33、尾喷管

尾喷管的分类方法很多，按其流道型面可分为简单收敛型与收敛-扩散型(图4-33)；

按其出口面积是否可调分为固定喷管和可调喷管；按其流道横截面形状，可分为轴对称型和非轴对称型；按推力方向，可分为常规推力型、转向型、反推力型和推力矢量型；按排气组织可分为引射喷管、分流喷管和整体喷管；按隐身功能又可分为隐身型和非隐身型等。

(2) 收敛型喷管

流道面积沿流向逐渐缩小的喷管。燃气在喷管中膨胀加速，出口处的流速最大只能达到当地声速(即M=1.0)。

这种喷管结构简单、重量轻、工作可靠、调节方便。喷口面积有可调和不可调节两种，常应用于亚声速飞机、短时间超声速和低超声速飞机。

喷口面积可调的收敛型喷管常用在带加力燃烧室的军用飞机上，不加力工况时出口面积最小，开加力时出口面积要增大60%-150%，以满足接通加力和不同加力比工况下发动机稳定工作的需要。

(3) 收敛-扩散型喷管

流道面积沿流向先收敛、后扩张的喷管，又称为拉瓦尔喷管或超声速喷管。

在这种喷管中，由收敛形转为扩散形处的流通面积最小，称为“喉道”，燃气流到喉道时，流速达到当地声速，再流过扩散形通道时，流速超过当地声速，当燃气流出喷口时，燃气的压强基本与发动机周围空气的压强相等，即燃气在尾喷管中作到了完全膨胀，排气速度可以大于当地的声速。

图4-34、典型的收敛-扩散喷

超声速飞机用的带加力燃烧室的燃气涡轮发动机，一般都要采用收敛-扩散型喷管，其喉道和出口面积一定是可调节的，以适应发动机工作状态的变化，并使燃气在喷管中完全膨胀或接近完全膨胀。图4-34为典型的带加力发动机的收敛-扩散喷管。

在发动机主机工况不变的条件下接通加力时，加力燃烧室中一下子多烧了大量燃油，发出大量的热。

气体受热膨胀，容积加大，原有的喷口就阻碍了燃气向后的流动，亦即堵塞了燃气向后的流动，这时燃气就有向发动机前部倒流的趋势，顶住从前向后流动的气流，这不但影响发动机前面各部件的正常工作，而且会造成涡轮超温、加力燃烧室不能正常工作等。

因此，在带加力燃烧室的发动机中，尾喷管喷口面积一定要作成可以调节的，不开加力时，喷口面积最小，开全加力时，喷口面积开得最大；

另外，为保证在打开或关闭加力燃烧室时不会发生涡轮超温，在打开加力（即接通加力）时，得先加大喷口面积，然后再向加力燃烧室中供油；而在关闭加力（即切断加力）时，要先停止向加力燃烧室中的供油，然后再缩小喷口面积。

（4）反推力喷管

能使发动机排气向前折转、使推力反向的装置，通常又称为反推力装置。

反推力装置多用在旅客机发动机中，以缩短飞机降落时在跑道上的滑跑距离，起到辅助的刹车作用。其效果比阻力伞、着陆钩或阻力板要好，安全可靠，且不受风向和机场条件的限制。

图4-35、反推力装置示意图

反推力装置可分为两大类型：蚌壳型(又叫格栅式)和挡板型(又叫靶式)，如图4-35所示。

理论上，如能将喷口喷出的燃气流折转180°，这时产生的反推力大小应与发动机正常工作时的推力（称为“正推力”）相等，只是方向相反，但实际上这是做不到的。

通常，当需要反推力时，将挡板向后伸出挡在后面，使喷气流沿挡板折向前斜方流出，这种向前斜方流出的燃气可分解成一个向外的流速，一个沿发动机中心线向前的流速，这股向前流动的燃气流速产生了反推力。

由图可以看出喷气流不是180°折向前方的，因此产生的反推力绝不等于正推力的大小，一般:只为正推力的40%左右。

(5)转向喷管

喷口可向上、下转动90°或以上的喷管。它是矢量喷管中的一种特殊情况。

20世纪60年代国外发展了“垂直/短距起落”飞机，它的外形、水平飞行均与普通飞机一样，只是在起飞、着陆时像直升机一样能垂直地起飞、着陆。

要做到这一点，它的发动机必须在起飞、着陆时能产生比飞机重量还大的向上升力，正常飞行时又能产生向前的推力。

图4-36、鹞式战斗机

曾闻名于世的英国“鹞式”垂直/短距起落飞机（图4-36）采用了喷口可转向的“飞马”涡轮风扇发动机，在发动机风扇出口处的左、右两侧以及尾喷管左、右处各装有一个可向上、下转动（转动范围为95o~1100）的喷口（共4个）（图4-37）。

图4-37、 喷口可垂直转动的“飞马”发动机简图

前两个喷管排出外涵气流，后两个喷管排出内涵气流。当飞机起飞或着陆时，四个喷口均转向下方，气流向下喷出产生升力；当飞机作水平飞行时，四个喷口均转向后，气流向后喷出便产生向前的推力。

(6) 矢量喷管

它是一种能够改变排气方向，进行推力矢量控制的喷管。

20世纪90年代，为了实现第四代战斗机要求具有高的敏捷性与短距起飞着陆的能力，发展了能改变推力方向的“矢量喷管”。

实际上，矢量喷管就是利用改变由喷口喷出的燃气方向，即改变喷口轴线与发动机中心线间的夹角来实现推力方向改变的，其矢量角一般为00~200。

图4-38、工作中的二维矢量喷管

有一种只在垂直面中改变喷气流方向的矢量喷管，称为二维或二元矢量喷管，如图3-38所示。目前，可在360°范围内任意改变推力方向的轴对称矢量喷管是发展重点。

当飞机装上轴对称矢量喷管后，飞机向上、向下或左转、右转均可直接通过矢量喷管改变推力的方向来实现。因而，今后战斗机可以不要水平、垂直尾翼，成为“无尾翼战斗机”（图4-39）。

图4-39、采用矢量喷管后飞机可以不用尾翼而成为“无尾翼飞机”

当前，美国正在研制的第4代战斗机中，除前述的F/A-22外，还有联合攻击机JSF(已命名为F-35)。F-35有三种用于不同军种的型别，其中：常规起降(CTOL)型用于空军，舰载(CV)型用于海军航空兵，短距起飞/垂直降落(STOVL)型用于海军陆战队、海岸警备队。

F-35短距起飞／垂直降落型飞机釆用了升力风扇、带矢量喷管的加力式涡轮风扇发动机并用的组合动力装置，图4-40示出了该动力装置装在飞机中的简图。

在F-35飞机上，升力风扇垂直地装于座舱后的机身中，由主发动机风扇前伸的传动轴通过一对錐形齿轮及一套离合器驱动。

机身上、下设有可开关的窗口。当飞机起飞或着陆时，窗口打开，空气被風扇从上窗口吸入，经風扇加速后由下窗口高速喷出，在飞机起降时为机身前部提供举力；

正常飞行时，上下窗口关闭。由F/A-22所用的推重比为10的F119加力式涡轮风扇发动机衍生改进而成的主发动机F135（也称JSF119-611S）安装于飞机机身后部，其矢量喷管伸出机尾，飞机起飞着陆时，矢量喷口转向下方，为飞机后部提供举力。

(7) 排气噪声

涡轮喷气发动机工作时，尾喷管排出的高速气流，与周围的大气猛烈地撞击，产生紊流度极強的掺混，形成使人烦燥不安的噪声，这种噪声的频率很低，比频率较高的声音传播的距离要远。

早期以涡轮喷气发动机为动力的旅客机，为使旅客空中旅行舒适，同时也减少飞机对机场附近居民的噪声骚扰，常在发动机尾喷管出口处装有“消声器”。

图、F-35动力装置在飞机中的布局

但是，随着涡轮风扇发动机、高涵道比涡轮风扇发动机普遍成为旅客机的动力后，由于这种发动机尾喷管排出的燃气速度大大低于涡轮喷气发动机的排气速度，排气的噪声也大大降低了（一般，喷气流产生的噪声强度与排气速度的8次方成正比），因此现代旅客机上，在发动机尾喷管后均不装消声器。但仍需釆用降低风扇、涡轮等噪声的措施。

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