CN110889180A - 一种扇环转矩形隔离段设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种扇环转矩形隔离段设计方法，隔离段入口截面为扇环，出口截面为矩形；从扇环过渡到矩形的过程中采用沿程法向截面几何相似原则，通过控制扇环中心到矩形中心沿程引导曲线AB，扇环中心线弧长Lc，扇环厚度h，沿程法向面积S和扇环扇角α的渐变过渡，保证了反压状态下的隔离段流场稳定性，本发明能够实现隔离段由扇环转矩形的几何型面平滑过渡，并且具备优良气动性能。

Description

一种扇环转矩形隔离段设计方法
技术领域
本发明属于吸气式飞行器发动机技术领域，具体涉及一种扇环转矩形隔离段设计方法。
背景技术
双模态冲压发动机组成部分包括：前体/进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管/后体。隔离段位于进气道和燃烧室之间，通常是一段等截面或略微扩张的圆管或者矩形管道。虽然隔离段几何构型比较简单，但是它内部的流动现象却很复杂。发动机亚燃模态下，隔离段起到将超声速气流滞止为亚声速，满足下游燃烧室燃烧所需流动条件的作用，通过激波串匹配下游燃烧室高反压，防止下游燃烧室反压的变化影响上游进气道的流态，避免进气道不起动。作为飞行器的一个重要部件隔离段的性能直接影响冲压发动机的整体性能以及各部件的稳定性，所以对隔离段的研究有重要的工程意义。
从另一方面来看，冲压发动机流道为管道构型，占据很大一部分飞行器内部空间。为了便于飞行器内部设备安装，需要匹配发动机燃烧室和尾喷管构型及布局位置。进气道喉道截面形状及位置由进气道形式、几何尺寸及布局位置确定，这些都需要与飞行器气动外形开展一体化设计。隔离段作为连接进气道喉道和燃烧室入口的部件，要求其能够光顺连接上下游截面，并且具备优良气动性能。隔离段既要实现进气道与燃烧室几何型面过渡，又要实现性能匹配。
通常隔离段截面为矩形或圆形，关于进气道喉道截面形状为扇环形、燃烧室入口形状为矩形，即隔离段为扇环转矩形的异形隔离段涉及较少。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种扇环转矩形隔离段设计方法，能够实现隔离段由扇环转矩形的几何型面平滑过渡，并且具备优良气动性能。
实现本发明的技术方案如下：
一种扇环转矩形隔离段设计方法，隔离段入口截面为扇环，出口截面为矩形；从扇环过渡到矩形的过程中采用沿程法向截面几何相似原则，通过控制扇环中心到矩形中心沿程引导曲线AB，扇环中心线弧长Lc，扇环厚度h，沿程法向面积S和扇环扇角α的渐变过渡，保证了反压状态下的隔离段流场稳定性。
进一步地，所述设计方法具体为：
步骤一、将隔离段沿程截面均采用扇环参数描述，隔离段出口矩形截面认为是内外环半径趋于无穷大的扇环，扇环内环和外环半径算术平均值为扇环中心线半径y0，扇环扇角为α，扇环外环与内环半径之差为扇环厚度h，扇环中心线弧长为Lc，扇环面积为S；
步骤二、确定隔离段沿程引导曲线AB分布，其中隔离段进口截面中心点为A，隔离段出口截面中心点为B；A的方向为隔离段进口截面法向，B方向为隔离段出口截面法向；引导曲线AB采用6阶bezier样条曲线确定，其中beizer样条曲线前三个点控制起点方向，后三个点控制终点方向，中间点控制引导曲线形状；
步骤三、隔离段沿程扇环面积扩张比ER采用6阶bezier样条曲线确定，其中beizer样条曲线前三个点控制起点面积变化趋势，后三个点控制终点面积变化趋势，中间点控制沿程面积分布形状；
步骤四、隔离段沿程扇环中心线弧长Lc采用6阶bezier样条曲线确定，其中beizer样条曲线前三个点控制起点弧长变化趋势，后三个点控制终点弧长变化趋势，中间点控制弧长沿程分布形状；
步骤五、隔离段沿程扇环扇角α最大取值为隔离段进口截面扇环扇角，沿程扇角从α渐变到0°，扇角α采用6阶bezier样条曲线确定，其中beizer样条曲线前三个点控制起点扇角变化趋势，后三个点控制终点扇角变化趋势，中间点控制扇角沿程分布形状；
步骤六、确定隔离段进口扇环圆心为坐标原点，进口扇环法向为x轴，扇环对称线为y轴，按照右手法则确定z轴；根据上述步骤确定的沿程引导曲线AB、沿程面积扩张比ER、中心线弧长Lc和扇角α；以及扇环中心线弧长公式Lc＝α*y0和扇环面积公式S＝Lc*h获得隔离段沿程截面坐标。
有益效果：
1、本发明将扇环转矩形隔离段沿程截面均简化为扇环，构造了一种参数化实现隔离段型面的方法，便于从几何约束上连接进气道与燃烧室。
2、本发明隔离段沿程截面面积可控，可以最大程度上提高隔离段抗反压的能力，简化进气道与燃烧室性能匹配。
附图说明
图1是隔离段进口扇环截面。其中，1-扇环截面；2-扇环外圆弧；3-扇环内圆弧；4-扇环侧边；5-扇环中心线弧长Lc。
图2是隔离段沿程扇环截面。其中，6-沿程法向扇环截面。
图3是隔离段出口矩形截面。其中，7-矩形截面。
图4是隔离段沿程引导曲线(AB)。其中，点A为隔离段进口截面中心点；点B为隔离段出口截面中心点。
图5是隔离段沿程截面面积扩张比(ER)分布。
图6是隔离段沿程截面中心线弧长(Lc)分布。
图7是隔离段沿程扇环截面扇角(α)分布。
图8是隔离段三维型面。曲线AB为隔离段沿程引导线。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种扇环转矩形隔离段设计方法，本发明的技术方法实现步骤如下：
步骤一、定义隔离段沿程法向截面参数。隔离段沿程截面均采用扇环参数描述。如图3所示，隔离段出口矩形截面可以认为是内外环半径趋于无穷大的扇环。如图1和图2所示，扇环内环和外环半径算术平均值为扇环中心线半径y0。扇环扇角为α。扇环外环与内环半径之差为扇环厚度h。扇环中心线弧长为Lc。扇环面积为S。
步骤二、确定隔离段沿程引导曲线AB分布。其中隔离段进口截面中心点为A，隔离段出口截面中心点为B。曲线AB的起点A方向为隔离段进口截面法向，终点B方向为隔离段出口截面法向。引导线曲线AB采用6阶bezier样条曲线确定。其中beizer样条曲线前三个点控制起点方向，后三个点控制终点方向。中间点控制引导曲线形状。图4是隔离段沿程引导曲线(AB)。
步骤三、确定隔离段沿程扇环面积扩张比ER。面积扩张比ER采用6阶bezier样条曲线确定。其中beizer样条曲线前三个点控制起点面积变化趋势，后三个点控制终点面积变化趋势。中间点控制面积沿程分布形状。图5为隔离段沿程截面面积扩张比(ER)分布。
步骤四、确定隔离段沿程扇环中心线弧长Lc。中心线弧长Lc采用6阶bezier样条曲线确定。其中beizer样条曲线前三个点控制起点弧长变化趋势，后三个点控制终点弧长变化趋势。中间点控制弧长沿程分布形状。如图6为隔离段沿程截面中心线弧长(Lc)分布。
步骤五、确定隔离段沿程扇环扇角α。扇角α最大取值为隔离段进口截面扇环扇角。沿程扇角从α渐变到0°。扇角α采用6阶bezier样条曲线确定。其中beizer样条曲线前三个点控制起点扇角变化趋势，后三个点控制终点扇角变化趋势。中间点控制扇角沿程分布形状。如图7为隔离段沿程扇环截面扇角(α)分布。
步骤六、构造隔离段三维型面。确定隔离段进口扇环圆心为坐标原点，进口扇环法向为x轴，扇环对称线为y轴。按照右手法则确定z轴。分别根据上述步骤给定沿程引导曲线AB、沿程面积扩张比ER、中心线弧长Lc和扇角α。根据扇环中心线弧长公式Lc＝α*y0和扇环面积公式S＝Lc*h获得隔离段沿程截面坐标。
以下用一个具体实施案例介绍本发明所涉及的隔离段方案在冲压发动机设计中的具体应用。
图8为通过本发明实现的隔离段构型方案示意图。
其中，隔离段进口扇环截面控制参数为：α＝62°，h＝32，Lc＝865
出口矩形截面控制参数为：α＝0°，h＝104，Lc＝280。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种扇环转矩形隔离段设计方法，其特征在于，隔离段入口截面为扇环，出口截面为矩形；从扇环过渡到矩形的过程中采用沿程法向截面几何相似原则，通过控制扇环中心到矩形中心沿程引导曲线AB，扇环中心线弧长Lc，扇环厚度h，沿程法向面积S和扇环扇角α的渐变过渡，保证了反压状态下的隔离段流场稳定性。
2.如权利要求1所述的一种扇环转矩形隔离段设计方法，其特征在于，所述设计方法具体为：
步骤一、将隔离段沿程截面均采用扇环参数描述，隔离段出口矩形截面认为是内外环半径趋于无穷大的扇环，扇环内环和外环半径算术平均值为扇环中心线半径y0，扇环扇角为α，扇环外环与内环半径之差为扇环厚度h，扇环中心线弧长为Lc，扇环面积为S；
步骤二、确定隔离段沿程引导曲线AB分布，其中隔离段进口截面中心点为A，隔离段出口截面中心点为B；A的方向为隔离段进口截面法向，B方向为隔离段出口截面法向；引导曲线AB采用6阶bezier样条曲线确定，其中beizer样条曲线前三个点控制起点方向，后三个点控制终点方向，中间点控制引导曲线形状；
步骤三、隔离段沿程扇环面积扩张比ER采用6阶bezier样条曲线确定，其中beizer样条曲线前三个点控制起点面积变化趋势，后三个点控制终点面积变化趋势，中间点控制沿程面积分布形状；
步骤四、隔离段沿程扇环中心线弧长Lc采用6阶bezier样条曲线确定，其中beizer样条曲线前三个点控制起点弧长变化趋势，后三个点控制终点弧长变化趋势，中间点控制弧长沿程分布形状；
步骤五、隔离段沿程扇环扇角α最大取值为隔离段进口截面扇环扇角，沿程扇角从α渐变到0°，扇角α采用6阶bezier样条曲线确定，其中beizer样条曲线前三个点控制起点扇角变化趋势，后三个点控制终点扇角变化趋势，中间点控制扇角沿程分布形状；
步骤六、确定隔离段进口扇环圆心为坐标原点，进口扇环法向为x轴，扇环对称线为y轴，按照右手法则确定z轴；根据上述步骤确定的沿程引导曲线AB、沿程面积扩张比ER、中心线弧长Lc和扇角α；以及扇环中心线弧长公式Lc＝α*y0和扇环面积公式S＝Lc*h获得隔离段沿程截面坐标。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112541234A (zh) * 2020-11-13 2021-03-23 江苏徐工工程机械研究院有限公司 一种叶轮机械非等厚叶片设计方法
CN114564817A (zh) * 2022-01-20 2022-05-31 南京航空航天大学 一种扇环形入口转矩形出口隔离段设计方法
CN114564817B (zh) * 2022-01-20 2024-06-07 南京航空航天大学 一种扇环形入口转矩形出口隔离段设计方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5439402A (en) * 1994-09-30 1995-08-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Design of an integrated inlet duct for efficient fluid transmission
CN104210672A (zh) * 2014-07-18 2014-12-17 中国人民解放军国防科学技术大学 高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法
CN108876911A (zh) * 2018-06-27 2018-11-23 中国人民解放军国防科技大学 一种超声速流道三维流场计算方法及装置
CN108999845A (zh) * 2018-09-06 2018-12-14 中国人民解放军国防科技大学 一种基于几何融合的三维变截面弯曲流道设计方法及装置
CN110414168A (zh) * 2019-08-05 2019-11-05 中国人民解放军国防科技大学 基于与前机身耦合优化的高超声速隔离段设计方法及系统

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5439402A (en) * 1994-09-30 1995-08-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Design of an integrated inlet duct for efficient fluid transmission
CN104210672A (zh) * 2014-07-18 2014-12-17 中国人民解放军国防科学技术大学 高超声速乘波机身与进气道一体化设计方法
CN108876911A (zh) * 2018-06-27 2018-11-23 中国人民解放军国防科技大学 一种超声速流道三维流场计算方法及装置
CN108999845A (zh) * 2018-09-06 2018-12-14 中国人民解放军国防科技大学 一种基于几何融合的三维变截面弯曲流道设计方法及装置
CN110414168A (zh) * 2019-08-05 2019-11-05 中国人民解放军国防科技大学 基于与前机身耦合优化的高超声速隔离段设计方法及系统

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
曹学斌;满延进;李大进;朱守梅;马雪松;: "畸变气流影响下C-SiC复合材料隔离段稳态特性试验研究", 推进技术 *
田旭昂;王成鹏;程克明;: "变截面隔离段流场数值分析", 推进技术 *
黄辉先;李斌;庄选;李燕;: "不同来流条件下高超声速进气道/隔离段的数值模拟", 湘潭大学自然科学学报 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112541234A (zh) * 2020-11-13 2021-03-23 江苏徐工工程机械研究院有限公司 一种叶轮机械非等厚叶片设计方法
CN112541234B (zh) * 2020-11-13 2023-10-03 江苏徐工工程机械研究院有限公司 一种叶轮机械非等厚叶片设计方法
CN114564817A (zh) * 2022-01-20 2022-05-31 南京航空航天大学 一种扇环形入口转矩形出口隔离段设计方法
CN114564817B (zh) * 2022-01-20 2024-06-07 南京航空航天大学 一种扇环形入口转矩形出口隔离段设计方法

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