【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机，公开了一种低损失圆转方机匣结构及其设计方法。
技术介绍
1、近年来，航空发动机逐步向低能耗、低成本、隐身化、无人化、攻防兼备等方向发展，对发动机后向喷管部件的结构提出了低流动损失、结构轻质化、高隐身遮挡能力、低生产制造成本等要求。
2、二元矢量喷管具备矢量运动机构简单、隐身性好及利于与后机体一体化设计等优点，获得了各国的青睐。圆转方机匣作为二元矢量喷管的重要功能结构件，具有变截面流动控制难、功能结构复杂、外廓尺寸大、结构轻质化设计要求高等特点，其结构设计是二元矢量喷管研制过程中低流动损失、结构轻质化、高隐身遮挡能力、低生产制造成本控制的关键点。
3、圆转方机匣沿发动机轴向的流道截面从加力燃烧室出口的圆形截面向喷管进口的矩形截面过渡，截面形状的变化带来的是圆转方机匣内流动三维效应凸显，流动掺混损失、分离损失以及粘性耗散大；因而流道型面设计是减少损失的、提高发动机性能的关键；此外，圆转方机匣截面从圆形到矩形过渡过程中，其截面刚性逐步变差，在高温高压燃气主流的压力作用下，机匣非常容易变形。
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于提供一种低损失圆转方机匣结构及其设计方法，获得的流道型面结构简单，易于实施，且能够保证总压恢复系数不会降低，从而确保圆转方机匣具有低流动损失、结构轻质化、高隐身遮挡能力、低生产制造成本等特征。
2、为了实现上述技术效果，本专利技术采用的技术方案是：
3、一种低损失圆转方机匣结构的设计方法，所
4、根据航空发动机加力加燃烧室出口面积，获得圆形段的半径以及圆形段面积；
5、根据航空发动机加力状态下圆形段面积与矢量喷管喉部面积之比的范围值，确定圆转方机匣进出口面积比；所述圆转方机匣进出口面积比为圆形段面积与矩形段面积的比值；
6、根据矢量喷管的设计宽高比，获得矩形段的宽高比；
7、根据所述圆转方机匣进出口面积比以及所述矩形段的宽高比，获得转接段收敛角以及转接段轴向长度其中θ为圆转方机匣进出口面积比，β为矩形段的宽高比，r1为圆形段的半径；
8、根据圆转方机匣轴向长度、圆形段的设计轴向长度以及转接段轴向长度，分析获得矩形段轴向长度。
9、进一步地，圆转方机匣进出口面积比大于等于航空发动机加力状态下圆形段面积与矢量喷管喉部面积之比的最小值，且小于航空发动机加力状态下圆形段面积与矢量喷管喉部面积之比的最大值。
10、进一步地，所述圆形段的长度取值范围为50～100mm。
11、进一步地，所述圆形段的流道型面与所述转接段的流道型面之间采用第一切线圆弧平滑连接，所述转接段的流道型面与所述矩形段的流道型面之间采用第二切线圆弧平滑连接。
12、进一步地，第一切线圆弧的半径为圆形段的半径的0.3～0.6倍，第二切线圆弧的半径为圆形段的半径的0.2～0.4倍。
13、进一步地，所述圆形段的外壁固定安装有第一支座，所述第一支座用于安装作动筒，所述作动筒用于调节矢量喷管内收敛段或扩张段俯仰位置。
14、进一步地，所述圆形段的进口端设置有第一安装边，所述矩形段的出口端设置有第二安装边；所述圆转方机匣外壁沿轴向设置有侧壁支架，所述侧壁支架两端分别固定于所述第一安装边、所述第二安装边上。
15、进一步地，所述圆转方机匣外壁环向设置有多个环形加强筋，所述环向加强筋数量n＝l/200～l/100，其中l为圆转方机匣轴向长度。
16、进一步地，多个环形加强筋由圆形段进口端到矩形段出口端沿轴向由疏到密设置。
17、为实现上述技术效果，本专利技术还提供了一种低损失圆转方机匣结构，所述低损失圆转方机匣结构由所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法设计获得。
18、与现有技术相比，本专利技术所具备的有益效果是：本专利技术采用直线构型设计方法进行圆转方机匣主体流道型面设计，获得的流道型面结构简单，易于实施；圆转方机匣圆形段与矩形段之间的转接段收敛角的设计考虑了圆转方机匣进出口面积比以及矩形段的宽高比的影响，能够保证总压恢复系数不会降低，从而确保圆转方机匣具有低流动损失、结构轻质化、高隐身遮挡能力、低生产制造成本等特征。
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1.一种低损失圆转方机匣结构的设计方法，所述圆转方机匣包括同轴设置的圆形段(1)和矩形段(2)，所述圆形段(1)位于气流方向上游，所述圆形段(1)进口端与加力燃烧室出口端连接，所述矩形段(2)出口端与矢量喷管连接，所述圆形段(1)截面积大于所述矩形段(2)截面积；所述圆形段(1)与所述矩形段(2)之间通过转接段(3)连通，所述转接段(3)沿气流方向线性递减；其特征在于，所述设计方法包括：
2.根据权利要求1所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法，其特征在于，圆转方机匣进出口面积比大于等于航空发动机加力状态下圆形段(1)面积与矢量喷管喉部面积之比的最小值，且小于航空发动机加力状态下圆形段(1)面积与矢量喷管喉部面积之比的最大值。
3.根据权利要求1所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法，其特征在于，所述圆形段(1)的长度取值范围为50～100mm。
4.根据权利要求1所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法，其特征在于，所述圆形段(1)的流道型面与所述转接段(3)的流道型面之间采用第一切线圆弧平滑连接，所述转接段(3)的流道型面与所述矩形段(2)的流道型
5.根据权利要求4所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法，其特征在于，第一切线圆弧的半径为圆形段(1)的半径的0.3～0.6倍，第二切线圆弧的半径为圆形段(1)的半径的0.2～0.4倍。
6.根据权利要求1所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法，其特征在于，所述圆形段(1)的外壁固定安装有第一支座(4)，所述第一支座(4)用于安装作动筒，所述作动筒用于调节矢量喷管内收敛段或扩张段俯仰位置。
7.根据权利要求1所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法，其特征在于，所述圆形段(1)的进口端设置有第一安装边(5)，所述矩形段(2)的出口端设置有第二安装边(6)；所述圆转方机匣外壁沿轴向设置有侧壁支架(7)，所述侧壁支架(7)两端分别固定于所述第一安装边(5)、所述第二安装边(6)上。
8.根据权利要求1所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法，其特征在于，所述圆转方机匣外壁环向设置有多个环形加强筋(8)，所述环向加强筋数量n＝L/100～L/200，其中L为圆转方机匣轴向长度。
9.根据权利要求8所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法，其特征在于，多个环形加强筋(8)由圆形段(1)进口端到矩形段(2)出口端沿轴向由疏到密设置。
10.一种低损失圆转方机匣结构，其特征在于，所述低损失圆转方机匣结构由权利要求1-9中任意一项所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法设计获得。
...【技术特征摘要】
1.一种低损失圆转方机匣结构的设计方法，所述圆转方机匣包括同轴设置的圆形段(1)和矩形段(2)，所述圆形段(1)位于气流方向上游，所述圆形段(1)进口端与加力燃烧室出口端连接，所述矩形段(2)出口端与矢量喷管连接，所述圆形段(1)截面积大于所述矩形段(2)截面积；所述圆形段(1)与所述矩形段(2)之间通过转接段(3)连通，所述转接段(3)沿气流方向线性递减；其特征在于，所述设计方法包括：
2.根据权利要求1所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法，其特征在于，圆转方机匣进出口面积比大于等于航空发动机加力状态下圆形段(1)面积与矢量喷管喉部面积之比的最小值，且小于航空发动机加力状态下圆形段(1)面积与矢量喷管喉部面积之比的最大值。
3.根据权利要求1所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法，其特征在于，所述圆形段(1)的长度取值范围为50～100mm。
4.根据权利要求1所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法，其特征在于，所述圆形段(1)的流道型面与所述转接段(3)的流道型面之间采用第一切线圆弧平滑连接，所述转接段(3)的流道型面与所述矩形段(2)的流道型面之间采用第二切线圆弧平滑连接。
5.根据权利要求4所述的低损失圆转方机匣结构的设计方法，其特征在于，第一切线圆弧的半径为圆形...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈著，樊明浩，廖华琳，王桂庭，杨亚雄，
申请(专利权)人：中国航发四川燃气涡轮研究院，
类型：发明
国别省市：
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