基于翼身融合布局飞机的一体化S弯喷管设计方法及喷管

基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管设计方法及喷管
技术领域
1.本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管设计方法及喷管。


背景技术：

2.基于新一代战机对气动、隐身、航时等的更高要求，具有突出性能优势的翼身融合布局成为战机发展的必然趋势。翼身融合布局下发动机与飞机系统间的一体化优化设计问题凸显，其中就包含发动机进/排气设计与飞机气动外型的一致性匹配设计问题。喷管作为航空发动机的重要组成部分，对发动机的推力性能有直接的影响，喷管也是飞机的重要组成部分，其与飞机后体型面直接相关联。现有发动机主要采用了内流特性较好的轴对称喷管，但由于其在结构和布局上的局限性，隐身性能较差，而s弯喷管作为提升战机隐身能力的有效手段被广泛关注。但喷管的设计安装势必会与飞机的整体构型相互影响，在翼身融合布局战机的扁平受限空间内开展大曲率s弯喷管的设计难度更大。
3.现有的s弯喷管设计方法能够实现高气动性能和高隐身性能的要求，但在其设计的过程中未充分考虑s弯喷管与飞机外形面的一体化问题，仅部分喷管基于出口进行了简单的修型，但仍未针对翼身融合布局的构型特点进一步考虑受限空间布局、喷管出口偏距大等问题，因此需要综合翼身融合布局开展s弯喷管的一体化设计研究。
4.目前国内外对翼身融合布局飞机和s弯喷管均开展了相关研究，且国外已实现了装备s弯喷管的翼身融合布局战机的应用，但存在严格的技术封锁。鉴于此，特提出本发明一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管及其设计方法。


技术实现要素：

5.要解决的技术问题：
6.为了避免现有技术的不足之处，本发明提供一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管及其设计方法，以解决在翼身融合布局下进行s弯喷管一体化设计时所面临的空间布局受限、喷管出口与飞机尾缘落差大、喷管安装后飞机外形面流线保持的问题。
7.本发明的技术方案是：一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的设计方法，具体步骤如下：
8.步骤1：获取翼身融合布局飞机外型面和发动机出口位置、尺寸参数，建立喷管s弯段的模型；
9.步骤2：获得喷管出口上膨胀面，并进行修型；
10.步骤3：采用lee曲线完成喷管后甲板中心线设计；
11.步骤4：采用lee曲线完成喷管后甲板双侧边线设计；
12.步骤5：基于步骤3和4确定的中心线和双侧边线获得喷管后甲板型面；
13.步骤6：获得喷管出口侧壁面型面。
14.本发明的进一步技术方案是：所述步骤1中，以发动机出口圆心x0为坐标中心点，
测量发动机出口至飞机尾缘的机体内部纵向高度分布，机体上背部外型面y
up
＝f1(x,z)，机体下腹部外型面y
down
＝f2(x,z)，发动机出口直径为d0。
15.本发明的进一步技术方案是：所述步骤1中，根据获取参数，得到喷管s弯段设计约束，包括喷管进口位置x
in
、喷管进口直径d
in
、喷管出口面积a
ex
；喷管s弯段进口位置位于发动机低压涡轮出口处，即x
in
＝x0；喷管s弯段进口直径与发动机出口尺寸一致，即d
in
＝d0；喷管出口面积由发动机性能参数计算，公式为：
[0016][0017]
式中，为喷管进口的燃气流量，p
*
为总压、t
*
为总温、σ为喷管总压恢复系数；
[0018]
按照中心线和沿程截面设计方法构造s弯段型面，并确保s弯段最低点a纵向不低于相同轴向位置的外型面m点，s弯段出口最高点b纵向不高于相同轴向位置的外型面n点，完成喷管s弯段建模。
[0019]
本发明的进一步技术方案是：所述步骤2中，延长喷管s弯段的上壁面与飞机外形面的外缘处相交于c，在保证飞机外形面曲率完整的基础上对上膨胀面进行修型。
[0020]
本发明的进一步技术方案是：所述步骤3中，喷管后甲板中心线的前端点d与喷管s弯段下壁面相切，以保证曲率连续，中心线末端点e向下的倾斜角度范围为-15
°
至0
°
，调节曲线参数能够改变中心线曲率变化规律。
[0021]
本发明的进一步技术方案是：所述中心线曲率分布规律的后甲板中心线构型包括三种，数学表达式分别为：
[0022][0023]
或
[0024]
或式中，y0为后甲板中心线起点的纵坐标，δy为后甲板中心线纵向偏距，l为后甲板中心线轴向长度。
[0025]
本发明的进一步技术方案是：所述步骤4中，喷管后甲板的侧边线前端与喷管s弯段下壁面相切，以保证曲率连续，末端点向下的倾斜角度范围为-15
°
至0
°
，调节曲线参数能够改变侧边线曲率变化规律。
[0026]
本发明的进一步技术方案是：所述步骤5中，由步骤3和步骤4所得中心线及双侧边线控制，构造连接喷管s弯段下壁面出口与飞机外形面尾缘的喷管后甲板型面。
[0027]
本发明的进一步技术方案是：所述步骤6中，从喷管后甲板双侧边线出发构造侧壁面，在保证飞机外形面曲率完整的基础上修型构造出口侧壁面。
[0028]
一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管，沿轴向划分为s弯段和一体化设计段，所述s弯段入口与航空发动机涡轮出口对接、出口与一体化设计段的进口对接，一体化设计段出口受翼身融合布局飞机外型面约束；
[0029]
所述一体化设计段包括上膨胀面、后甲板及2个侧壁面，上膨胀面与s弯段上壁面连接，后甲板与s弯段下壁面连接，2个侧壁面对称设置于上膨胀面、后甲板的两侧，构成一体结构。
[0030]
有益效果
[0031]
本发明的有益效果在于：应用本发明的基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管，可以实现在翼身融合布局飞机的扁平后体受限空间内进行大曲率s弯喷管的一体化设计，解决了扁平布局空间和s弯喷管纵向偏距大的矛盾；s弯喷管具有很强的红外和雷达隐身效果，通过翼身融合布局和s弯喷管的融合可进一步增强战机的隐身效果，提升战机的战场生存能力；通过一体化设计段修型使得喷管出口与飞机外型面相互融合，保证了飞机外型面的流畅性，使隐身性能更优；后甲板的曲面设计可通过调节lee曲线参数来改变中心线曲率变化规律，以帮助引导排气流动并降低湍流，最大程度地减小阻力和喷流推力偏转。
附图说明
[0032]
图1是根据本发明实施例可选的一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的整机结构示意图；
[0033]
图2是根据本发明实施例可选的一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的喷管结构示意图；
[0034]
图3是根据本发明实施例可选的一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的横向剖面图；
[0035]
图4是根据本发明实施例可选的一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的出口上膨胀面俯视图；
[0036]
图5是根据本发明实施例可选的一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的后甲板中心线局部放大图；
[0037]
图6是根据本发明实施例可选的一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的后甲板型面局部放大图；
[0038]
图7是根据本发明实施例可选的一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管在调节后甲板曲率参数后的内/外流流线及壁面静压图；
[0039]
附图标记说明：1、飞机外型面；2、s弯段；3、出口上膨胀面；4、后甲板；5、出口侧壁面；6、一体化设计段；a、s弯段最低点；b、s弯段出口最高点；c、上膨胀面与飞机外型面相交处；d、中心线前端点；e、中心线末端点；m、与a点相同轴向位置的外型面邻近点；n、与b点相同轴向位置的外型面邻近点。
具体实施方式
[0040]
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
[0041]
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
[0042]
本发明提供一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管及其设计方法，以解决在翼身融合布局下进行s弯喷管一体化设计时所面临的空间布局受限、喷管出口与飞机尾
缘落差大、喷管安装后飞机外形面流线保持的问题。
[0043]
本实施例一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管，包括s弯段2和上膨胀面、后甲板及2个侧壁面组成的一体化设计段，s弯段入口与航空发动机涡轮出口对接、出口与所述一体化设计段的进口对接，一体化设计段出口受翼身融合布局飞机外型面约束；其中，上膨胀面与s弯段上壁面连接，后甲板与s弯段下壁面连接，2个侧壁面对称设置于上膨胀面、后甲板的两侧，构成一体结构。
[0044]
所述s弯段最低点a纵向不低于相同轴向位置的飞机外型面m点，s弯段出口最高点b纵向不高于相同轴向位置的飞机外型面n点，所述一体化设计段按照外型面低阻设计需求对上膨胀面、后甲板及2个侧壁面进行修型，其中上膨胀面为不规则水平面，侧壁面为不规则竖直面，后甲板为流线型曲面。
[0045]
本实施例中设计方法的具体步骤如下：
[0046]
步骤一，分析翼身融合布局飞机外型面1特点及发动机的出口位置和型号。对图1所示的翼身融合布局下的扁平机体受限空间进行分析，以发动机出口圆心x0为坐标中心点，测量发动机出口至飞机尾缘的机体内部纵向高度分布，机体上背部外型面y
up
＝f1(x,z)，机体下腹部外型面y
down
＝f2(x,z)。对所采用发动机尺寸及性能参数进行分析，发动机出口直径为d0，发动机出口燃气流量总压p
*
、总温t
*
。
[0047]
喷管进口位置位于发动机低压涡轮出口处，喷管直径与发动机出口尺寸一致；喷管出口面积根据发动机性能参数计算，由喷管进口的燃气流量总压p
*
、总温t
*
以及喷管总压恢复系数σ，可得到喷管的出口面积，即：
[0048][0049]
步骤二，建立喷管s弯段2模型。根据步骤一获得的飞机外型面纵向高度分布及发动机的相关参数，获得喷管s弯段设计约束，包括喷管进口位置x
in
、喷管进口直径d
in
、喷管出口面积a
ex
；喷管s弯段进口位置位于发动机低压涡轮出口处，即x
in
＝x0；喷管s弯段进口直径与发动机出口尺寸一致，即d
in
＝d0；喷管出口面积由发动机性能参数计算，由燃气流量总压p
*
、总温t
*
以及喷管总压恢复系数σ，可得到喷管的出口面积，即：
[0050]
按照中心线和沿程截面设计方法构造s弯段型面，基于设计约束确定喷管s弯段2模型参数，包括喷管长径比、两弯长度比、纵向偏距、出口宽高比等。综合喷管气动性能和设计约束条件，长径比参数在2.5～3.0范围内选择，喷管长度小于喷管进口至飞机尾缘轴向距离，两弯长度参数范围为2:3～1:1，两弯纵向偏距均小于对应位置纵向高度；出口截面为更易与飞机外形面结合选用矩形，出口宽高比参数范围为4～6。运用lee曲线结合长径比、两弯长度比、纵向偏距参数构造s型中心线；结合喷管进口直径、出口面积和出口宽高比完成进口圆形截面和出口矩形截面的设计；沿中心线设计沿程截面实现圆形到矩形过渡；设计过程需确保s弯段最低点a纵向不低于相同轴向位置的外型面m点，s弯段出口最高点b纵向不高于相同轴向位置的外型面n点，完成喷管s弯段2建模，如图2喷管s弯段所示。
[0051]
步骤三，获得喷管出口上膨胀面3修型。如图3所示延长喷管s弯段2上壁面与飞机外形面1相交(即c点所示处)，在保证飞机外形面1曲率完整的基础上对上膨胀面3进行修
型，所得上膨胀面修型如图4所示。也可通过设计不同的上膨胀面3纵向偏折角度，使喷流在上侧产生不同的膨胀程度。
[0052]
步骤四，采用lee曲线完成喷管后甲板4中心线设计。如图3所示后甲板中心线前端点d处与喷管s弯段2壁面相切，以保证曲率连续，中心线末端点e处角度推荐选取范围为-15
°
至0
°
；lee曲线纵向偏距根据喷管出口位置与翼身融合布局飞机尾部之间的落差给定；调节lee曲线参数可改变中心线曲率变化规律，而曲率分布规律根据喷流分离偏转和内外流掺混情况进行设计。如图5所示，给出了三种曲率分布规律的后甲板中心线构型，对应的数学表达式分别为：
[0053]
①
[0054]
②
[0055]
③
其中，y0为后甲板中心线起点的纵坐标，δy为后甲板中心线纵向偏距，l为后甲板中心线轴向长度。
[0056]
步骤五，采用lee曲线完成喷管后甲板4双侧边线设计。侧边线前端与喷管s弯段2壁面相切，以保证曲率连续，末端点角度推荐选取范围为-15
°
至0
°
，调节曲线参数可改变侧边线曲率变化规律，控制方法与步骤四中心线控制方法相一致。
[0057]
步骤六，获得喷管后甲板4型面。由步骤四和步骤五所得中心线及双侧边线控制，构造连接喷管s弯段2下壁面出口与飞机外形面1尾缘的喷管后甲板4型面，如图6所示。
[0058]
步骤七，获得喷管出口侧壁面5型面。从喷管后甲板4双侧边线出发构造侧壁面，在保证飞机外形面1曲率完整的基础上修型构造出口侧壁面5。
[0059]
所述的后甲板中心线和双侧边线设计即步骤四和步骤五中，可基于空气动力学原理调节lee曲线参数来改变中心线曲率变化规律，以帮助引导排气流动并降低湍流，最大程度地减少后体阻力并提高飞机的性能，实现喷流分离偏转小、推力性能更优，图7给出了一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的内/外流流线及壁面静压图，通过调节后甲板曲率参数喷流分离偏转小、推力性能优。
[0060]
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

技术特征：
1.一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的设计方法，其特征在于具体步骤如下：步骤1：获取翼身融合布局飞机外型面和发动机出口位置、尺寸参数，建立喷管s弯段的模型；步骤2：获得喷管出口上膨胀面，并进行修型；步骤3：采用lee曲线完成喷管后甲板中心线设计；步骤4：采用lee曲线完成喷管后甲板双侧边线设计；步骤5：基于步骤3和4确定的中心线和双侧边线获得喷管后甲板型面；步骤6：获得喷管出口侧壁面型面。2.根据权利要求1所述一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的设计方法，其特征在于：所述步骤1中，以发动机出口圆心x0为坐标中心点，测量发动机出口至飞机尾缘的机体内部纵向高度分布，机体上背部外型面y
up
＝f1(x,z)，机体下腹部外型面y
down
＝f2(x,z)，发动机出口直径为d0。3.根据权利要求2所述一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的设计方法，其特征在于：所述步骤1中，根据获取参数，得到喷管s弯段设计约束，包括喷管进口位置x
in
、喷管进口直径d
in
、喷管出口面积a
ex
；喷管s弯段进口位置位于发动机低压涡轮出口处，即x
in
＝x0；喷管s弯段进口直径与发动机出口尺寸一致，即d
in
＝d0；喷管出口面积由发动机性能参数计算，公式为：式中，为喷管进口的燃气流量，p
*
为总压、t
*
为总温、σ为喷管总压恢复系数；按照中心线和沿程截面设计方法构造s弯段型面，并确保s弯段最低点a纵向不低于相同轴向位置的外型面m点，s弯段出口最高点b纵向不高于相同轴向位置的外型面n点，完成喷管s弯段建模。4.根据权利要求3所述一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的设计方法，其特征在于：所述步骤2中，延长喷管s弯段的上壁面与飞机外形面的外缘处相交于c，在保证飞机外形面曲率完整的基础上对上膨胀面进行修型。5.根据权利要求4所述一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的设计方法，其特征在于：所述步骤3中，喷管后甲板中心线的前端点d与喷管s弯段下壁面相切，以保证曲率连续，中心线末端点e向下的倾斜角度范围为-15
°
至0
°
，调节曲线参数能够改变中心线曲率变化规律。6.根据权利要求5所述一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的设计方法，其特征在于：所述中心线曲率分布规律的后甲板中心线构型包括三种，数学表达式分别为：或或
式中，y0为后甲板中心线起点的纵坐标，δy为后甲板中心线纵向偏距，l为后甲板中心线轴向长度。7.根据权利要求6所述一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的设计方法，其特征在于：所述步骤4中，喷管后甲板的侧边线前端与喷管s弯段下壁面相切，以保证曲率连续，末端点向下的倾斜角度范围为-15
°
至0
°
，调节曲线参数能够改变侧边线曲率变化规律。8.根据权利要求7所述一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的设计方法，其特征在于：所述步骤5中，由步骤3和步骤4所得中心线及双侧边线控制，构造连接喷管s弯段下壁面出口与飞机外形面尾缘的喷管后甲板型面。9.根据权利要求8所述一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管的设计方法，其特征在于：所述步骤6中，从喷管后甲板双侧边线出发构造侧壁面，在保证飞机外形面曲率完整的基础上修型构造出口侧壁面。10.一种基于翼身融合布局飞机的一体化s弯喷管，其特征在于：沿轴向划分为s弯段和一体化设计段，所述s弯段入口与航空发动机涡轮出口对接、出口与一体化设计段的进口对接，一体化设计段出口受翼身融合布局飞机外型面约束；所述一体化设计段包括上膨胀面、后甲板及2个侧壁面，上膨胀面与s弯段上壁面连接，后甲板与s弯段下壁面连接，2个侧壁面对称设置于上膨胀面、后甲板的两侧，构成一体结构。

技术总结
本发明一种基于翼身融合布局飞机的一体化S弯喷管设计方法及喷管，属于航空发动机领域；方法步骤依次为：获取翼身融合布局飞机外型面和发动机出口位置、尺寸参数，建立喷管S弯段的模型；获得喷管出口上膨胀面，并进行修型；采用Lee曲线完成喷管后甲板中心线设计；采用Lee曲线完成喷管后甲板双侧边线设计；基于步骤3和4确定的中心线和双侧边线获得喷管后甲板型面；获得喷管出口侧壁面型面。本发明解决了在翼身融合布局下进行S弯喷管一体化设计时所面临的空间布局受限、喷管出口与飞机尾缘落差大、喷管安装后飞机外形面流线保持的问题。喷管安装后飞机外形面流线保持的问题。喷管安装后飞机外形面流线保持的问题。


技术研发人员：矫丽颖 周莉 王占学 史经纬
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2023.04.28
技术公布日：2023/8/21