CN113107704A - 一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管。包括喷管和流量调节分配机构，喷管依次包括光滑连接的圆转方前段喷管、长方体中段喷管和方转扁平后段喷管三部分，其中圆转方前段喷管采用壁面型线融合技术生成收扩型的前圆后方喷管；流量调节分配机构位于长方体中段喷管；方转扁平后段喷管从与长方体中段喷管相连的一端分叉为上下两根喷管，分别为方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管，延伸至机翼后缘，喷出射流以实现无尾飞翼布局飞机的主动控制。本发明直接利用了发动机尾喷管主流来实现射流控制，克服了传统射流控制方式持续时间短、控制力矩小的问题；其次通过喷管的分布式设计能够简化飞控***与提升响应速度。

Description

一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管
技术领域
本发明涉及的是一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管，属于航空发动机喷管设计技术领域。
背景技术
航空发动机喷管的主要作用是通过气体的膨胀加速提供推力，在设计过程中首先需要注意其与整个发动机的流量匹配，其次为了减少喷管的流动损失，发动机喷管多设计为面积可调喷管。此外随着飞行器设计理念的发展，为了满足飞行器低可探测性和垂直与短距起降的要求，对应发展出了S弯喷管和各类矢量推力喷管，其中矢量推力喷管又分为机械式矢量喷管和固定几何气动式矢量喷管两大类，区别主要在于是否采用射流来改变主流方向以实现推力的矢量控制。
为了适应未来飞行器智能化、无人化发展的趋势，结合如固定几何气动式射流矢量喷管、储气罐喷流、发动机引气喷流等射流发生装置与机翼环量控制技术，已经发展出了一类无机械操纵面的射流主动流动控制飞行器技术。但是固定几何气动式矢量喷管等射流发生装置基本利用小射流控制主流偏转或直接利用小射流来实现射流控制，都存在射流控制力矩小、持续时间短、控制***重量大、响应速度慢等问题，如何解决该类问题值得探究。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提出了一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管，旨在克服或减轻已有的射流主动流动控制技术遇到的至少一个方面的技术缺陷。
本发明通过以下技术方案实现：
一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管，包括喷管和流量调节分配机构，喷管依次包括光滑连接的圆转方前段喷管、长方体中段喷管和方转扁平后段喷管三部分，其中圆转方前段喷管采用壁面型线融合技术生成收扩型的前圆后方喷管；流量调节分配机构位于长方体中段喷管；方转扁平后段喷管从与长方体中段喷管相连的一端分叉为上下两根喷管，分别为方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管，延伸至机翼后缘，喷出射流以实现无尾飞翼布局飞机的主动控制。
所述的圆转方前段喷管生成步骤包括：根据已知条件获取初始设计参数，然后再依据喷管流量连续与加速要求确定圆转方前段喷管最小截面积，接着分别设计出一端面积为喷管最小截面积的圆柱形段和方形段，最后各取圆柱形段与方形段中的一小段融合出圆转方前段喷管。
所述的流量调节分配机构设计步骤包括：长方体中段喷管均分成上下两个部分，在出口面处分别与方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管连接；长方体中段喷管内，上下两部分分别加工出导轨槽并安装可上下运动的滑动板，滑动板与液压作动筒连接，通过液压作动筒使滑动板上下运动，从而实现流量调节。
所述的方转扁平后段喷管，设计步骤包括：
１）由已知条件计算出方转扁平后段喷管长度；
２）方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管的各自中心线变化规律遵循飞翼式布局飞机翼型的中弧线变化规律；
３）方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管的各自四条边线采用相同的二次函数
Figure 636972DEST_PATH_IMAGE001
变化规律进行定义；
４）方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管的出口的面积及长宽比的最大变化范围由飞机布局来确定；
5）边线二次函数的未知数
Figure 845230DEST_PATH_IMAGE002
与方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管的出口的面积及长宽比的具体数值采用多目标优化设计方法来确定，目标函数为喷管推力
Figure 456340DEST_PATH_IMAGE003
、射流力矩大小
Figure 544382DEST_PATH_IMAGE004
与流动损失
Figure 624465DEST_PATH_IMAGE005
，设计变量为
Figure 885682DEST_PATH_IMAGE002
与方转扁平后段喷管扁平出口的面积及长宽比，约束条件由发动机在飞机内的安装尺寸及整机的布局设计限定。
本发明的有益效果在于：第一，直接利用发动机燃烧室后喷流作为射流来源，能够提供力矩大、持续时间长的射流控制，易于实现无尾飞翼布局飞行器的主动流动控制；第二，采用圆转方前段喷管、长方体中段喷管、方转扁平后段喷管相结合的方式设计，减小了设计难度，易于进行优化设计；第三，在长方体中段喷管上设计了流量分配调节机构，减小了调节机构的复杂性与重量；第四，方转扁平后段喷管分叉为上下两个，实现了喷管的分布式设计，提升了飞翼布局飞行器飞控***响应速度。
附图说明
图1是适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管的一种设计示意图。
图2是流量分配调节机构的结构示意图。
图3是方转扁平后段喷管优化设计流程图。
图4是方转扁平后段喷管中心线与进出口的一种设计示意图。
图5是方转扁平后段喷管四条边线的一种设计示意图。
图6是适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管的结构示意图。
图中：1为圆转方前段喷管；2为液压作动筒；3为滑动板；4为导轨槽；5为翼型中弧线；6为飞翼翼型；7为方转扁平后段喷管边线；8为圆柱段壁面型线；9为方形段壁面型线；10为融合线；11为长方体中段喷管；12为方转扁平后段上分喷管；13为方转扁平后段下分喷管。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的说明。
如图1所示，圆转方前段喷管1设计步骤如下。
步骤1根据约束条件获取初始设计参数，包含圆转方前段喷管1总长度为
Figure 288981DEST_PATH_IMAGE006
、圆形入口截面积为
Figure 360973DEST_PATH_IMAGE007
、方形出口截面积为
Figure 115303DEST_PATH_IMAGE008
和宽高比为
Figure 914632DEST_PATH_IMAGE009
；
步骤2 根据喷管流量连续与加速要求确定圆转方前段喷管1的最小截面积为
Figure 251066DEST_PATH_IMAGE010
, 式中
Figure 680910DEST_PATH_IMAGE011
、
Figure 719274DEST_PATH_IMAGE012
与
Figure 259976DEST_PATH_IMAGE013
为圆转方前段喷管1圆形入口的流量、总温、总压，
Figure 716497DEST_PATH_IMAGE014
为圆转方前段喷管1的总压恢复系数。
Figure 51663DEST_PATH_IMAGE016
步骤3设计出由圆形入口面积为
Figure 655951DEST_PATH_IMAGE007
的圆截面向出口面积为
Figure 734765DEST_PATH_IMAGE010
的圆截面收缩的圆柱段，长度取为
Figure 295060DEST_PATH_IMAGE017
，可计算出圆柱段壁面型线8如
Figure 801127DEST_PATH_IMAGE018
的未知数。
步骤4 设计出由入口面积为
Figure 830394DEST_PATH_IMAGE010
、宽高比为
Figure 712900DEST_PATH_IMAGE019
的方形截面向出口面积为
Figure 127701DEST_PATH_IMAGE008
、宽高比为
Figure 70249DEST_PATH_IMAGE009
的方形截面扩张的方形段，长度取为
Figure 321233DEST_PATH_IMAGE020
，计算出方形段壁面型线9如
Figure 741850DEST_PATH_IMAGE021
的未知数。
步骤5为取
Figure 276736DEST_PATH_IMAGE017
与
Figure 124606DEST_PATH_IMAGE020
一段进行融合，融合段长度可以依据需求选取，取值不固定，如可取圆柱段长度
Figure 862886DEST_PATH_IMAGE017
的后
Figure 87194DEST_PATH_IMAGE022
与方形段长度
Figure 476587DEST_PATH_IMAGE020
的前
Figure 760938DEST_PATH_IMAGE023
进行融合；两者融合时沿轴向每个
Figure 986514DEST_PATH_IMAGE024
点的最终
Figure 811251DEST_PATH_IMAGE025
函数值由圆柱壁面型线8和方形段壁面线9所确定函数值乘各自所占比重相加可得，计算得到的融合线10沿周向进行旋转即可得三维圆转方融合面。最终圆转方前段喷管1应设计为长度为
Figure 805883DEST_PATH_IMAGE006
的收扩型喷管段。
如图2所示，流量调节分配机构直接在与圆转方前段喷管1的方形出口截面对接的长方体中段喷管11上进行设计，首先长方体中段喷管均分成上下两个部分，在出口面处分别与方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管连接；接着在长方体中段喷管内上下两部分中分别加工出导轨槽4并安装可上下运动的滑动板3，滑动板3与液压作动筒2连接，通过液压作动筒2使滑动板3上下运动，从而实现流量调节。
如图3、4、5所示，方转扁平后段喷管设计步骤如下。
１）已知圆转方前段喷管1的方形出口截面积
Figure 261135DEST_PATH_IMAGE008
和宽高比
Figure 223275DEST_PATH_IMAGE009
及长度
Figure 789385DEST_PATH_IMAGE006
，即可由发动机安装空间长度计算出方转扁平后段长度
Figure 638524DEST_PATH_IMAGE026
(发动机安装长度减去压气机、燃烧室和圆转方前段喷管长度和流量调节分配机构长度可得)。
２）如图4所示，方转扁平后段上分喷管12和方转扁平后段下分喷管13的中心线变化规律遵循无尾式飞翼布局飞行器的飞翼翼型6中的翼型中弧线5的变化规律。
３）如图5所示，方转扁平后段上分喷管12和方转扁平后段下分喷管13的四条边线7均采用相同的二次函数
Figure 264677DEST_PATH_IMAGE001
变化规律进行定义。
４）如图4与图5所示，方转扁平后段上分喷管12和方转扁平后段下分喷管13的扁平出口面积
Figure 714113DEST_PATH_IMAGE027
及长宽比
Figure 818335DEST_PATH_IMAGE028
的最大变化范围可由飞机布局来确定。
5）方转扁平后段上分喷管12和方转扁平后段下分喷管13的四条边线7的二次函数未知数
Figure 787559DEST_PATH_IMAGE002
与扁平出口的面积
Figure 584614DEST_PATH_IMAGE027
及长宽比
Figure 255767DEST_PATH_IMAGE028
等设计变量采用如图3所示的多目标优化设计流程来确定，目标函数为喷管推力
Figure 429259DEST_PATH_IMAGE003
、射流力矩大小
Figure 252990DEST_PATH_IMAGE004
与流动损失
Figure 220946DEST_PATH_IMAGE005
，设计变量为
Figure 379395DEST_PATH_IMAGE002
与
Figure 825420DEST_PATH_IMAGE027
、
Figure 769236DEST_PATH_IMAGE028
，约束条件由发动机在飞机内的安装尺寸及整机的布局设计限定。
6）如图6所示，设计好的一种新型大弯度扁平喷管由圆转方前段喷管1、长方体中段喷管11和方转扁平后段上分喷管12和方转扁平后段下分喷管13组合而成；圆转方前段喷管1由型线融合技术组合而成，长方体中段喷管11中设计了流量调节分配机构，方转扁平后段上分喷管12和方转扁平后段下分喷管13自长方体中段喷管1的出口截面处延伸至机翼后缘，喷出射流以实现对无尾飞翼布局飞机的主动流动控制。

Claims (4)

1.一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管，其特征在于：
所述的大弯度扁平喷管包括喷管部分和流量调节分配机构，喷管部分依次包括光滑连接的
圆转方前段喷管、长方体中段喷管和方转扁平后段喷管三部分，其中圆转方前段喷管采用壁面型线融合技术生成收扩型的前圆后方喷管；流量调节分配机构位于长方体中段喷管；方转扁平后段喷管从与长方体中段喷管相连的一端分叉为上下两根喷管，分别为方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管，延伸至机翼后缘，喷出射流以实现无尾飞翼布局飞机的主动控制。
2.如权利要求1所述的大弯度扁平喷管，其特征在于：
所述的圆转方前段喷管生成步骤包括：根据已知条件获取初始设计参数，然后再依据喷管流量连续与加速要求确定圆转方前段喷管最小截面积，接着分别设计出一端面积为喷管最小截面积的圆柱形段和方形段，最后各取圆柱形段与方形段中的一小段融合出圆转方前段喷管。
3.如权利要求1所述的大弯度扁平喷管，其特征在于：
所述的流量调节分配机构设计步骤包括：长方体中段喷管均分成上下两个部分，在出口面处分别与方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管连接；长方体中段喷管内，上下两部分分别加工出导轨槽并安装可上下运动的滑动板，滑动板与液压作动筒连接，通过液压作动筒使滑动板上下运动，从而实现流量调节。
4.如权利要求1所述的大弯度扁平喷管，其特征在于：
所述的方转扁平后段喷管，设计步骤包括：
1）由已知条件计算出方转扁平后段喷管长度；
２）方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管的各自中心线变化规律遵循飞翼式布局飞机翼型的中弧线变化规律；
３）方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管的各自四条边线采用相同的二次函数
Figure DEST_PATH_IMAGE001
变化规律进行定义；
４）方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管的出口的面积及长宽比的最大变化范围由飞机布局来确定；
5）边线二次函数的未知数
Figure 663810DEST_PATH_IMAGE002
与方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管的出口的面积及长宽比的具体数值采用多目标优化设计方法来确定，目标函数为喷管推力
Figure DEST_PATH_IMAGE003
、射流力矩大小
Figure 630498DEST_PATH_IMAGE004
与流动损失
Figure DEST_PATH_IMAGE005
，设计变量为
Figure 651806DEST_PATH_IMAGE002
与方转扁平后段喷管扁平出口的面积及长宽比，约束条件由发动机在飞机内的安装尺寸及整机的布局设计限定。
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