一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法技术

本发明专利技术公开了一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法，所述椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的内流道包括依次连通的喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段、二喉道；通过将各段流通截面形状设计为椭圆形，改变了内流道流场结构，因此能够在提供全向矢量角、保证高效矢量推力性能的情况下，兼具较好的内外流掺混效果，有效提高了喷管红外隐身性能，从而解决了现代飞行器对强隐身性能和高机动性能的迫切需求；此外椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管独特的扁平外形更加适配一些如飞翼布局的特殊外形的飞行器，也能满足未来飞行器气动

【技术实现步骤摘要】
一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法


[0001]本专利技术涉及推力矢量喷管
，主要涉及一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法。

技术介绍

[0002]随着科学技术的发展和实际应用中的迫切需求，未来飞行器将越来越多地使用推力矢量航空发动机。传统的机械矢量喷管结构复杂，重量大，隐身性能差，且难以维护。因此，有必要开发一种结构简单、重量轻、隐身性能好的推力矢量喷管。
[0003]当下，流体推力矢量喷管逐渐以其结构简单、重量轻的特点成为各国的研究重点和研究热点，并将在不远的未来进入工程应用。其中，喉道偏移式气动矢量喷管是近年来兴起的一种新型流体推力矢量喷管，凭借结构简单，重量轻、矢量性能好等的特点，受到越来越多的青睐。常见的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道结构，以二喉道面积略微比一喉道面积大最为常见。其功能实现原理是，在一喉道处施加的扰动使得一喉道处气流的速度截面偏斜，进而扰动在二喉道前部扩张收敛段内放大，产生稳定的推力矢量。一般可以将喉道偏移式气动矢量喷管分为主动有源型和自适应无源型，其中主动有源型产生推力矢量气源的来源多为外置的压缩器、气瓶或者从航空发动机高压部件(多为压气机)中引气，其特点是推力矢量角随喷管工作落压比变化小，但对整台航空发动机来说推力损失较大；而自适应无源型则是通过设置自适应旁路通道将喷管入口位置的高压气流引至喷管的指定位置注入，自适应产生扰动并最终实现推力矢量，其克服了主动有源型的缺点，对航空发动机整机推力影响较小，矢量角也较为稳定。
[0004]未来高科技战争对飞行器的生存能力提出了更高的要求，因此低可探测性飞行器的发展和研究极具战略意义。现在军用战机对红外隐身性要求越来越高，而航空发动机排气系统是飞行器后向的主要红外辐射源，直接影响着飞行器的隐身性能。因此，喷管对飞行器的作用已经从为飞行器提供推力，发展为在保证推力的同时，通过控制排气系统的红外辐射特征信号，改善飞行器红外隐身能力，从而提高其生存力。二元出口喷管如矩形出口喷管其红外隐身能力优秀，但其只能提供俯仰方向的矢量角，难以实现飞行器灵活控制；而轴对称喷管虽然能提供全向矢量角，但是其红外隐身能力较差，且其圆形出口的外形不适合扁平机身，难以实现飞行器一体化设计。因此，需要发展一种矢量控制灵活、隐身能力优秀且易于机身一体化设计的喷管。

技术实现思路

[0005]专利技术目的：针对
技术介绍
中提出的问题，本专利技术基于轴对称喉道偏移式气动矢量喷管，通过将喷管截面形状改变成椭圆形，改变了喷管内部流场结构，加强了喷管出口气流的掺混效果，提高了喷管的隐身性能，此外矢量控制十分灵活，解决了现代飞行器对强隐身性能和高机动性能的迫切需求。
[0006]技术方案：为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案为：
[0007]一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法，包括如下步骤：
[0008]步骤S1、建立坐标系：设定沿喷管轴向为x轴，与x轴垂直且处于水平方向的为y轴，与x轴垂直且处于竖直方向的为z轴；
[0009]步骤S2、选定喉道偏移式气动矢量喷管基准型线，沿x轴旋转一圈，得到轴对称喷管，将该轴对称喷管作为设计的基准构型；所述轴对称喷管沿x轴依次包括喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段和二喉道；
[0010]步骤S3、保证内流道各截面的面积不变，将各截面沿y轴方向拉伸，沿z轴方向缩短，使喷管内流道截面形状由圆形转变为椭圆形；其中y轴方向被拉伸至原来的k倍，z轴方向被缩短为原来的1/k，喷管短长轴半径之比b/a＝1/(k^2)；其中k(k＞1)为形状因子,a、b分别为椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的长轴半径与短轴半径；
[0011]步骤S4、完善内流道各几何参数的优化修型，获得最终的椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管。
[0012]进一步地，所述步骤S3中，内流道截面设计选用以下任意一种：
[0013](1)、从最外侧喷管进口处将截面形状拉伸为椭圆形，即整个喷管内流道的流通截面均为椭圆形；
[0014](2)、内流道从一喉道前部收敛段某处开始将截面形状设置为椭圆形，即内流道中等直段的流通截面保持圆形，一喉道前部收敛段的流通截面由圆形过渡到椭圆形，从一喉道到二喉道的流通截面为椭圆形；
[0015](3)、内流道从二喉道前部扩张段某处开始将截面形状设置为椭圆形，即内流道中从喷管进口到一喉道的流通截面保持圆形，二喉道前部扩张段的流通截面由圆形过渡到椭圆形，使从二喉道前部收敛段到二喉道的流通截面为椭圆形。
[0016]进一步地，所述步骤S4中，完善内流道各几何参数的优化修型包括：所述喷管的凹腔扩张角θ1取值范围为：10
゜
～16
゜
，其中凹腔扩张角θ1为二喉道前部扩张段的扩张角。
[0017]进一步地，所述步骤S4中，完善内流道各几何参数的优化修型包括：所述喷管的凹腔收敛角θ2取值范围为：42
゜
～56
゜
，其中凹腔收敛角θ2为二喉道前部收敛段的收敛角。
[0018]进一步地，所述步骤S4中，完善内流道各几何参数的优化修型包括：所述喷管凹腔真实长度L保持不变，其中凹腔真实长度L为喷管一喉道截面到喷管出口截面的轴向长度。
[0019]进一步地，所述步骤S4中，完善内流道各几何参数的优化修型包括：所述喷管的面积比A2/A1取值范围为1.2～1.5，其中A2为二喉道面积，A1为一喉道面积。
[0020]进一步地，所述步骤S4中，完善内流道各几何参数的优化修型包括：在一喉道出进行倒圆处理，且倒圆半径2R
t
/(b+a)取值范围为0.6～1.0，其中R
t
为基准轴对称构型喷管一喉道处的倒圆半径。
[0021]有益效果：
[0022]本专利技术通过改变双喉道矢量喷管的截面形状，获得了一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法。相对于轴对称喷管，椭圆形截面的喷管能够有效加强喷管出口的掺混性能，从而提高喷管的红外隐身性能；而相对于矩形出口喷管，椭圆形截面的喷管够提供全向矢量角，从而使得矢量控制更加灵活。此外该喷管扁平的形状也更加适配诸如飞翼布局的飞行器。通过上述设计方法，本喷管可以同时兼顾隐身性能和机动性能，从而为装配它的飞行器提供更强的空中作战优势。具体表现在：
[0023](1)相比传统的轴对称双喉道喷管，本专利技术喷管出口气流的流向涡强度显著增强，且出口气流温度衰减速度更快，高温核心区长度降低了超过三分之一，可见椭圆喷管的掺混能力得到增强，有利于提高喷管的隐身性能；
[0024](2)相比二元异形截面喷管，本专利技术能够提供全向矢量角，进而增强了飞行器的机动性与灵活性；
[0025](3)本专利技术仅仅通过改变内流道截面形状获得了较好的气流掺混效果，保持了原有喉道偏移式气动矢量喷管的基本结构和原有控制规律，依旧可以提供较大的推力矢量角；
[0026](4)非轴对称的流道壁面设计，更能满足未来飞行本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤S1、建立坐标系：设定沿喷管轴向为x轴，与x轴垂直且处于水平方向的为y轴，与x轴垂直且处于竖直方向的为z轴；步骤S2、选定喉道偏移式气动矢量喷管基准型线，沿x轴旋转一圈，得到轴对称喷管，将该轴对称喷管作为设计的基准构型；所述轴对称喷管沿x轴依次包括喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段和二喉道；步骤S3、保证内流道各截面的面积不变，将各截面沿y轴方向拉伸，沿z轴方向缩短，使喷管内流道截面形状由圆形转变为椭圆形；其中y轴方向被拉伸至原来的k倍，z轴方向被缩短为原来的1/k，喷管短长轴半径之比b/a＝1/(k^2)；其中k(k＞1)为形状因子，a、b分别为椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的长轴半径与短轴半径；步骤S4、完善内流道各几何参数的优化修型，获得最终的椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管。2.根据权利要求1所述的一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管设计方法，其特征在于，所述步骤S3中，内流道截面设计选用以下任意一种：(1)、从最外侧喷管进口处将截面形状拉伸为椭圆形，即整个喷管内流道的流通截面均为椭圆形；(2)、内流道从一喉道前部收敛段某处开始将截面形状设置为椭圆形，即内流道中等直段的流通截面保持圆形，一喉道前部收敛段的流通截面由圆形过渡到椭圆形，从一喉道到二喉道的流通截面为椭圆形；(3)、内流道从二喉道前部扩张段某处开始将截面形状设置为椭圆形，即内流道中从喷管进口到一喉道的流通截面保持圆形，二喉道前部扩张段的流通截面由圆形过渡到椭圆形，使从二喉道...

【专利技术属性】
技术研发人员：成前，徐惊雷，黄帅，潘睿丰，张玉琪，曹明磊，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：