CN114021255A - 一种单边膨胀喷管设计方法 - Google Patents

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蔡伊雯
尹超
盛发家
何墨凡
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Abstract

本发明提供一种单边膨胀喷管设计方法，属于高超声速飞机单边膨胀喷管设计领域。本发明采用参数化设计，以光滑连续的曲线构建喷管壁面。本发明方法可以快速设计出一种壁面曲率连续的单边膨胀喷管，应用此设计方法可以显著缩短设计周期。

Description

一种单边膨胀喷管设计方法
技术领域
本发明涉及高超声速飞机单边膨胀喷管设计领域，提出了一种高超声速飞机单边膨胀喷管设计方法。
背景技术
喷管是高超声速飞机的重要组成部分，其性能对于高超声速飞机具有重要影响，即使喷管性能有细微的变化也会引起高超声速飞机性能的巨大变化。单边膨胀喷管是目前高超声速飞机常采用的喷管形式，其在发动机不同工作状态下为飞机提供推力。传统的单边膨胀喷管设计方法是构建若干几何参数，建立参数模型，形成喷管的流路型面。喷管的流路型面由一组线段表示，线段之间采用圆弧光滑连接。由于直线和圆弧曲率不一致，导致曲线的结合处存在曲率不连续的过渡点，在曲率不连续的点易产生速度和压力的突变，降低了喷管的性能。
传统的单边膨胀喷管设计方法是构建若干几何参数，建立参数模型，形成喷管的流路型面。喷管的流路型面由一组线段表示，线段之间采用圆弧光滑连接。由于直线和圆弧曲率不一致，导致曲线的结合处存在曲率不连续的过渡点，在曲率不连续的点易产生速度和压力的突变，降低了喷管的性能。本发明提供了一种单边膨胀喷管设计方法，采用参数化设计，以光滑连续的曲线构建喷管壁面。
发明内容
本发明的目的是提供一种单边膨胀喷管设计方法。
本发明的技术方案：
一种单边膨胀喷管设计方法，采用参数化设计，以光滑连续的曲线构建喷管型面，具体流程为：
步骤一、定义喷管气动设计的初始参数并赋值；
所述的初始参数包括喷管的进口内径R_in、喷管壁面入口角度α1、喷管喉部内径R_th、喷管出口内径R_out、喷管壁面出口角度β1、喷管收敛段长度L1、喷管扩张段长度L2、喷管总长度L、喷管外罩上型线高度y_1、喷管外罩上型线起始角度α2、喷管外罩上型线出口角度β2、喷管外罩下型线高度y_2、喷管外罩下型线起始角度α3、喷管外罩下型线出口角度β3和喷管出口斜切角度θ。
步骤二、求解喷管壁面型线进而获得喷管壁面；
喷管型线包括喷管外罩上型线、喷管外罩下型线和喷管壁面型线；所述的喷管壁面型线采用以下五次多项式曲线求解：
五次多项式曲线控制方程为：y＝a0+a1x+a2x2+a3x3+a4x4+a5x5。
其一阶导数为：y’＝a1+2a2x+3a3x2+4a4x3+5a5x4。
设定五次多项式曲线的起点坐标、一阶导数分别为(x1,y1)、y1’，中间点坐标、一阶导数分别为(x2,y2)、y2’，终点坐标、一阶导数分别为(x3,y3)、y3’，根据线性方程组(1)求出系数a0、a1、a2、a3、a4和a5。将系数a0、a1、a2、a3、a4和a5代入方程中即可得到该曲线方程。
Figure BDA0003339358600000021
其中，喷管入口横坐标对应x1，喷管喉道横坐标对应x2，喷管出口末端横坐标对应x3，喷管进口内径R_in对应y1，喷管喉部内径R_th对应y2，喷管出口内径R_out对应y3，喷管壁面入口处一阶导数值tanα1对应y1’，喷管壁面出口处一阶导数值tanβ1对应y3’，喷管喉部壁面一阶导数tanγ1对应y2’(初始喷管喉部壁面一阶导数为0)。
求解出的喷管壁面型线绕x轴旋转一周可形成轴对称的喷管壁面。
步骤三、求解喷管外罩型面
按照喷管与飞机一体化设计，确定喷管壁面出口斜切角度θ，用与水平面夹角为θ的平面截短喷管壁面，形成喷管出口型面，进而确定喷管外罩上型线、喷管外罩下型线的终点位置；根据飞机外形确定喷管外罩上型线的起点位置y_1和角度α2，同时利用喷管出口末端位置确定喷管外罩上型线的尾端位置R_out和角度β2，在喷管外罩上型线的起始两端点间用圆弧过渡生成喷管外罩上型线。同理根据喷管外罩型下线的起点位置y_2、角度α3和尾端位置y_3、角度β3确定喷管外罩下型线。利用喷管外罩上型线、喷管外罩下型线和中间过渡曲线，通过扫掠过渡形成喷管外罩型面。
步骤四、计算喷管气动性能，验证设计方案可行性。
本发明的有益效果：本发明提供的单边膨胀喷管设计方法，可以快速设计出一种壁面曲率连续的单边膨胀喷管，应用此设计方法可以显著缩短设计周期。
附图说明
图1为单边膨胀喷管示意图。
图2为喷管设计参数。
具体实施方式
一种单边膨胀喷管设计方法，采用参数化设计，以光滑连续的曲线构建喷管型面，具体流程为：
步骤一、定义喷管气动设计的初始参数并赋值；
所述的初始参数包括喷管的进口内径R_in、喷管壁面入口角度α1、喷管喉部内径R_th、喷管出口内径R_out、喷管壁面出口角度β1、喷管收敛段长度L1、喷管扩张段长度L2、喷管总长度L、喷管外罩上型线高度y_1、喷管外罩上型线起始角度α2、喷管外罩上型线出口角度β2、喷管外罩下型线高度y_2、喷管外罩下型线起始角度α3、喷管外罩下型线出口角度β3和喷管出口斜切角度θ。
步骤二、求解喷管壁面型线进而获得喷管壁面；
喷管型线包括喷管外罩上型线、喷管外罩下型线和喷管壁面型线；所述的喷管壁面型线采用以下五次多项式曲线求解：
五次多项式曲线控制方程为：y＝a0+a1x+a2x2+a3x3+a4x4+a5x5。
其一阶导数为：y’＝a1+2a2x+3a3x2+4a4x3+5a5x4。
设定五次多项式曲线的起点坐标、一阶导数分别为(x1,y1)、y1’，中间点坐标、一阶导数分别为(x2,y2)、y2’，终点坐标、一阶导数分别为(x3,y3)、y3’，根据线性方程组(1)求出系数a0、a1、a2、a3、a4和a5。将系数a0、a1、a2、a3、a4和a5代入方程中即可得到该曲线方程。
Figure BDA0003339358600000041
其中，喷管入口横坐标对应x1，喷管喉道横坐标对应x2，喷管出口末端横坐标对应x3，喷管进口内径R_in对应y1，喷管喉部内径R_th对应y2，喷管出口内径R_out对应y3，喷管壁面入口处一阶导数值tanα1对应y1’，喷管壁面出口处一阶导数值tanβ1对应y3’，喷管喉部壁面一阶导数tanγ1对应y2’(初始喷管喉部壁面一阶导数为0)。
求解出的喷管壁面型线绕x轴旋转一周可形成轴对称的喷管壁面。
步骤三、求解喷管外罩型面
按照喷管与飞机一体化设计，确定喷管壁面出口斜切角度θ，用与水平面夹角为θ的平面截短喷管壁面，形成喷管出口型面，进而确定喷管外罩上型线、喷管外罩下型线的终点位置；
根据飞机外形确定喷管外罩上型线的起点位置y_1和角度α2，同时利用喷管出口末端位置确定喷管外罩上型线的尾端位置R_out和角度β2，在喷管外罩上型线的起始两端点间用圆弧过渡生成喷管外罩上型线。同理根据喷管外罩型下线的起点位置y_2、角度α3和尾端位置y_3、角度β3确定喷管外罩下型线。
利用喷管外罩上型线、喷管外罩下型线和中间过渡曲线，通过扫掠过渡形成喷管外罩型面。
步骤四、计算喷管气动性能，验证设计方案可行性。

Claims (1)

1.一种单边膨胀喷管设计方法，其特征在于，具体流程为：
步骤一、定义喷管气动设计的初始参数并赋值；
所述的初始参数包括喷管的进口内径R_in、喷管壁面入口角度α1、喷管喉部内径R_th、喷管出口内径R_out、喷管壁面出口角度β1、喷管收敛段长度L1、喷管扩张段长度L2、喷管总长度L、喷管外罩上型线高度y_1、喷管外罩上型线起始角度α2、喷管外罩上型线出口角度β2、喷管外罩下型线高度y_2、喷管外罩下型线起始角度α3、喷管外罩下型线出口角度β3和喷管出口斜切角度θ；
步骤二、求解喷管壁面型线进而获得喷管壁面；
喷管型线包括喷管外罩上型线、喷管外罩下型线和喷管壁面型线；所述的喷管壁面型线采用以下五次多项式曲线求解：
五次多项式曲线控制方程为：y＝a0+a1x+a2x2+a3x3+a4x4+a5x5；
其一阶导数为：y’＝a1+2a2x+3a3x2+4a4x3+5a5x4；
设定五次多项式曲线的起点坐标、一阶导数分别为(x1,y1)、y1’，中间点坐标、一阶导数分别为(x2,y2)、y2’，终点坐标、一阶导数分别为(x3,y3)、y3’，根据线性方程组(1)求出系数a0、a1、a2、a3、a4和a5；将系数a0、a1、a2、a3、a4和a5代入方程中即可得到该曲线方程；
Figure FDA0003339358590000011
其中，喷管入口横坐标对应x1，喷管喉道横坐标对应x2，喷管出口末端横坐标对应x3，喷管进口内径R_in对应y1，喷管喉部内径R_th对应y2，喷管出口内径R_out对应y3，喷管壁面入口处一阶导数值tanα1对应y1’，喷管壁面出口处一阶导数值tanβ1对应y3’，喷管喉部壁面一阶导数tanγ1对应y2’；
求解出的喷管壁面型线绕x轴旋转一周可形成轴对称的喷管壁面；
步骤三、求解喷管外罩型面
按照喷管与飞机一体化设计，确定喷管壁面出口斜切角度θ，用与水平面夹角为θ的平面截短喷管壁面，形成喷管出口型面，进而确定喷管外罩上型线、喷管外罩下型线的终点位置；根据飞机外形确定喷管外罩上型线的起点位置y_1和角度α2，同时利用喷管出口末端位置确定喷管外罩上型线的尾端位置R_out和角度β2，在喷管外罩上型线的起始两端点间用圆弧过渡生成喷管外罩上型线；同理根据喷管外罩型下线的起点位置y_2、角度α3和尾端位置y_3、角度β3确定喷管外罩下型线；利用喷管外罩上型线、喷管外罩下型线和中间过渡曲线，通过扫掠过渡形成喷管外罩型面；
步骤四、计算喷管气动性能，验证设计方案可行性。
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Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014000197A1 (zh) * 2012-06-28 2014-01-03 Xu Yinzhe 具有缓和曲线的道路弯道及其形成方法
CN103823921A (zh) * 2013-12-05 2014-05-28 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种大涵道比发动机分开式喷管设计方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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WO2014000197A1 (zh) * 2012-06-28 2014-01-03 Xu Yinzhe 具有缓和曲线的道路弯道及其形成方法
CN103823921A (zh) * 2013-12-05 2014-05-28 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种大涵道比发动机分开式喷管设计方法

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