第六節 噴管試驗
一、噴管的發展
"噴管功能的擴展
噴管是發動機的重要部件。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。另一功能是通過調節噴管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，改善發動機的啟動性能，及接通、切斷加力時能盡可能減少對發動機工作狀態的影響。
隨著航空技術的發展和空戰技術的變化，噴管功能已在擴展。例如：
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，從而減小氣動舵面的重力和阻力以及雷達散射面積，同時縮短飛機起飛和著陸的距離。
"通過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，從而提高飛機的生存能力。
噴管同推力矢量偏轉裝置、反推力裝置、紅外抑制裝置、噪聲抑制裝置及冷卻空氣系統相結合構成發動機的排氣系統。
航空發動機的噴管在很寬的壓降范圍內工作。在起飛條件下馬赫數就有 " %&的變化范圍。隨著飛行速度的增加，噴管內的損失對發動機的推力和耗油率影響更大。因為發動機的推力是噴管推力與進口沖量之差。因此，在一定的飛行狀態下，噴管推力比發動機推力大許多倍，這樣由噴管損失所引起的發動機推力的相對損失就比噴管推力的相對損失大許多倍。噴管中的損失是由摩擦、激波、出口流動不均勻及不平行所引起的。飛機的設計速度（噴管中的設計壓降）愈大，則在低速飛行時由于過度膨脹所引起的損失就愈大；而通過調節噴管出口截面以降低設計的膨脹比會導致外部阻力的顯著增加，即是發動機的有效推力損失增加。試驗表明，噴管效率下降 "’，發動機凈推力的下降都大于 "’，因此噴管設計應力求盡可能高的性能和可靠性。
(噴管類型噴管按其流道型面可分為收斂型、收斂 )擴張型；按推力方向又可分為常規推力型和推力轉向型。（"）收斂噴管
收斂噴管的流道面積沿流向逐漸縮小，其出口最大氣流速度為馬赫數 *+ ,"。收斂噴管結構簡單，且在噴管膨脹比為 " %-的范圍內具有較高的性能，因此被廣泛用于亞聲速飛機。
（(）收 )擴噴管
當噴管出口膨脹比大于 -時，采用收斂 )擴張噴管能使氣流盡可能達到完全膨脹，以獲得高的推力特性。超聲速軍用飛機多采用可調式軸對稱收斂 )擴張噴管，它由可動的魚鱗片組成噴管流道，由作動系統通過調節機構改變魚鱗片的開度，對喉道面積和出口面積
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第八篇 ;航空發動機試驗和測試
進行調節。其喉道面積由一套液壓作動系統調節，采用連桿機構。出口面積由一套氣動作
動筒系統及氣動定位方式共同確定。
（）引射噴管
引射噴管是一種超聲速噴管。主噴管中為燃氣流；與主噴管同軸的引射管中是從進氣道或飛機機身外引入的冷氣流。當主燃氣流排入引射管中時，冷流在其外表面形成環形“氣壁”，調節冷流和引射管尺寸可控制主燃氣流膨脹。可調式引射噴管通常采用機械調節
或氣動定位。
（"）矢量噴管
矢量噴管又稱推力轉向噴管，可以改變排氣方向，既能產生推力，又能產生用于飛行控
制的俯仰、偏航和橫滾力矩的推力矢量，其有效矢量角一般不大于 %。
矢量噴管按功能分為單軸矢量噴管和多軸矢量噴管。單軸矢量噴管只能提供俯仰推
力矢量，多軸矢量噴管可提供俯仰、偏航、橫滾和反推力等兩種以上的推力矢量。目前，已
投入使用或進入工程研究階段的有：二元收斂 &擴張矢量噴管、軸對稱矢量噴管、球面收斂
段矢量噴管和燃氣舵。下面主要介紹上述的前三種矢量噴管。
二元收斂 &擴張矢量噴管有兩種：一種具有推力轉向 ’反向功能，已裝于美國 ()*
+,-. ’ /,0技術驗證機并通過了驗證；另一種僅具有推力轉向功能，去掉了反推力機構、已
裝在 (—戰斗機上。兩塊收斂調節板的下游控制噴管喉道面積，其上游控制反推力出口
面積。兩塊擴張調節板同向偏轉可改變氣流方向，提供俯仰矢量推力；反向偏轉可改變出
口面積，控制氣流膨脹程度；兩套作動系統中一套用于調節喉道面積，另一套用于調節出口
面積和推力方向。
"軸對稱矢量噴管有美國 12公司研制的萬向接頭式矢量噴管和俄羅斯的蘇— 3戰斗
機配裝的球形轉接段矢量噴管。兩者都是在噴管與加力簡體之間增加一個噴管轉向機構，而
噴管基本結構不變。 12公司矢量噴管可在 4%全方位偏轉，實現推力矢量的俯仰、偏航及推
力，矢量角 % 5%。這種噴管主要包括若干收斂、擴散調節片、調節環、轉向調節作動筒、喉
道面積調節作動筒、調節環支承機構和擴散密封片等組成。
球面收斂段矢量噴管亦稱多功能二元噴管，它由噴管進氣段、上下球面收斂調節板、
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