一种提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥设计方法与流程

一种提高航空发动机s弯喷管匹配性的尾锥设计方法
技术领域
1.本发明涉及航空发动机喷管设计技术领域，尤其涉及一种提高航空发动机s弯喷管匹配性的尾锥设计方法。


背景技术：

2.航空发动机s弯喷管具有优异的隐身性能，得到了广泛的应用，也有较多的文献公开了关于s弯喷管相关技术。如公告号为cn208310917u的专利公开了一种解决s弯喷管与涡扇发动机匹配问题的转接段结构，通过在涡轮风扇发动机尾部排气混合器与s弯喷管之间加装转接段结构，可以有效解决在涡轮风扇发动机尾部由原有轴对称喷管改装为s弯喷管后所引起的发动机涵道比增大问题，从而使得在改装s弯喷管后，发动机的工作状况相比于安装轴对称喷管时的工作状况基本一致，进而使飞行器兼备高气动性能与高隐身性能，提高了飞行器的空中综合实力。
3.虽然s弯喷管具有优异的隐身性能，但其在配装整机时，容易导致气流周向不均匀度变大，改变了换装s弯喷管后的涵道比，使得s弯喷管与整机匹配性差。常规提高s弯喷管匹配性的方法有两种，一是调整s弯喷管型面，减少大曲率带来的流动分离现象，降低喷管气动损失，提高s弯喷管与整机的匹配性；二是通过在s弯喷管前、混合器机匣后设计转接段结构，调整外涵出口面积，控制内外涵流量分配，进而提高s弯喷管与整机的匹配性。但以上两种方法都需要对s弯喷管型面重新设计，甚至改变s弯喷管实物状态，成本高，周期长。鉴于此，换一个新的思路，不对s弯喷管型面做任何调整，提出一种提高航空发动机s弯喷管匹配性的尾锥设计方法。虽然上述专利cn208310917u中公开的s弯喷管内具备尾锥结构，该尾椎呈现圆锥型，圆锥型尾锥与s弯喷管构成的气流通道面积在周向分布不均，进而引起在尾锥后端截面的压力分布不均匀，内涵背压升高，外涵流量增大，涵道比升高，导致圆锥型尾锥与s型尾锥不匹配。


技术实现要素：

4.本发明的主要目的是提出一种提高航空发动机s弯喷管匹配性的尾锥设计方法，旨在解决上述技术问题。
5.为实现上述目的，本发明提出一种提高航空发动机s弯喷管匹配性的尾锥设计方法，所述尾椎为s型结构，该s型尾椎设计方法包括以下步骤：
6.步骤s1：确定约束参数：除沿程截面偏心距
△
s外，其余参数与改进前尾锥结构参数一致；
7.步骤s2：确定s型尾椎沿程截面中心线变化规律：s型尾锥中心线的变化规律采用不同变化缓急程度的lee曲线、维托辛斯基曲线或多项式方程进行控制；
8.步骤s3：确定s型尾椎沿程截面面积变化控制规律；
9.步骤s4：求解沿程圆形截面面积、直径：根据步骤s3中的面积变化规律，已知尾锥前端、后端面积的情况下，求解沿程圆形截面面积、直径；
10.步骤s5：建立沿程圆形截面与中心线的关系；
11.步骤s6：光滑过渡连接沿程若干截面的轮廓线，得到s型尾锥型面。
12.在步骤s1中，约束参数包括尾锥前端圆截面面积ai及直径di、沿程截面偏心距
△
s、轴向的总长、尾锥后端圆截面面积ao及直径do的最大约束。
13.优选地，在步骤s2中，s型尾锥中心线的变化规律采用缓急相当型的lee曲线控制，控制公式为：
[0014][0015]
式中：式中，xi、yi分别为中心线第i点处x、y坐标；y0表示中心线初始y坐标；δyj表示中心线的进出口偏距，即沿程截面偏心距
△
s；lj为尾椎中心线轴向的总长。
[0016]
可选地，在步骤s2中，s型尾锥中心线的变化规律采用前缓后急型的lee曲线控制，控制公式为：
[0017][0018]
式中：式中，xi、yi分别为中心线第i点处x、y坐标；y0表示中心线初始y坐标；δyj表示中心线的进出口偏距，即沿程截面偏心距
△
s；lj为尾椎中心线轴向的总长。
[0019]
可选地，在步骤s2中，s型尾锥中心线的变化规律采用前急后缓型的lee曲线控制，控制公式为：
[0020][0021]
式中：式中，xi、yi分别为中心线第i点处x、y坐标；y0表示中心线初始y坐标；δyj表示中心线的进出口偏距，即沿程截面偏心距
△
s；lj为尾椎中心线轴向的总长。
[0022]
优选地，在步骤s3中，s型尾锥沿程截面设计为圆形；沿程面积变化采用维托辛斯基曲线或lee曲线规律控制。
[0023]
优选地，在步骤s5中，按照以下公式，将步骤s2确定的沿程中心线通过并垂直于步骤s4确定的沿程的若干截面中心：
[0024]z′k＝zk；
[0025]
x
′k＝(x
k-xi)
·
cosα (y
k-yi)
·
sinα xi；
[0026]y′k＝-(x
k-xi)
·
sinα (y
k-yi)
·
cosα yi；
[0027]
式中，中心线在xy平面，(xi,yi)表示中心线在i点处坐标，α表示中心线上点(xi,yi)处的尾锥沿程圆形截面绕z轴旋转角，(xk,yk,zk)为未旋转前的坐标，(x'k,y'k,z'k)为旋转后的坐标。
[0028]
优选地，还包括步骤s7：开展s弯喷管流场仿真分析，评估s型尾锥对涵道比的影响。
[0029]
在步骤s7中，若s型尾锥后端截面垂直于流道方向的压力不均匀度大，导致涵道比仍大于目标涵道比，则需继续调整s型尾锥的偏距。
[0030]
在步骤s7中，调整s型尾锥的偏距时，s型尾锥的偏距为尾锥前端直径的四分之一至二分之一。
[0031]
由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果如下：
[0032]
(1)在本发明中，所设计的s型尾椎除沿程截面偏心距外，其余参数与改进前尾锥结构参数一致，同时根据s弯喷管流道型面中心线规律确定s型尾锥中心线的变化规律，得到的s型尾锥型面适应s弯喷管型面，减少气流周向不均匀度，进而提高s弯匹配性。
[0033]
(2)在本发明中，改进后的s型尾椎，相较于现有的圆锥型尾椎，除沿程截面偏心距改变外，其余参数与改进前尾锥结构参数一致，因此无需改变现有的连接结构即可安装改进后的s型尾椎，结构简单，设计周期短。
附图说明
[0034]
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
[0035]
图1为本发明中s型尾椎与s弯喷管相配合的结构示意图；
[0036]
图2为本发明中s型尾锥的设计流程图；
[0037]
图3为现有技术中圆锥型尾椎、与本发明中s型尾椎安装在s弯喷管时对称面马赫数分布对比图。
具体实施方式
[0038]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，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作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。
[0039]
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
[0040]
结合图1、图2所示，一种提高航空发动机s弯喷管匹配性的尾锥设计方法，所述尾椎为s型结构，该s型尾椎设计方法包括以下步骤：
[0041]
步骤s1：确定约束参数：约束参数包括尾锥前端圆截面面积ai及直径di、沿程截面偏心距
△
s、轴向的总长、尾锥后端圆截面面积ao及直径do的最大约束，除沿程截面偏心距
△
s外，其余参数与改进前尾锥结构参数一致；上述参数确定的原因为影响s弯喷管整机匹配性的主要指标为涵道比，而涵道比主要由混合器出口处内外涵面积、尾锥后端压力不均匀度决定，本方法不涉及混合器出口内外涵面积，故尾锥后端压力不均匀度为本方法需考虑的重中之重。通过研究发现，上述参数中，沿程截面偏心距
△
s对此影响较大。
[0042]
步骤s2：确定s型尾椎沿程截面中心线变化规律：为匹配s弯喷管流道型面，根据s弯喷管流道型面中心线规律确定s型尾锥中心线的变化规律，采用不同变化缓急程度的lee曲线、维托辛斯基曲线或多项式方程进行控制。
[0043]
步骤s3：确定s型尾椎沿程截面面积变化控制规律：为更好地起到整流作用、减小沿程压力的周向不均匀度，s型尾锥沿程截面设计为圆形；沿程面积变化采用维托辛斯基曲线或lee曲线规律控制，可得到无逆压梯度的流道沿程面积变化。
[0044]
步骤s4：求解沿程圆形截面面积、直径：根据步骤s3中的面积变化规律，已知尾锥前端、后端面积的情况下，求解沿程圆形截面面积、直径。
[0045]
步骤s5：建立沿程圆形截面与中心线的关系；
[0046]
步骤s6：光滑过渡连接沿程若干截面的轮廓线，得到s型尾锥型面。
[0047]
步骤s7：开展s弯喷管流场仿真分析，评估s型尾锥对涵道比的影响，以涵道比为改进设计目标，研究s弯喷管流场，若s型尾锥后端截面垂直于流道方向的压力不均匀度大，导致涵道比仍大于目标涵道比，则需继续调整s型尾锥的偏距，调整s型尾锥的偏距时，s型尾锥的偏距为尾锥前端直径的四分之一至二分之一。
[0048]
步骤s8：根据步骤s7改进方向重新设计s型尾锥并开展仿真评估直至s弯喷管的涵道比满足设计要求，改进后涵道比相较于换装s弯喷管前误差在0.5％以内可视为满足设计要求。
[0049]
具体地，在本实施例中，在步骤s2中，s型尾锥中心线的变化规律采用缓急相当型的lee曲线控制，控制公式为：
[0050][0051]
式中：式中，xi、yi分别为中心线第i点处x、y坐标；y0表示中心线初始y坐标；δyj表示中心线的进出口偏距，即沿程截面偏心距
△
s；lj为尾椎中心线轴向的总长。
[0052]
可选地，在步骤s2中，s型尾锥中心线的变化规律采用前缓后急型的lee曲线控制，控制公式为：
[0053][0054]
式中：式中，xi、yi分别为中心线第i点处x、y坐标；y0表示中心线初始y坐标；δyj表示中心线的进出口偏距，即沿程截面偏心距
△
s；lj为尾椎中心线轴向的总长。
[0055]
可选地，在步骤s2中，s型尾锥中心线的变化规律采用前急后缓型的lee曲线控制，控制公式为：
[0056][0057]
式中：式中，xi、yi分别为中心线第i点处x、y坐标；y0表示中心线初始y坐标；δyj表示中心线的进出口偏距，即沿程截面偏心距
△
s；lj为尾椎中心线轴向的总长。
[0058]
本实施例中，在步骤s5中，按照以下公式，将步骤s2确定的沿程中心线通过并垂直于步骤s4确定的沿程的若干截面中心：
[0059]z′k＝zk；
[0060]
x
′k＝(x
k-xi)
·
cosα (y
k-yi)
·
sinα xi；
[0061]y′k＝-(x
k-xi)
·
sinα (y
k-yi)
·
cosα yi；
[0062]
式中，中心线在xy平面，(xi,yi)表示中心线在i点处坐标，α表示中心线上点(xi,yi)处的尾锥沿程圆形截面绕z轴旋转角，(xk,yk,zk)为未旋转前的坐标，(x'k,y'k,z'k)为旋转后的坐标。
[0063]
结合图3所示，为现有技术中圆锥型尾椎、与本发明中s型尾椎安装在s弯喷管时对称面马赫数分布对比图。图中由以下几部分构成：s弯喷管10、混合器20、改进前的圆锥型尾
锥30、改进后的s型尾锥40。图中可清晰看出，在改进前的圆锥型尾锥30下游出现了流动分离，圆锥型尾锥30后端截面压力不均匀度较大，而改进的s型尾锥40后端无流动分离，且不均匀程度明显降低，带改进前尾锥的s弯喷管涵道比相较于换装s弯喷管前的喷管涵道比增大了10％，而带改进后s型尾锥40的s弯喷管涵道比较换装s弯喷管前的喷管涵道比仅增大了0.2％。这是由于应用s型内锥后，气流流通截面更均匀，s型内锥后端截面压力不均匀度降低，对内外涵气流分配影响更小，最终使得涵道比满足设计要求。
[0064]
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所做的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。