一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法

1.本发明涉及推力矢量喷管技术领域，主要涉及一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法。


背景技术：

2.随着科学技术的发展和实际应用中的迫切需求，未来飞行器将越来越多地使用推力矢量航空发动机。传统的机械矢量喷管结构复杂，重量大，隐身性能差，且难以维护。因此，有必要开发一种结构简单、重量轻、隐身性能好的推力矢量喷管。
3.当下，流体推力矢量喷管逐渐以其结构简单、重量轻的特点成为各国的研究重点和研究热点，并将在不远的未来进入工程应用。其中，喉道偏移式气动矢量喷管是近年来兴起的一种新型流体推力矢量喷管，凭借结构简单，重量轻、矢量性能好等的特点，受到越来越多的青睐。常见的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道结构，以二喉道面积略微比一喉道面积大最为常见。其功能实现原理是，在一喉道处施加的扰动使得一喉道处气流的速度截面偏斜，进而扰动在二喉道前部扩张收敛段内放大，产生稳定的推力矢量。一般可以将喉道偏移式气动矢量喷管分为主动有源型和自适应无源型，其中主动有源型产生推力矢量气源的来源多为外置的压缩器、气瓶或者从航空发动机高压部件(多为压气机)中引气，其特点是推力矢量角随喷管工作落压比变化小，但对整台航空发动机来说推力损失较大；而自适应无源型则是通过设置自适应旁路通道将喷管入口位置的高压气流引至喷管的指定位置注入，自适应产生扰动并最终实现推力矢量，其克服了主动有源型的缺点，对航空发动机整机推力影响较小，矢量角也较为稳定。
4.未来高科技战争对飞行器的生存能力提出了更高的要求，因此低可探测性飞行器的发展和研究极具战略意义。现在军用战机对红外隐身性要求越来越高，而航空发动机排气系统是飞行器后向的主要红外辐射源，直接影响着飞行器的隐身性能。因此，喷管对飞行器的作用已经从为飞行器提供推力，发展为在保证推力的同时，通过控制排气系统的红外辐射特征信号，改善飞行器红外隐身能力，从而提高其生存力。二元出口喷管如矩形出口喷管其红外隐身能力优秀，但其只能提供俯仰方向的矢量角，难以实现飞行器灵活控制；而轴对称喷管虽然能提供全向矢量角，但是其红外隐身能力较差，且其圆形出口的外形不适合扁平机身，难以实现飞行器一体化设计。因此，需要发展一种矢量控制灵活、隐身能力优秀且易于机身一体化设计的喷管。


技术实现要素：

5.发明目的：针对背景技术中提出的问题，本发明基于轴对称喉道偏移式气动矢量喷管，通过将喷管截面形状改变成椭圆形，改变了喷管内部流场结构，加强了喷管出口气流的掺混效果，提高了喷管的隐身性能，此外矢量控制十分灵活，解决了现代飞行器对强隐身性能和高机动性能的迫切需求。
6.技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
7.一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法，包括如下步骤：
8.步骤s1、建立坐标系：设定沿喷管轴向为x轴，与x轴垂直且处于水平方向的为y轴，与x轴垂直且处于竖直方向的为z轴；
9.步骤s2、选定喉道偏移式气动矢量喷管基准型线，沿x轴旋转一圈，得到轴对称喷管，将该轴对称喷管作为设计的基准构型；所述轴对称喷管沿x轴依次包括喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段和二喉道；
10.步骤s3、保证内流道各截面的面积不变，将各截面沿y轴方向拉伸，沿z轴方向缩短，使喷管内流道截面形状由圆形转变为椭圆形；其中y轴方向被拉伸至原来的k倍，z轴方向被缩短为原来的1/k，喷管短长轴半径之比b/a＝1/(k^2)；其中k(k＞1)为形状因子,a、b分别为椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的长轴半径与短轴半径；
11.步骤s4、完善内流道各几何参数的优化修型，获得最终的椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管。
12.进一步地，所述步骤s3中，内流道截面设计选用以下任意一种：
13.(1)、从最外侧喷管进口处将截面形状拉伸为椭圆形，即整个喷管内流道的流通截面均为椭圆形；
14.(2)、内流道从一喉道前部收敛段某处开始将截面形状设置为椭圆形，即内流道中等直段的流通截面保持圆形，一喉道前部收敛段的流通截面由圆形过渡到椭圆形，从一喉道到二喉道的流通截面为椭圆形；
15.(3)、内流道从二喉道前部扩张段某处开始将截面形状设置为椭圆形，即内流道中从喷管进口到一喉道的流通截面保持圆形，二喉道前部扩张段的流通截面由圆形过渡到椭圆形，使从二喉道前部收敛段到二喉道的流通截面为椭圆形。
16.进一步地，所述步骤s4中，完善内流道各几何参数的优化修型包括：所述喷管的凹腔扩张角θ1取值范围为：10
゜
～16
゜
，其中凹腔扩张角θ1为二喉道前部扩张段的扩张角。
17.进一步地，所述步骤s4中，完善内流道各几何参数的优化修型包括：所述喷管的凹腔收敛角θ2取值范围为：42
゜
～56
゜
，其中凹腔收敛角θ2为二喉道前部收敛段的收敛角。
18.进一步地，所述步骤s4中，完善内流道各几何参数的优化修型包括：所述喷管凹腔真实长度l保持不变，其中凹腔真实长度l为喷管一喉道截面到喷管出口截面的轴向长度。
19.进一步地，所述步骤s4中，完善内流道各几何参数的优化修型包括：所述喷管的面积比a2/a1取值范围为1.2～1.5，其中a2为二喉道面积，a1为一喉道面积。
20.进一步地，所述步骤s4中，完善内流道各几何参数的优化修型包括：在一喉道出进行倒圆处理，且倒圆半径2r
t
/(b+a)取值范围为0.6～1.0，其中r
t
为基准轴对称构型喷管一喉道处的倒圆半径。
21.有益效果：
22.本发明通过改变双喉道矢量喷管的截面形状，获得了一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法。相对于轴对称喷管，椭圆形截面的喷管能够有效加强喷管出口的掺混性能，从而提高喷管的红外隐身性能；而相对于矩形出口喷管，椭圆形截面的喷管够提供全向矢量角，从而使得矢量控制更加灵活。此外该喷管扁平的形状也更加适配诸如飞翼布局的飞行器。通过上述设计方法，本喷管可以同时兼顾隐身性能和机动性能，从而为装配它的飞行器提供更强的空中作战优势。具体表现在：
23.(1)相比传统的轴对称双喉道喷管，本发明喷管出口气流的流向涡强度显著增强，且出口气流温度衰减速度更快，高温核心区长度降低了超过三分之一，可见椭圆喷管的掺混能力得到增强，有利于提高喷管的隐身性能；
24.(2)相比二元异形截面喷管，本发明能够提供全向矢量角，进而增强了飞行器的机动性与灵活性；
25.(3)本发明仅仅通过改变内流道截面形状获得了较好的气流掺混效果，保持了原有喉道偏移式气动矢量喷管的基本结构和原有控制规律，依旧可以提供较大的推力矢量角；
26.(4)非轴对称的流道壁面设计，更能满足未来飞行器气动
‑
隐身一体化布局的要求，有效降低后机身飞行阻力与后机身设计难度，用途广泛。
附图说明
27.图1为本发明中喉道偏移式气动矢量喷管的沿流向剖视图；
28.图2为本发明中喉道偏移式气动矢量喷管的垂直流向剖视图；
29.图3为本发明中喉道偏移式气动矢量喷管的轴测图；
30.图4为本发明中流通截面从喷管进口到喷管出口呈椭圆形的喷管构型的轴测图；
31.图5为本发明中流通截面从一喉道到喷管出口呈椭圆形的喷管构型的轴测图，其中一喉道前部收敛段为圆形转椭圆形截面过渡段；
32.图6为本发明中流通截面从二喉道前部收敛段到喷管出口呈椭圆形的喷管构型的轴测图，其中二喉道前部扩张段为圆形转椭圆形截面过渡段；
33.图7为本发明实施例中非矢量状态下两种不同构型的喷管在典型工况下喷管出口射流沿程横截面流向涡量云图；
34.图8为本发明实施例中非矢量状态下两种不同构型的喷管在典型工况下喷管出口沿x轴方向流场纵向切片静温云图；
35.图9为本发明实施例中非矢量状态下不同短长径比b/a情况下的典型构型喉道偏移式气动矢量喷管的推力系数变化图；
36.图10为本发明实施例中矢量状态下不同短长径比b/a与不同旁路通道安装位置情况下的典型构型喉道偏移式气动矢量喷管的推力系数变化图；
37.图11为本发明实施例中矢量状态下不同短长径比b/a与不同旁路通道安装位置情况下的典型构型喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角变化图。
38.附图标记说明：
[0039]1‑
喷管进口；2
‑
等直段；3
‑
一喉道前部收敛段；4
‑
一喉道；5
‑
二喉道前部扩张段；6
‑
二喉道前部收敛段；7
‑
二喉道。
具体实施方式
[0040]
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
[0041]
本发明提供的椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法包括以下步骤：
[0042]
步骤s1、建立坐标系：设定沿喷管轴向为x轴，与x轴垂直且处于水平方向的为y轴，与x轴垂直且处于竖直方向的为z轴。
[0043]
步骤s2、选定喉道偏移式气动矢量喷管基准型线，沿x轴旋转一圈，得到轴对称喷管，将该轴对称喷管作为设计的基准构型；所述轴对称喷管沿x轴依次包括喷管进口1、等直段2、一喉道前部收敛段3、一喉道4、二喉道前部扩张段5、二喉道前部收敛段6和二喉道7。如图1所示。
[0044]
步骤s3、保证内流道各截面的面积不变，将各截面沿y轴方向拉伸，沿z轴方向缩短，使喷管内流道截面形状由圆形转变为椭圆形；其中y轴方向被拉伸至原来的k倍，z轴方向被缩短为原来的1/k，喷管短长轴半径之比b/a＝1/(k^2)；其中k(k＞1)为形状因子,a、b分别为椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的长轴半径与短轴半径，如图2
‑
3所示。
[0045]
本发明提供的构型将原本轴对称的壁面改为压扁的非轴对称内壁面，使得喷管整个内流道流通截面为椭圆形。其主要结构与轴对称喉道偏移式气动矢量喷管基本一致，本喷管的控制规律也与原竖直侧壁的喉道偏移式气动矢量喷管一致。
[0046]
椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的矢量产生原理如下：在喷管一喉道附近对气流施加扰动，一喉道气动截面发生偏移，主流流动方向变化，凹腔分离区扩张进一步压迫主流，使得主流贴近壁面流动，然后由于二次收缩段的存在，扩张段附壁的主流被强制转向，最终主流在壁面压差的作用下，以一定的矢量角喷出，进而产生稳定的推力矢量。同时，椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管内流道沿流向截面面积为椭圆形，这使得喷管内部流场结构发生变化，进而增强了喷管出口气流的掺混能力,提高了喷管的隐身性能。
[0047]
对于步骤s3中内流道各截面的变化设计，主要采用以下几种方式中的一种：
[0048]
(1)、从最外侧喷管进口处将截面形状拉伸为椭圆形，即整个喷管内流道的流通截面均为椭圆形，如图4所示。
[0049]
(2)、内流道从一喉道前部收敛段某处开始将截面形状设置为椭圆形，即内流道中等直段的流通截面保持圆形，一喉道前部收敛段的流通截面由圆形过渡到椭圆形，从一喉道到二喉道的流通截面为椭圆形，如图5所示。
[0050]
(3)、内流道从二喉道前部扩张段某处开始将截面形状设置为椭圆形，即内流道中从喷管进口到一喉道的流通截面保持圆形，二喉道前部扩张段的流通截面由圆形过渡到椭圆形，使从二喉道前部收敛段到二喉道的流通截面为椭圆形，如图6所示。
[0051]
上述三种方案仅作为对于典型构型的描述，具体喷管壁面设置方案需要结合具体飞行器气动性能、隐身性能以及后机身一体化等需求进行设计。
[0052]
步骤s4、完善内流道各几何参数的优化修型，获得最终的椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管。具体包括：
[0053]
(1)、对喷管的凹腔扩张角θ1，即二喉道前部扩张段的扩张角进行约束。当凹腔扩张角较小时，喷管凹腔内出现较强的诱导激波，喷管存在起动问题；而当凹腔扩张角增大时，喷管的推力系数和流量系数又会降低。因此，基准轴对称构型喷管凹腔扩张角θ1选在10
゜
～18
゜
范围内。且由于椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管周向各个方向的凹腔扩张角并不一致，由基准轴对称构型喷管设计而来的椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管周向各处的凹腔扩张角θ1选在10
゜
～16
゜
范围内。
[0054]
(2)、对喷管的凹腔收敛角θ2，即二喉道前部收敛段的收敛角进行约束。当凹腔收敛角较小时，凹腔内存在较强的诱导激波和正激波(或马赫盘)，导致喷管的推力损失相对较大，喷管不起动；但随着凹腔收敛角增大，凹腔内激波逐渐减弱甚至消失，喷管的推力损
失较小，趋于起动。因此，基准轴对称构型喷管凹腔收敛角θ2选在40
゜
～60
゜
范围内。且由于椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管周向各个方向的凹腔收敛角并不一致，由基准轴对称构型喷管设计而来的椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管周向各处的凹腔收敛角θ2选在42
゜
～56
゜
范围内。
[0055]
(3)、对喷管凹腔长度l/r1进行约束，其中，l为凹腔真实长度，即喷管一喉道截面到喷管出口截面的轴向长度，r1为基准构型中一喉道截面圆的半径。当喷管凹腔长度较小时，凹腔内存在较强的诱导激波和正激波(或马赫盘)，使得喷管的流量系数相对较高但推力损失较大，喷管不起动。然而，随着凹腔长度延长，凹腔内激波逐渐减弱甚至消失，喷管的推力系数升高，趋于起动。若继续延长喷管凹腔长度，凹腔内的流动损失会增大，喷管的推力系数和流量系数均会下降。因此，基准轴对称构型喷管凹腔长度l/r1选在2.5～3范围内。且由于椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管长轴半径与短轴半径并不相等，由基准轴对称构型喷管设计而来的椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管，保持喷管凹腔真实长度l不变。
[0056]
(4)、对喷管面积比a2/a1，即二喉道面积a2与一喉道面积a1之比进行约束。喷管面积比a2/a1对旁路式双喉道喷管的起动特性有重大影响。当面积比较大时，会出现喷管不起动的问题，因此椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管，其面积比也选在1.2～1.5范围内。
[0057]
(5)、对一喉道进行倒圆处理，这有助于改善气流在喉道附近的流动情况，增大喷管的实际流通面积，提高喷管的推力系数和流量系数。对于椭圆形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，其长轴半径与短轴半径并不相等，且一喉道周向各个方向的倒圆实际半径也并不一致，所以椭圆喷管倒圆半径2r
t
/(b+a)选在0.6～1.0之间，其中r
t
为基准轴对称构型喷管一喉道处的倒圆半径。
[0058]
喷管的正常工作状态包括矢量状态与非矢量状态。工作状态通过一喉道处是否施加扰动来切换。以矢量状态为例，在一喉道长轴或短轴方向施加扰动，使得主流的流动方向发生偏转，并沿着二喉道前部扩张收敛段壁面流动，通过凹腔的作用将气流折转效果放大喷出，最终产生矢量角。由于本发明的喷管出口前段流通截面为椭圆形，无论是矢量状态还是非矢量状态，其内部流场结构并不中心对称，出口气流的掺混能力得到增强，提高了喷管的红外隐身能力。此外，在其矢量状态下，本喷管通过在一喉道不同方向施加扰动，理论上可以提供全向矢量角，从而使得飞行器具备更强的机动性能。因此，该喷管具备红外隐身以及全向矢量控制的能力，这是轴对称喷管和矩形截面喷管所不具备的。此外，一般飞行器为扁平机身，因此喷管需要扁平放置，让长轴方向保持水平。
[0059]
下面提供2个具体实施例，进一步验证本发明提供的椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法的技术效果。
[0060]
实施例1
[0061]
针对典型构型的自适应无源型椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管。
[0062]
图7展示的是非矢量状态下npr＝6、t
0*
＝300k时b/a＝1和b/a＝0.6这两种双喉道矢量喷管(dual throat nozzle，简称dtn)喷管出口射流沿程横截面流向涡量云图，其中将出口流场沿射流发展方向以一组无量纲距离x/l＝0、0.5、1、1.5、2.5作y
‑
z平面切片，无量纲距离x/l表示切片距喷管出口的距离x与喷管总长l的比值。该图展示了喷管出口射流沿程截面切片的流向涡量云图，射流在流向涡流和逆向涡流的相互作用下与环境气体进行动量和热量的交换，涡量尺度沿流向逐步衰减。对比两幅云图可知，b/a＝0.6时，在下游流场
中的同一截面处，b/a＝0.6椭圆形截面dtn出口的流向涡量大小及涡的影响范围都较b/a＝1轴对称dtn有明显的提高，明显增大了气流掺混区域。
[0063]
图8是非矢量状态下npr＝4、t
0*
＝1600k时b/a＝1和b/a＝0.6这两种dtn喷管出口沿x方向流场纵向切片静温云图。由图可见，随着向下游发展的过程中与外界气流的掺混，射流不再维持原本的出口形状，轴对称构型的出口射流沿流向先是发展成类似于三角形的形状，后来又逐渐发展呈圆形，不同距离的温度场切片形状较规则，而椭圆形构型喷管的出口射流则形成了类似“蝴蝶”形状的参数分布，温度场切片形状较扭曲。在x/l＝1、1.5、2.5处可以看到，椭圆形构型的温度场中心红色高温区域明显小于轴对称构型。“蝴蝶”形的温度云图反映了椭圆形构型喷管出口射流的掺混模式，在类似“内压外拉”的作用下，势流核心区被快速地拉伸和耗散，沿流向温度降低。随着流动的继续，“蝴蝶”型的参数分布逐渐融合，最终耗散完全，又在此形成了类似椭圆形的参数分布形式，如x/l＝2.5处温度切片所示，此时温度参数分布已十分均匀，达到了较好的掺混效果。
[0064]
实施例2
[0065]
针对典型构型的自适应无源型椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管。
[0066]
图9展示的是非矢量状态下短长径比为b/a＝1.0、b/a＝0.8、b/a＝0.6、b/a＝0.4的椭圆形喷管在落压比(npr)2
‑
10范围内的推力系数变化曲线。可见，b/a越小，推力系数呈上升趋势。
[0067]
图10展示的是矢量状态下短长径比为b/a＝1.0、b/a＝0.8、b/a＝0.6、b/a＝0.4的椭圆形喷管在旁路通道不同布置位置情况下随落压比(npr)变化的推力系数变化曲线。图中，long表示旁路通道布置在一喉道长轴方向，short表示旁路通道布置在一喉道短轴方向。由图可见，与非矢量状态的结果相反，矢量状态下b/a越小，推力系数呈下降趋势，此外旁路通道布置在短轴方向的构型其推力系数要显著高于旁路通道布置在长轴方向的构型。
[0068]
图11展示的是矢量状态下短长径比为b/a＝1.0、b/a＝0.8、b/a＝0.6、b/a＝0.4的椭圆形喷管在旁路通道不同布置位置情况下随落压比(npr)变化的矢量角变化曲线。由图可见，矢量状态下b/a越小，矢量角呈下降趋势，此外由于喷管椭圆形的内流道截面形状，使得原本对称分布的流场结构发生变化，从而导致喷管矢量状态下的俯仰和偏航矢量角并不一致，图中可以明显看出，旁路通道布置在短轴方向的构型其矢量角要显著高于旁路通道布置在长轴方向的构型。
[0069]
综合考虑喷管在矢量/非矢量状态下的推力特性和矢量特性，短长径比b/a的选取以0.6～0.8为宜，且应将旁路通道布置于喷管短轴方向，这样能够获得更优的工作性能，但实际应用中可以根据气动性能要求、隐身性需求以及后机身一体化等需求进行设计。
[0070]
本发明实现俯仰方向控制的原理、注气位置、注气角度等与常规喉道偏移式气动矢量喷管一致，在此不再赘述。同时，本发明适用范围同时满足主动有源型和自适应无源型的喉道偏移式气动矢量喷管。
[0071]
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。