CN110450964A - 类轴对称倾斜出口收扩喷管及其设计方法 - Google Patents

类轴对称倾斜出口收扩喷管及其设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种类轴对称倾斜出口收扩喷管及其设计方法，属于飞行器领域，旨在提供一种类轴对称倾斜出口收扩喷管及其设计方法，其技术方案要点是：1）包括气流以轴对称喷管的流动特性通过的喷管，喷管的出气口倾斜设置；2）设计步骤：基于特征线法计算得到初始流场，并获得原始轴对称喷管型面；在原始喷管喉道截面所在的平面内，作目标喷管的喉道截面圆(简称目标圆)与之内相切，建立目标圆与原始喷管喉道截面的对应关系；在初始流场中根据目标圆进行流线追踪，通过三维造型设计得到喷管型面。本发明的优点是：1.具有轴对称喷管最大推力特性；2.喷管出口倾斜能够避免机尾擦地现象发生；3.减轻重量；4.保护机体不受高温烧蚀。

Description

类轴对称倾斜出口收扩喷管及其设计方法
技术领域
本发明涉及飞行器领域，特别涉及一种类轴对称倾斜出口收扩喷管及其设计方法。
背景技术
在航空发动机尾喷管设计中，基于特征线法设计的轴对称喷管具有推力系数高，出口气流均匀的优点，在航空领域有广泛应用。但如果要达到满流状态，特征线法设计的轴对称喷管长度较长，会增加飞机重量，对于水平起降飞行器来说，更容易发生机尾擦地情况。常用的解决方法是对特征线法设计的轴对称喷管直接进行截短，但这势必会带来推力系数的下降，同时飞行器在飞行过程中还可能发生发动机排出的高温气体烧蚀机体表面的情况。
发明内容
本发明的目的是提供一种类轴对称倾斜出口收扩喷管，其优点在于：在具有轴对称喷管最大推力特性的情况下，能够避免机尾擦地现象发生，解决结构布局问题；同时由于喷管为倾斜出口，可保证喷管在与机体相近的一侧保留较长的壁面，在距机体较远的一侧壁面较短，从而保护机体不受高温烧蚀，并减轻重量。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：包括喷管，所述喷管包括进气口和出气口，所述进气口和出气口之间设有喉道，所述喷管的出气口倾斜设置，气流在喷管内的流动具有轴对称喷管的流动特性。
通过上述方案，目标喷管由于气流在喷管内的流动具有轴对称喷管的流动特性，气流在管内完全膨胀，使得目标喷管的推力特性与轴对称喷管推力特性一样，即具有最大推力系数。同时由于喷管为倾斜出口，喷管在与机体相近的一侧保留较长的壁面，在距机体较远的一侧壁面较短。因此，目标喷管在具有轴对称喷管最大推力特性的情况下，可以保护机体不受高温烧蚀，减轻机体的重量，并能够避免机尾擦地现象发生，解决结构布局问题。
本发明的另一个目的是提供一种设计上述类轴对称倾斜出口收扩喷管的设计方法，包括以下步骤：
基于特征线方法计算出初始流场，通过特征线计算出的喷管壁面获得原始轴对称喷管；
在所述原始轴对称喷管上取喉道截面设为初始截面，以所述初始截面的圆心O为原点建立XOY直角坐标系；
在所述XOY直角坐标系内选取一位于初始截面内的目标圆，设此目标圆为目标管体的喉道截面；
在目标圆上取一系列离散点P，并确定点P在原始轴对称喷管的初始截面上对应的目标点；
在初始流场中，根据流线追踪法，分别作出穿过这些目标点的流线；
以这些流线为曲线段，作出穿过这些曲线段的曲面，获得目标喷管的壁面。
通过上述方案，可以迅速便捷的生成目标喷管的模型。
进一步的，在所述初始截面内取任意一点O'，以O'为圆心作一与初始截面内切的圆为目标圆。
通过上述方案，操作者可以在初始截面内迅速的得到一个目标圆。
进一步的，确定任一目标圆上所述点P在XOY直角坐标系下的坐标，将线段OP绕坐标原点O旋转到Y坐标轴上，得到P'点即为P点在原始喷管喉道半径上对应的目标点。
通过上述方案，操作者可以迅速便捷的得到目标圆上任一点在原始喷管喉道半径上的对应的目标点，并在初始特征线流场中做出穿过这些目标点的流线。
进一步的，取所述直线OP和Y轴的夹角β，以所述夹角β为旋转角度，将一系列曲线段绕原始轴对称喷管的轴线分别旋转β角，通过三维造型获得目标喷管的壁面。
通过上述方案，一系列曲线段绕原始轴对称喷管的轴线分别旋转β角可以得到一系列的曲面，一系列的曲面再通过三维造型，将所有曲面的相交线内的面整合，进而快速便捷的获得目标喷管的壁面。
综上，本发明具有以下有益效果：
1、在不损失推力的情况下，解决喷管推力与喷管长度之间的矛盾，减小飞机机尾擦地的可能，提高了飞机起飞降落时的安全性；
2、喷管为倾斜出口，可保证喷管在与机体相近的一侧保留较长的壁面，在距机体较远的一侧壁面较短，相比轴对称喷管而言，能够在保护机体不受高温烧蚀的同时，较大程度上减轻机体的重量。
附图说明
图1为本实施例的用于体现原始轴对称喷管的结构示意图；
图2为本实施例的用于体现喉道设计的示意图；
图3为本实施例的用于体现目标管体的结构示意图。
图中, 1、管体；11、进气口；12、出气口；2、喉道；3、原始轴对称喷管；31、初始截面。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步详细说明。
其中相同的零部件用相同的附图标记表示。需要说明的是，下面描述中使用的词语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”和“下”指的是附图中的方向，词语“底面”和“顶面”、“内”和“外”分别指的是朝向或远离特定部件几何中心的方向。
如图1，基于特征线方法计算出初始流场，将特征线计算出的喷管壁面生成原始轴对称喷管3。
如图1和图2，在原始轴对称喷管3上取喉道截面设为初始截面31，此处初始截面31的半径设为50mm。以初始截面31的圆心O为零点建立XOY直角坐标系；
在初始截面31内取任意一点O'，此处选取O'点坐标为（0，20mm）。以O'为圆心作一与初始截面31内切的目标圆，目标圆的坐标公式即为：x2+（y-20）2=900。设此目标圆为目标喷管1的喉道2截面；
在圆上取一系列离散点P，此处选取其中一P点横坐标为18mm。根据目标圆的坐标公式，点P在XOY直角坐标系下的纵坐标即为44mm，据此可得到点P在原始轴对称喷管3的初始截面31上对应的坐标为（18mm，44mm）。
将线段OP绕坐标原点O旋转到Y坐标轴上，得到P'点即为P点在原始喷管喉道半径上对应的目标点，在初始特征线流场中，根据流线追踪法，分别作出穿过这些目标点的流线；
此时设直线OP和Y轴的夹角为β，以这些流线为曲线段，以夹角β的角为旋转角度，将这一系列曲线分别旋转β角。
如图3，一系列曲线段绕原始轴对称喷管的轴线分别旋转β角可以得到一系列的曲面，一系列的曲面再通过三维造型，将所有曲面的相交线内的面整合，进而快速便捷的获得目标喷管1的壁面。
如图3，通过这种方法得出的类轴对称倾斜出口收扩喷管，气流从喷管1的进气口11、喉道2向出气口12流动时，气流在喷管内的流动具有轴对称喷管的流动特性，使得目标喷管的推力特性与轴对称喷管推力特性一样，气体完全膨胀，即具有最大推力系数，同时，又能避免飞机机尾擦地，提高飞机起飞降落时的安全性。
如图3，喷管1为倾斜出口，可保证喷管1在与机体相近的一侧保留较长的壁面，在距机体较远的一侧壁面较短，相比轴对称喷管而言，能够在保护机体不受高温烧蚀的同时，减轻机体重量。
上述实施例重点介绍了喉道2截面为圆形的喷管1生成过程，目标喷管1的喉道2截面形状还可以为类圆形或其它任意封闭曲线以生成需要的各种形状喷管，此时目标喷管1的生成原理与上述原理相同。
本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。

Claims (5)

1.一种类轴对称倾斜出口收扩喷管，其特征是：包括喷管（1），所述喷管（1）包括进气口（11）和出气口（12），所述进气口（11）和出气口（12）之间设有喉道（2），所述喷管（1）的出气口（12）倾斜设置，气流在所述喷管（1）内的流动具有轴对称喷管的流动特性。
2.一种设计如权利要求1中所述的类轴对称倾斜出口收扩喷管的设计方法，其特征是：包括以下步骤：
基于特征线方法计算出初始流场，通过特征线计算出的喷管壁面获得原始轴对称喷管（3）；
在所述原始轴对称喷管（3）上取喉道截面为初始截面（31），以所述初始截面（31）的圆心O为原点建立XOY直角坐标系；
在所述XOY直角坐标系内选取一位于初始截面（31）内的目标圆，设此目标圆为目标喷管（1）的喉道（2）截面；
在目标圆上取一系列离散点P，并确定点P在原始轴对称喷管（3）的初始截面（31）上对应的目标点；
在初始流场中，根据流线追踪法，分别作出穿过这些目标点的流线；
以这些流线为曲线段，作出穿过这些曲线段的曲面，获得目标喷管（1）的壁面。
3.根据权利要求2中所述的类轴对称倾斜出口收扩喷管的设计方法，其特征是：在所述初始截面（31）内取任意一点O'，以O'为圆心作一与初始截面（31）内切的圆为目标圆。
4.根据权利要求2中所述的类轴对称倾斜出口收扩喷管的设计方法，其特征是：确定任一目标圆上所述点P在XOY直角坐标系下的坐标，将线段OP绕坐标原点O旋转到Y坐标轴上，得到P'点即为P点在原始喷管喉道半径上对应的目标点。
5.根据权利要求4中所述的类轴对称倾斜出口收扩喷管的设计方法，其特征是：取所述直线OP和Y轴的夹角β，以所述夹角β为旋转角度，将一系列曲线段绕原始轴对称喷管的轴线分别旋转β角，通过三维造型获得目标喷管（1）的壁面。
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