【技术实现步骤摘要】
一种非对称类梯形喷管喉道设计方法
本专利技术涉及航空
，特别是涉及一种非对称类梯形喷管喉道设计方法。
技术介绍
非对称梯形喷管喉道处在喷管音速剖面上，在很大程度上决定着喷管的流量和流通能力，是喷管设计的最关键剖面。现有非对称喷管喉道的设计方法主要是基于发动机轴对称喷管的面积，采用直线边加四角三次样条曲线勾画非对称喷管喉道形状，求解该形状面积时采用网格积分法，计算繁琐且精度低，这种设计方法会导致出现以下难以克服的缺陷：1、非对称梯形喷管喉道面积采用轴对称喷管喉道面积会导致发动机与喷管流量不匹配，发动机各部件共同工作点向喘振方向漂移，喘振裕度下降幅度大，涡轮前温度升高，发动机寿命缩短，推力损失明显；2、非对称梯形喷管喉道采用直线加三次曲线勾画形状，导致形状初步确定后，根据面积精确小幅度调整四角时非常繁琐且困难；3、非对称梯形喷管喉道面积求解采用三角型网格积分法求解，计算精确度低，过程繁琐。因此，需要有一种设计方案来克服或至少减轻现有设计方法的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
【技术保护点】
1.一种非对称梯形喷管喉道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：所述短舱进气道中心线设计方法包括如下步骤：/n步骤一，把非对称梯形喉道中心定为坐标原点，横截面XY平面定为设计面，根据非对称梯形喷管喉道处总压恢复系数、该非对称梯形喷管匹配发动机的原装喷管喉道处总压恢复系数和喉道面积，确定该非对称梯形喷管的喉道面积；/n步骤二，以步骤一中确定的喉道中心在XY平面内作直角倒梯形并用二次曲线进行四角修型，初步确定喉道的形状，喉道的多个边与直角倒梯形的内边相切，相切点为非对称类梯形喷管喉道的各顶点；/n步骤三，根据非对称喷管在喉道处分布的宽高比、喉道直角梯形斜边倾角，再根据步骤一确定的...
【技术特征摘要】
1.一种非对称梯形喷管喉道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：所述短舱进气道中心线设计方法包括如下步骤：
步骤一，把非对称梯形喉道中心定为坐标原点，横截面XY平面定为设计面，根据非对称梯形喷管喉道处总压恢复系数、该非对称梯形喷管匹配发动机的原装喷管喉道处总压恢复系数和喉道面积，确定该非对称梯形喷管的喉道面积；
步骤二，以步骤一中确定的喉道中心在XY平面内作直角倒梯形并用二次曲线进行四角修型，初步确定喉道的形状，喉道的多个边与直角倒梯形的内边相切，相切点为非对称类梯形喷管喉道的各顶点；
步骤三，根据非对称喷管在喉道处分布的宽高比、喉道直角梯形斜边倾角，再根据步骤一确定的喉道面积，初步求解直角倒梯形高和上下底边长度；
步骤四，以步骤三确定的直角倒梯形高、上下底边长度为基准，调整步骤二的喉道形状大小，采用面积分区求解，计算各顶点到喉道中心形成的多个三角形的面积之和，再计算相邻顶点间的弓形面积；该弓形面积采用二次曲线控制因子f值的高阶表达式，调整f值参数直到满足喉道面积、宽高比约束。
2.根据权利要求1所述的一种非对称梯形喷管喉道设计方法，其特征在于，所述的步骤一中的梯形喉道中心坐标为Q(0,0)，是横截面XY平面的坐标原点，X轴以“向右”为正方向，Y轴“向上”为正方向。
3.根据权利要求1所述的一种非对称梯形喷管喉道设计方法，其特征在于，所述的所述的步骤一中，非对称梯形喷管的喉道面积的计算方式为：
q(Math).σth·Ath＝σ0·A0；
其中，σth——非对称类梯形喷管喉道处总压恢复系数；
σ0——发动机原装喷管喉道处总压恢复系数；
A0——发动机原装喷管喉道面积；
Ath——非对称类梯形喷管喉道面积；
q(Math)——非对称类梯形喷管喉道处流量函数；
Math——非对称类梯形喷管喉道处马赫数。
4.根据权利要求1所述的一种非对称梯形喷管喉道设计方法，其特征在于，所述的步骤三中，直角倒梯形高和上下底边长度的计算方式为：
l1＝hth·λth-hth·tan(αth)/...
【专利技术属性】
技术研发人员：卫永斌，王立波，艾梦琪，王利敏，段卓毅，王家启，冯海勇，杨成凤，张辉，刘庭申，王超，冯玉桦，任江涛，孔德英，商立英，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61
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