题目：喷管排气引射冷却及射流控制推力矢量技术研究

流体控制矢量喷管技术是矢量喷管技术重要的发展方向，可以大大简化喷管的结构、减轻重量、提高可靠性、降低成本，并且可以提高排气系统的隐身性能。流体控制矢量喷管可以实现推力矢量控制、喉道面积控制和膨胀比控制等传统机械调节矢量喷管的全部功能。国内外开展了大量的研究工作，但是这些研究工作多偏重于推力矢量技术的研究，对喉道面积控制和膨胀比控制的研究较少，对喉道面积控制、推力矢量控制和膨胀比控制的协调工作方法研究的更少。另外，随着流体控制矢量喷管技术逐渐进入实际应用阶段，出现了很多新的问题和挑战，例如：如何提高流体控制矢量喷管在大落压比条件下的推力矢量性能，如何将流体控制矢量喷管技术用于超音速飞机等。排气系统是飞行器最重要的红外辐射源。高温壁面冷却是降低喷管空腔红外辐射的主要措施之一。军用飞机排气系统的工作温度高、热负荷大、喷管壁面冷却的难度较大，尤其是扩张段壁面的冷却。另外，可用的冷却气很少，对冷却系统结构和重量也有严格要求，因此喷管冷却的难度很大。喷管超音段壁面排气引射冷却技术，利用主流的引射作用，将喷管内、外调节片之间的冷却气流引入喷管内部，在超音段壁面上形成冷却气膜以降低壁温。这种冷却可以明显降低喷管的壁温和红外辐射。本文利用ENSAAP程序，研究了喷管扩张段排气引射系统的性能，计算了设计和非设计条件下冷却空气流量以及对发动机性能的影响，为喷管扩张段排气引射冷却方案的选择和发展提供了基础。在此基础上，利用冷态和热态试验，对多种喷管超音段壁面排气引射冷却技术进行了研究。在喷管超音段壁面排气引射冷却技术研究中，设计了不加力单缝喷管、离散孔喷管、孔缝喷管和单缝－对流喷管等多种方案，进行了冷态和热态试验研究，获得了各喷管方案的推力性能、抽吸特性、壁温分布和红外辐射特性。最后，为喷管超音段壁面排气引射冷却红外抑制技术进一步研究和发展提供了候选方案。利用数值模拟方法，针对喉道面积和推力矢量控制及其协调工作方法、双喉道喷管内流特性和起动问题、落压比对流体控制矢量喷管性能的影响等进行了研究，以求能够解决流体控制矢量喷管走向实际应用所面临的一些问题。在喉道面积和推力矢量控制及其协调工作方法研究中，针对喉道偏移矢量喷管，进行了喉道面积控制方法研究、推力矢量控制方法研究、以及喉道面积控制与推力矢量控制协调工作方法研究。首先，通过研究喷管几何参数、喉道注气流量、喷管工作状态等对喷管流动状态、喉道面积控制效果、喷管推力性能等的影响，掌握了喉道面积控制的机理和方法，发现了形成开放的回流区可以调节喷管膨胀比、显著提高喷管的推力性能，为喷管膨胀比控制提供了新的方法。其次，通过喉道单侧注气和扩张段辅助注气对喷管流动和性能影响的研究，掌握了推力矢量控制的机理和方法。另外，将喉道辅助注气技术引入喉道偏移矢量喷管，在小注气流量条件下，显著改善了喉道面积控制和推力矢量控制的效果。在此基础上，研究了喉道面积控制和推力矢量控制协调工作方法。在双喉道喷管内流特性和起动问题研究中，针对用于超音速飞机的扩张型双喉道喷管，研究了喷管不起动的原因及其对喷管性能的影响，并提出了喉道注气、扩张段注气、多孔壁等多种解决喷管起动问题的方法，并对这些方法进行了深入的研究。其中，利用扩张段注气和多孔壁技术成功解决了喷管的起动问题，显著提高了双喉道喷管的性能。在落压比对流体控制矢量喷管性能的影响研究中，针对激波控制矢量喷管，研究了落压比对喷管流动和性能的影响。通过对壁面压力分布的分析，发现落压比增大时，除了注气口前方的激波位置后移使喷管壁面压差减小以外，注气口下游回流区相对压力降低也可以减小壁面压差，使喷管矢量角减小、推力矢量性能下降。通过将喷管推力分解为气流高速运动产生的推力和喷管出口与环境压差产生的推力等两部分，发现喷管的实际矢量角与气流偏转角不完全一致，落压比增大时，由于压差推力增大，喷管实际矢量角会低于气流偏转角，使喷管推力矢量性能下降。