矢量推力喷管技术的发展研究
外流对轴对称喷管的矢量特性的影响
⑥
２ １ ＳｉＴ ｃ． ｎ ｒ． ０ ｃ ｅｈ Ｅ ｇｇ １ ．
外 流 对 轴 对 称 喷 管 的 矢 量 特 性 的 影 响
于芳芳 邓 小 宝 马 争胜
（ 国 飞行 试 验 研 究 院发 动 机 所 ， 安 ７０ ８ ） 中 西 １０ ９
摘
要
采 用 有 限 体 积 法 ， 解 三维 Ｎ Ｓ方程 ， 轴 对 称 矢 量 喷 管 内外 湍 流 流 场 进 行 了数 值 模 拟 。 分 析 了不 同 外 流 速 度 及 不 求 — 对
进
图 １ 轴 对 称 矢 量 喷 管 示 意 图
１ 矢量喷管模型简介及计算方法
１ １ 计算 模型 ．
本文 所研 究 的 是 扩 散 段 偏 转 的轴 对 称 矢 量 喷
２１ ０ １年 ７月 ２ １日收 到
压力 出口 条件
第一作者简介 ： 于芳芳（ ９ ０ ） 女 ， １８ 一 ， 山西 阳泉人 ， 工程师 ， 士 ， 硕 研
＝
０ 喷管进 口总温 ｒ ＝１９０ Ｋ， 管偏 转角 ｄ ｇ为 、 ｏ ６ 喷 ｅ
ｌ 。压 比 Ｎ Ｒ取 １５ ２ ５ ４ ７ 外流 马赫 数 Ｍａ分别 ５， Ｐ ． ，． ， ， ， 取 ０ ０４ ０ ７０ ９ １２ １４ １８ 状态 点共 计 ２ 个 。 ，． 、． 、． 、． 、． 、． ， ８
喷 管偏转 １ 。 ５ 时的计算 网格及 外流域 网格 。
＠
图 ３ 轴 对 称 矢 量 喷管 计 算 网 格
图４ 外流域计算网格
１３ 控 制方程 与计算 方法 ．
本文 采用整 区的计 算 方 法 ， 控制 方 程 为 三维
可压 流动 守 恒形 式 的 Ｎ ｖ ｒ ｔ ｅ 方 程 ， ａｉ — ｏ ｓ ｅＳｋ 在笛 卡儿
基于机电伺服技术的固体火箭发动机球窝喷管限位技术研究
基于机电伺服技术的固体火箭发动机球窝喷管限位技术研究作者：史晨虹陈晨徐志书杨金鹏潘龙来源：《机电信息》2020年第03期摘要：對采用机电伺服技术作为执行机构的固体火箭发动机球窝喷管的控制特性进行了研究，针对球窝喷管的技术特点，分析了球窝喷管的不同限位措施及其对系统整体特性的影响。
关键词：球窝喷管;机电伺服;推力矢量控制;限位0 引言球窝喷管作为当前应用广泛的先进矢量喷管之一（注：其他典型矢量控制技术包括柔性喷管及珠承喷管等），具有重量轻、结构简单、寿命长、可检测，环境适应性强（贮存、运输、冲击、振动、宽温度条件使用），轴向位移、摆心偏移小，利于精确控制，可逐台进行冷态高压性能检测，易于实现实物冷态仿真等优点[1]。
由于球窝喷管自身不具备零位附近锁定限位的能力，因此必须在系统设计中采取相应的措施，以实现喷管在运输等环节的零位附近锁定限位，避免发生喷管活动体因受重力影响，扩张段自然下垂造成的结构碰撞。
本文综合研究了采用机电伺服系统作为推力矢量控制执行机构的球窝喷管的不同零位限位措施的技术特点，分析了采用不同限位措施对系统整体特性的影响。
1 系统组成固体运载火箭推力矢量控制通常采用单喷管设计方案实现火箭的俯仰、偏航姿态控制，辅以栅格舵、全动舵或其他控制装置实现火箭的滚转姿态控制。
随着控制技术的不断进步，系统产品逐渐向紧凑型、集成化方向发展，基于机电伺服技术的球窝喷管推力矢量控制系统包括一套固体火箭发动机球窝喷管、两台机电作动器、一台伺服控制驱动器、一台伺服动力电源和一套伺服电缆网。
系统连接关系如图1所示。
2 球窝喷管的技术特点2.1 球窝喷管的结构组成与力矩特性球窝喷管是一种机械式全轴摆动的固体发动机喷管，包含固定体、活动体和球窝接头三个主要部分。
固定体采用金属法兰盘与发动机后封头相连接;活动体以互成90°的两个下支耳与伺服作动器相连接，在伺服作动器的作用下，依靠球窝接头阴、阳球面之间的滑动摩擦实现全轴摆动。
一种冲压发动机推力矢量设计方案研究
Ｉ ｖ ｓ ｇ ｔ ｎ ｏ ｈ ｕ ｔ ｅｔｒｄ ｓ ｎｓｈ ｍｅｏ ａ ｅ ｎ ｅｔ ａｉ ｎａ ｔｒ ｓ ｖ ｃｏ ｅｉ ｃ ｅ ｆ ｍｊｔ ｉ ｏ ｇ ｒ
Ｕ —ｏ ｇ Ｚｅ ｙ ｎ
（ｎｔｕｅｏ ｅ ｓａｅａｄＭ ｔ ａ Ｅ ｇ ｅｒ ｇ Ｎ ｔｎ ｎｖｒｉ ｆ ｅ ｎｅＴ ｃｎｌｇ ， ｈｎ ｓａ ４０ ７ ，ｈｎ ） Ｉｓｔｔ ｆ ｒ ｐｃ ｎ ａｅ ｌ ｎｉ ｅ ｎ ，ａｉ ａ Ｕ ｉ ｓｙｏ Ｄ ｆ ｃ ｅｈｏｏｙ Ｃ ａｇｈ １０ ３ Ｃ ｉ ） ｉ Ａ ｏ ｉ ｒ ｎ ｉ ｏｌ ｅ ｔ ｅ ａ
矢 量技术 开展 了广泛 的研 究 工 作 Ｊ 。导 弹上 使 用 的 参考 依据 。
推力矢量实现方式之一是通过绕流结构如扰流片或燃 气舵等偏转 ， 使喷管推力偏心而产生推力矢量 。这种 ２ 方案设计
矩形射流矢量喷管数值模拟研究
（ ｎｉｅｒ ｇＣ ｌ ｇ 。 ｉ Ｆ ｒｅＥ ｇｎｅｉｇＵ ｉ ｒ ｔ， ｉｎ７ ０ ３ ， ｈｎ ） Ｅ ｇ ｅ ｎ ｏ ｅｅ Ａ ｒ ｏｃ ｎ ｉｅｒ ｎｖ ｓ ｙ Ｘ ｈ １０ ８ Ｃ ｉａ ｎ ｉ ｌ ｎ ｅｉ
Ａ ｓ ａｔ Ａｒｃ ｎｕａ ｔ ｅｔ ｏｚ ａ ｅｇ ｅ ａｅ ｎｔ ｏ ｆ Ｍ ａａｔｉｉ ．Ｔｅ ｓ ｍ ｔ ｎ蜘 ｐｅ ｂ ｔ ｃ： ｔ ｇｌｒｅ ｖ ｏ ｎｚｅ ｓ ｓ ｎｄｂ ｄｏ ｅ ｗ ￣ ｃ ｒｃ ｒ ｔｓ ｈ ｓ ｐｉ ∞ ｒ － ｒ ｅａ ｊ ｃ ｒ ｌｗ ｄ ｉ ｓ ｈｆ ｌ ｈ ｅｓｃ ａｕ ｏ ｓ
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第３ ４卷第 １ 期 ｉ ｒ ｅ ｇｎｅ
Ｖｏ ． １ ３４ Ｎｏ． １ Ｍ ａ ． ｏｏ ｒ２ ８
陆邦 祥 ， 学邈 ， 徐 周
敏
（ 军工程 大学 工 程学 院 ， 空 西安 ７０ ３ ） １０ ８
摘要： 根据 流场特性设 计了 １个矩形射流矢量喷管。提 出了在 喷管 内加入射流 ， 促使 喷管主流速度增 高、 和形 成 出口矢量角 的设想 ； 用 Ｆ Ｕ Ｎ 采 Ｌ Ｅ Ｔ流体计算软 件， 对射 流矢量 喷管 内的二 维内流场进行 了模 拟 ， 析 了喷 分
管 出口位置对射流矢量喷管 内流场 、 推力、 出口气流方 向和总压损 失等气动参数 的影响 ， 并分析 了其在 不对 称射流情况下 ， 对喷管射流位置 与气流方 向、 推力和总压损失等气动参数的影响 ， 确定 了第 ２道射流 的位置。
轴对称推力矢量喷管的静态内部性能分析
的条件下根据 一维管 流计 算给定 。
２ 性 能 参 数计 算
对 喷 管进 行 性 能 预测 时 采 用 的喷 管 实 例 是
作 者 简介 卢
燕 （ ９ ５ ） 女 ，博 士 ，西北 工 业大 学航 空动 力与热 力工 程系 ，主要 从事 推进 系统 的控 制与 仿 真 ，控 制系统 数学 模 型 的 １７ 一
处 理 不 仅 会 影 响 模 拟 的 精 度 ， 而 且 关 系 到 求 解 过
采 用 轴 对 称 结 构 来 驱 动 。 同 时 轴 对 称 推 力 矢 量 喷 管 的 一 个 最 重 要 的 优 点 在 于 把 它 安 装 在 目前 的 飞
机 上 只 需 要 进 行 很 小 的 改 装 。 这 从 工 程 观 点 来 看 尤 为 重 要 ，它 大大 地 增 加 了可 能 的用 户 数 量 。
关 键词
轴对 称 ；矢 量 喷管 ；有 限体 积 法 ；性 能参 数
新 一代 战 机 的 任 务 要 求 将 是 一 种 多 用 途 的运 输 工 具 ，能 够 进 行 超 音 速 巡 航 、短 距 离 起 飞 着 陆 和在 高 迎 角 下 的机 动 性 。 研 究 表 明 ，在 高 迎 角 下
方 案 允 许 采 用 同步 器 锁 止 环 和 作 动 筒 及 附 在 喷 管 喉部 的 万 向接 头 来 偏 转 扩 张调 节 片 。
这 种 类 型 的 喷 管 已 在 １９ ９ １年 由 Ｃ ｒｏ … 和 ａｓｎ １９ ９ ３年 由 Ｗｉｇ 进 行 了试 验 研 究 。 ｎ
收 稿 日期 ２ ０ ０ １—１ １—２ ８
得 到 ，对 称 面 上 的 值 满 足 对 称 性 条 件 。 同 时 ，矢
量 喷 管 内 流 场 的初 始 值 是 在 假 定 内流 为 等 熵 绝 热
轴对称矢量喷管应急复位液压系统的设计研究
［ ． Ｍ］北京 ： 机械工业 出版社 ，０ ３ ２０ ．
维普资讯
１ ２
向［。 ２。
液压 与气动
２０ ０ ７年第 ４期
护油路 Ａ １２ 和应 急 控 制 系统 组 成 。如 图 １中 的 ２ ９（） 个 虚线 框 所 示 ， 主油 路 Ａ １ １ 由电液 伺 服 阀 １ 作 动 ９ （） 、 筒 ３和 ２个 协调 活 门 ２以及 进 、 回油 管路 构成 ； 应急液 压 回路 Ａ １２ 由伺 服滑 阀 ７单 向阀 ４ 蓄能器 ５应急 ９（） 、 、 、 活 门 ６ 调 速 阀 ９ 液 压锁 ８ 及 作 动 筒 ３构 成 ； 服 滑 、 、 、 伺
控 制 。 文 中简要 阐述 了 系统 的组 成 、 工作原 理 和特 点 。
关键词 ： 轴对称矢量喷管 ； 应急位 ； 液压 系统 中图分 类 号 ： Ｈ１７ 文献标 识 码 ： 文章编 号 ：００４５ （０７０ —０ １０ Ｔ ３ Ｂ １０ —８ ８２ ０ ）４０ １—３
ｌ 前言
轴对称矢量 喷管一般采用 ３ 个周 向等角度置于机匣外 壁上的矢量液压作动筒来平移和斜动矢量环， 矢量环 通过机械连接机构使扩散调节片相对于喷管的纵 向中 心线对称或非对称地定位 ， 以此来 实现俯仰和偏航矢 量或获得不 同的喷管出 口面积 ： ３ 当 个作动筒 同步前 后平移时， 则使 Ａ ９面积大小发生改变 ， Ａ 而 ９作动筒 非 同步地移动时， 则使矢量环产生斜动， 矢量环的倾斜 角度和倾斜方 向分别确定 了喷管 的矢量角 和矢量方
收稿 日期 ：０ ６０ －２ ２ ０ ．９ １ 作 者简介 ： 段渝 波 （ ９ ） 男 ， １７ ， 云南 昆 明人 ， 高级 讲 师 ， 硕 士， 主要从 事机 电液一体化技术方 面的教学和研究工作。
流体推力矢量技术研究综述
流体推力矢量技术研究综述肖中云;江雄;牟斌;陈作斌【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2017(031)004【摘要】流体推力矢量技术不采用机械偏转,以流动控制方式实现推力转向,有望成为一种更加高效的推力矢量控制方法.目前实现流体推力矢量的主要方法有激波矢量法、双喉道方法、逆流控制方法和同向流方法等,对以上方法选择具有共性的计算与试验数据,对喷管的推力矢量效率、推力损失和流量系数进行了对比分析.结果表明激波矢量方法、双喉道方法和逆流方法能够在大落压比范围内(NPR=1.89~10)实现推力矢量控制,并且具有俯仰/偏航耦合甚至多轴控制的潜力.相比激波矢量法和逆流方法,双喉道和同向流方法在减少推力损失和提高矢量效率上占有优势,不足之处是双喉道方法对喉道进行控制限制了流量系数,而同向流方法的适用落压比范围受到严重限制.为寻求更加高效的矢量喷管技术,国内外相继发展了多种新概念流体推力矢量方法,对每种方法的控制原理、潜在优势和存在的问题挑战进行了探讨,新方法着眼于从喷流出口下游进行控制,对主流的干扰很小,值得深入研究,同时也为流体推力矢量的下一步研究方向提供了借鉴参考.【总页数】8页(P8-15)【作者】肖中云;江雄;牟斌;陈作斌【作者单位】中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所, 四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所, 四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所, 四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所, 四川绵阳 621000【正文语种】中文【中图分类】V211.3【相关文献】1.流体二次喷射推力矢量控制技术研究进展 [J], 赵康;张飞;吕江彦;刘元敏;汪海滨;李耿2.一种有前途的推力矢量技术——流体推力矢量控制喷管 [J], 靳宝林;郑永成3.水下海豚式打水技术的运动学与流体动力学研究综述 [J], 杨同新4.流体推力矢量技术验证机研制及飞行试验研究 [J], 曹永飞; 顾蕴松; 韩杰星5.流体推力矢量技术的应用验证研究进展 [J], 瞿丽霞; 李岩; 白香君因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
航空发动机尾喷管
航空发动机尾喷管中文名称：尾喷管英文名称：nozzle相关技术：传统的收敛/扩张喷管；新型矢量喷管；操纵机构设计分类：发动机；尾喷管；定义与概念：尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。
它是喷气发动机中使高压燃气（或空气）膨胀加速并以高速排出发动机的部件。
国外概况：为了获得大的推力，排气必须具有很高的动能，这意味着具有很高的排气速度。
喷管前后的落压比控制膨胀过程。
当出口压力等于外界压力时，对于给定的发动机来说，就获得了最大得的推力。
尾喷管的功能可以概括如下：·以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度；·使出口压力尽可能接近外界大气压力；·允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作，这就需要采用可调面积喷管；·如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合；·如果需要，可使推力反向和/或转向；·如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。
各种不同类型的尾喷管归结为两大类：一类为固定喷管，包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管；另一类为可调面积喷管，包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。
尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。
对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。
在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的变化，供发动机性能计算用。
在气动载荷研究方面，要估算作用在主喷管、副喷管调节和外鱼鳞片上的气动载荷，用于零件结构强度设计和作动系统设计。
在喷气发动机发展的初期，飞机大多是亚音速或低超音速的，此时一般采用固定的简单收敛喷管。
70年代，高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。
在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高，涡扇发动机装备了加力燃烧室，喷管落压比增大，研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。
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矢量推力喷管技术的发展研究
摘要：本文简要介绍了矢量推力喷管技术的基本知识，介绍了国内外矢量推力
喷管发展情况，分析了未来的发展趋势，说明了矢量推力喷管技术研究的重要性。
关键词：矢量推力喷管二元喷管发展
1绪论
飞机推力矢量控制技术赋予了战斗机前所未有的机动性和敏捷性，大大提高
了作战效能和生存能力，而推力矢量喷管是实现推力矢量控制的核心部件，推力
矢量喷管的优劣已成为衡量发动机技术水平的重要标志。
2 矢量推力技术简介
2.1 矢量喷管定义及分类
矢量喷管又称推力转向喷管，是一种可以改变排气方向的喷管，它除了能产
生飞机前进的推力外，还能产生用于飞行控制的俯仰、偏航和横滚力矩的推力矢量，其有效矢量角一般不大于20°。
矢量喷管按功能可分为单轴矢量喷管和多轴矢量喷管。
单轴矢量喷管只能提
供俯仰推力矢量，多轴矢量喷管可提供俯仰、偏航、横滚及反推力等两种以上的
推力矢量；按横截面形状可分为轴对称矢量喷管和非轴对称矢量喷管；按气流偏
转部位可费为内流偏转形式和外流偏转形式；还有一种从90年代开始研究的射
流控制矢量喷管。
目前已进入工程研究阶段或投入使用的矢量喷管主要有四种技术方案，即二
元收-扩矢量喷管、轴对称矢量喷管、球面收敛段矢量喷管和燃气舵。
2.1 矢量喷管应用优势
矢量喷管的优势具体表现在:提高飞机的机动性和敏捷性,甚至过失速状态的
机动能力，可迅速改变机头方向,对敌机进行射击,可作高速转弯,在空战中占据有
利位置; 缩短起飞和着陆滑跑距离；减少飞机的气动舵面,减小尾翼,甚至成为无尾
飞机,从而减少阻力,减轻重量;减少红外辐射,增加隐身能力;增加了短距起落能力;
提高了生存能力和战斗能力。
3 矢量推力技术的发展
3.1 美国推力矢量喷管的发展
3. 1.1 P&W公司轴对称推力矢量喷管的发展
P&W公司的轴对称矢量喷管为俯仰/偏航平衡梁喷管(P/Y BBN),是从F100发
动机的喷管改进而来的。
它保持了平衡梁的优点,因而是一个能提供最佳外形和性
能的重量轻的收敛扩散喷管。
P/YBBN通过平衡空气载荷以及在扩散段、收敛段和平衡密封段上采用比强高的材料,使重量较轻。
利用冷却空气降低收敛和平衡调节片、收敛同步环和静态结构等喷管各部件的工作温度,从而可以采用低密度材料。
收敛作动系统控制喉道面积(A8)和发动机匹配,以使发动机的压比和推力达到最佳。
平衡梁方案的革新设计使得A8位置所需的作动力减至最小。
推力矢量是通过一
个同步环、一个扩散作动系统和一个后部固定结构件来对扩散调节片进行多向控
制来实现的。
3. 1.2 P&W公司第二代二元推力矢量喷管的发展
80年代中期P&W公司又设计了具有俯仰、偏航、反推力能力的二元喷管,即
球形收敛调节片喷管(SCFN)。
SCFN的出口是矩形,铰接部位是球形的,外部几何形
状很特别。
SCFN可装在万向接头上,用球形连接方式实现俯仰和偏航±20°。
为了
避免热燃气从连接处泄漏,采用了刷式密封。
SCFN俯仰推力矢量是通过控制作垂直运动的调节片(偏转扩散调节片)来实现的。
偏航推力矢量是通过整个喷管后段绕反推力喷管后部的支点转动来实现的;反推力是通过收拢收敛调节片,打开发动机喷管前端沿周向等距分布的4个前倾45°的排气口来实现的。
垂直起落模态是将排气引人集气管产生垂直推力。
3.1.3 GE公司轴对称推力矢量喷管的发展
GE公司开展推力矢量技术的研究已有近30年的历史。
80年代中期在Fl0l发动机喷管的基础上利用以前积累的矢量喷管方面的经验研制了轴对称推力矢量喷管(AVEN)。
AVEN由3个A9/转向调节作动筒、4个A8/喉道面积调节作动筒、3个调节环支承机构、喷管控制阀以及一组位于调节片之间的涂有耐热涂层的扩散密封片等构成。
3.2 俄罗斯推力矢量喷管的发展
1980年左右,前苏联开始推力矢量技术的研究。
1985年留里卡设计局设计了一个平板式二元矢量喷管,并在Cy-27原型机上进行试验,接着又设计了一个轴对称矢量喷管。
1989年,留里卡将飞行试验型的二元矢量喷管装在Cy-27·UB-PS的左发上,轴对称矢量喷管装在Cy-27LMK2405的右发上，分别进行了首次飞行。
在二元矢量喷管试验中获得了一些有价值的经验,但是留里卡发现轴对称矢量喷管更有前途,因而集中研制轴对称矢量喷管。
3.3 欧洲国家推力矢量喷管的发展
欧洲国家也在积极开展推力矢量喷管的研制工作。
1991年,EJ200发动机喷管的研制者西班牙涡轮发动机工业公司开始研究推力矢量喷管技术,1994年启动了一个多轴推力矢量喷管计划,1996年完成了一个全方位轴对称推力矢量喷管的详细设计。
1997年,在巴黎航展上首次展出该喷管的全尺寸模型。
法国SNECMA公司90年代初,公布了一个新颖的喷管方案。
该装置基本上是一个由凸轮和平衡杆传动的双调节片系统。
作动筒操纵平衡杆,平衡杆借助两个凸轮(位于喷管的上部和下部)控制调节片方向。
喷管模型重150kg,正方形截面边长为lm,俯仰矢量角为15°~20°。
另外,欧洲国家还与美国进行关于合作研究将来的推力矢量技术的洽商,其内容包括欧共体(德、英、瑞典)参加美国的超音速无尾翼飞机研究计划。
该计划是开发用推力矢量技术减小巡航阻力,延长航程,增加有效载荷以及提高飞机机动性的潜力,直到最终生产无尾翼飞机。
3. 4 我国矢量喷管技术的发展
我国矢量喷管研究工作始于上个世纪 80 年代，“七五”期间结合某“进发匹配课题”开展了矢量喷管地面试验，“八五”期间进行了矢量推力对战斗机性能影响分析和吹风试验工作。
目前国内围绕航空发动机矢量喷管已开展了大量的研究与试验工作，取得了一批有价值的研究成果。
4 矢量推力技术发展趋势
机械调节式推力矢量喷管的复杂作动部件导致其成本和重量的增加。
而采用气流调节式推力矢量喷管可以大大降低喷管的成本和重量，且系统的可靠性、可维修性和使用寿命都将得到极大的改善。
气流调节式推力矢量技术是通过二次流抽吸或注入使气流与气流之间相互作用，迫使尾喷气流偏转来实现矢量推力。
气流调节式推力矢量喷管产生推力矢量主要有以下三种方式：（1）气流注入。
在喷管扩散段管壁上开缝，不对称注入二次流，在喷管内产生斜激波，迫使主流偏转，从而产生推力矢量。
（2）反流控制。
在原有喷管的外面加一层外套喷管，
把外套喷管与原有喷管之间的空间隔成上下左右几部分，需要对喷管主流进行控
制时，使用一台泵来抽吸其中的一部分空间，在外套管内产生逆向二次流。
逆向
二次流的存在使原喷管出口的压力分布不均（逆向二次流处的压力降低，主流向
二次流方向偏转），从而达到矢量控制的目的。
（3）主动控制。
在主喷管出口
位置整合一个零流量作动装置。
这种装置有一个空腔，在空腔中有一层薄膜。
通
过对薄膜施加一定频率的作动使周围的气流失稳，产生强烈的涡和卷入，形成一
个较大的低压区，使主流产生偏转，从而产生推力矢量。
5 结论
推力矢量喷管技术对提高军用飞机的综合性能至关重要，同时军用飞机隐身
技术是当今世界各国重点发展的军事航空技术,在未来战争中占有重要的战略地位。
国内外对此日益重视。
国外为此作了大量的实验研究，设计生产了各种形式的矢
量喷管，取得了长足的进步。
借助于国外的先进经验，在现有技术的基础上，发
展先进实用的推力矢量喷管技术成为我们当前的紧迫任务。