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需求背景

下一代战斗机要求飞机具有4S的能力，即超隐身、超声速巡航、超机动以及超级信息优势；因此这对飞行器排气系统的要求也大大提高，即采用与后机身高度融合的的推力矢量排气系统成为必然选择。

流体推力矢量喷管以其结构简单、重量轻等优势成为了各国的研究热点。其中，喉道偏移式气动矢量喷管作为新兴的气动推力矢量喷管的一种，具有总体结构简单、矢量性能突出的特点，受到了越来越多的重视。传统的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道形式，具体结构有喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张收敛段(凹腔)、二喉道。喉道偏移式喷通过凹腔放大矢量角，有着优越的矢量性能，且推力系数高。

激波矢量喷管是在喷管扩张段注气，使得超声速气流受到扰动从而产生斜激波，斜激波导致流动分离，从而产生矢量。激波矢量法在矢量状态下推力损失较大，且在喷管轻微过膨胀状态下矢量角最大；而喉道偏移式气动矢量喷管的二喉道的存在限制了流体的管内膨胀加速，使得喉道偏移式喷管工作压比较低。且固定几何，无法调节流量，喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角随着喷管落压比的增大而减小。

需解决的主要技术难题

随着新一代战机对于宽范围工作，以及高效矢量推进的需要，这对排气系统提出了更高推力性能、矢量性能的要求。喷管需要在更大的落压比范围内工作，且保证推力损失较小、矢量角稳定高效。目前的机械矢量喷管存在机械结构复杂，推力损失大的问题；而固定几何的气动矢量喷管存在工作范围小，不能在全工作范围内提供稳定的矢量角。

期望实现的主要技术目标

通过不同位置的注气口，在喷管结构为双喉道时，在喉道处注气，使用喉道偏移的原理产生矢量；当喷管结构为收敛-扩张时，在扩张段注气，使用激波矢量的原理产生矢量，结合两者优势，通过改变喷管出口面积，实现喷管工作压比的匹配，与气动矢量原理的适配。保证全工作范围优秀可靠的矢量性能。

通过转轴转动，在低压比时采用双喉道的喷管构型，在高压比时采用收敛-扩张的喷管构型，保证全工作范围内的推力性能，和单纯的喉道偏移式气动矢量喷管相比，扩大其工作范围。

可调节喉道及出口面积，调节喷管流量，且可有效降低高速飞行时的后体阻力。

可用在其他喉道偏移式气动矢量喷管的改型中。

处理进度