【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空发动机领域，具体涉及一种考虑结构变形的航空发动机用s弯喷管优化设计方法。
技术介绍
1、对于航空发动机而言，伴随着长时间的高速飞行，高速高压的喷管内外流产生气动载荷，将引起s弯喷管的变形，而s弯喷管的复杂变形显著改变喷管的气动特性，严重影响s弯喷管工作的稳定性以及战术性，给作战飞机带来不可估量的损害。以传统s弯喷管为例，传统的s弯喷管在经历气动载荷与复杂的自身结构的相互作用后所发生的壁面变形云图如图1所示，在距离s弯入口轴向距离2/3位置上下壁面均出现严重变形，变形量最大可达44mm；而在喷管排气口处，喷管出口上壁面出现局部变形，变形量达到29mm。传统s弯喷管在经历气动载荷与复杂的自身结构的相互作用后所发生的壁面变形型面图如图2所示。现有抑制s弯喷管变形的常用方法为增加喷管壁厚或实施辅助支点吊装，但这种方式不仅会增加喷管重量，还会在一定程度上影响喷管与航空发动机及飞机的装配，应从s弯喷管型面设计进行结构变形抑制及气动性能的优化设计。
2、由于s弯喷管设计参数的复杂性，其气动设计最优的设计已经不是传统的改变单一设计变量，而往往是多个设计参数共同进行约束与优化设计。传统的s弯喷管优化设计方法，往往是对不同设计参数进行参数化研究，获得单一参数的气动性能随设计参数的变化规律，这种方法无法精细地考虑各个参数与气动性能之间的量化关联关系，且此种方式无法对范围外的参数进行合理的预测。此外，目前的喷管设计方法未考虑实际壁面压力载荷造成的结构变形影响，此变形将大大影响s弯喷管的气动性能，此时的设计目标与实际有较大出
技术实现思路
1、要解决的技术问题：
2、为了避免现有技术的不足之处，本专利技术提供一种考虑结构变形的航空发动机用s弯喷管优化设计方法，选取s弯喷管的关键几何参数作为特征参数，选取特征位置的结构变形值及两个气动性能参数作为目标函数，然后进行正交试验设计并基于特征参数与目标函数构建响应面模型，并在每步优化结束后进行循环判定，最终获得最终优化结果。以至少解决现有技术中航空发动机用s弯喷管产生的大结构变形带来的高气动性能损失的问题。
3、本专利技术的技术方案是：一种考虑结构变形的航空发动机用s弯喷管优化设计方法，其特征在于具体步骤如下：
4、步骤一：确定s弯喷管设计参数；
5、步骤二：根据步骤一中不同几何参数建立不同s弯喷管几何模型；
6、步骤三：选取关键几何参数作为特征参数，选取关键位置的结构变形值与s弯喷管的气动性能参数作为目标函数；
7、步骤四：基于步骤三中的特征参数，给出特征参数范围进行正交试验设计，获得试验方案；
8、步骤五：基于步骤四中的正交试验方案，使用有限元软件计算所有正交试验方案中的关键位置的结构变形值及气动性能参数，获得特征参数与目标函数间的响应面模型；
9、步骤六：基于步骤五中的响应面模型，进行响应面函数拟合准确性(r2)评估，若r2≥0.8，则满足要求，否则修改设计目标转至步骤五；
10、步骤七：基于步骤五中的响应面模型，输入设计目标，设定设计目标为使得结构变形值最小，s弯喷管的气动性能参数最大，此时性能为最优；
11、步骤八：基于步骤五的响应面模型与步骤六的设计目标，输出优化结果；
12、步骤九：判断优化结果是否满足气动设计要求，要求达到部件设计所需的气动性能；若满足气动设计要求，则转至步骤十，否则修改设计目标转至步骤五；
13、步骤十：判断真实模型与优化结果计算误差是否满足精度要求，精度要求为±5％。若满足精度要求，则转至步骤十一，否则修改变量范围转至步骤四。
14、步骤十一：输出满足设计需求的最优解，当前优化条件下的结果，即为s弯喷管兼顾气动性能最优与结构变形最小的优化设计结果。
15、本专利技术的进一步技术方案是：所述步骤一中，根据航空发动机总体及装配需求提取s弯喷管的设计参数，包括：喷管设计落压比、喷管进口马赫数、喷管进口气流温度、喷管进口直径、喷管出口宽高比、喷管长径比、喷管遮挡率。
16、本专利技术的进一步技术方案是：所述步骤三中，关键几何参数为与喷管气动性能相关的关键特征参数，包括出口宽高比、长径比、遮挡率；关键位置为变形最为敏感和集中的位置。
17、本专利技术的进一步技术方案是：所述关键位置为喷管出口上壁面、喷管出口下壁面、及距离s弯入口轴向距离2/3位置上、下壁面。
18、本专利技术的进一步技术方案是：所述气动性能参数为推力系数和推力矢量角，所述推力系数为喷管计算所得到的轴向推力与理论计算的理想推力的比值；推力矢量角为由喷流发生偏转导致，是发动机轴线与喷管实际推力的轴线之间的夹角，即喷管沿流动方向的速度与垂直方向的夹角。
19、本专利技术的进一步技术方案是：所述步骤四中特征参数范围为，出口宽高比范围为2-10，长径比范围为2.2-3，遮挡率范围为0-1。
20、本专利技术的进一步技术方案是：所述步骤五中，关键位置的结构变形值拟合公式为：
21、喷管出口上壁面中点结构变形值＝-116.9790625+3.81846875×出口宽高比+88.7175×长径比+17.669×遮挡率+0.575×出口宽高比×长径比+0.363×出口宽高比×遮挡率-7.03375×长径比×遮挡率-0.3824140625×出口宽高比^2-15.57109375×长径比^2+0.0625×遮挡率^2
22、喷管出口下壁面中点结构变形值＝-27.810423749996+6.61942125×出口宽高比+9.3444937499972×长径比+17.669×遮挡率-2.95475625×出口宽高比×长径比+0.719×出口宽高比×遮挡率-25.345975×长径比×遮挡率+0.078563906249999×出口宽高比^2+5.5626093750005×长径比^2+46.65591×遮挡率^2
23、距离s弯入口轴向距离2/3位置上壁面中点结构变形值
24、＝522.88299375-28.997834375×出口宽高比-325.3946875×长径比-12.6568×遮挡率+9.7635×出口宽高比×长径比+4.1698×出口宽高比×遮挡率-42.958875×长径比×遮挡率+0.16258046874999×出口宽高比^2+59.155078125001×长径比^2+60.57565×遮挡率^2
25、距离s弯入口轴向距离2/3位置下壁面中点结构变形值
26、＝346.2821125-17.886134375×出口宽高比-216.32178125×长径比-5.4644500000006×遮挡率+6.13440625×出口宽高比本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种考虑结构变形的航空发动机用S弯喷管优化设计方法，其特征在于具体步骤如下：
2.根据权利要求1所述一种考虑结构变形的航空发动机用S弯喷管优化设计方法，其特征在于：所述步骤一中，根据航空发动机总体及装配需求提取S弯喷管的设计参数，包括：喷管设计落压比、喷管进口马赫数、喷管进口气流温度、喷管进口直径、喷管出口宽高比、喷管长径比、喷管遮挡率。
3.根据权利要求2所述一种考虑结构变形的航空发动机用S弯喷管优化设计方法，其特征在于：所述步骤三中，关键几何参数为与喷管气动性能相关的关键特征参数，包括出口宽高比、长径比、遮挡率；关键位置为变形最为敏感和集中的位置。
4.根据权利要求3所述一种考虑结构变形的航空发动机用S弯喷管优化设计方法，其特征在于：所述关键位置为喷管出口上壁面、喷管出口下壁面、及距离S弯入口轴向距离2/3位置上、下壁面。
5.根据权利要求4所述一种考虑结构变形的航空发动机用S弯喷管优化设计方法，其特征在于：所述气动性能参数为推力系数和推力矢量角，所述推力系数为喷管计算所得到的轴向推力与理论计算的理想推力的比值；推力矢量角为
6.根据权利要求5所述一种考虑结构变形的航空发动机用S弯喷管优化设计方法，其特征在于：所述步骤四中特征参数范围为，出口宽高比范围为2-10，长径比范围为2.2-3，遮挡率范围为0-1。
7.根据权利要求6所述一种考虑结构变形的航空发动机用S弯喷管优化设计方法，其特征在于：所述步骤五中，关键位置的结构变形值拟合公式为：
8.根据权利要求7所述一种考虑结构变形的航空发动机用S弯喷管优化设计方法，其特征在于：所述步骤五中，气动性能参数的拟合公式为：
9.根据权利要求8所述一种考虑结构变形的航空发动机用S弯喷管优化设计方法，其特征在于：所述正交试验设计基于Design Expert8.0软件完成。
...【技术特征摘要】
1.一种考虑结构变形的航空发动机用s弯喷管优化设计方法，其特征在于具体步骤如下：
2.根据权利要求1所述一种考虑结构变形的航空发动机用s弯喷管优化设计方法，其特征在于：所述步骤一中，根据航空发动机总体及装配需求提取s弯喷管的设计参数，包括：喷管设计落压比、喷管进口马赫数、喷管进口气流温度、喷管进口直径、喷管出口宽高比、喷管长径比、喷管遮挡率。
3.根据权利要求2所述一种考虑结构变形的航空发动机用s弯喷管优化设计方法，其特征在于：所述步骤三中，关键几何参数为与喷管气动性能相关的关键特征参数，包括出口宽高比、长径比、遮挡率；关键位置为变形最为敏感和集中的位置。
4.根据权利要求3所述一种考虑结构变形的航空发动机用s弯喷管优化设计方法，其特征在于：所述关键位置为喷管出口上壁面、喷管出口下壁面、及距离s弯入口轴向距离2/3位置上、下壁面。
5.根据权利要求4所述一种考虑结构变形的航空发动机用s弯喷管优化设计方法，其特征在...
【专利技术属性】
技术研发人员：周莉，李秋琳，史经纬，王占学，张晓博，邓文剑，黄盛，肖洪，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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