CN114233513A - 一种多维偏转的豌豆形s弯喷管结构 - Google Patents
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Abstract
本发明一种多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，属于航空发动机领域；沿轴向依次包括第一“S”形喷管段、第二“S”形喷管段和直喷管段；第一“S”形喷管段与第二“S”形喷管段连接处径向截面为豌豆形轮廓，第二“S”形喷管段与直喷管段的连接处径向截面为类椭圆形轮廓；直喷管段入口端到出口端为同轴等截面；喷管的径向截面形状从第一“S”形喷管段的入口圆形逐渐过渡到豌豆形轮廓，再逐渐过渡类椭圆形轮廓；喷管的中心线从第一“S”形喷管段的入口截面到第二S形喷管段的出口截面逐渐偏移，直至与飞机的喷流出口同轴。本发明解决了现有S弯喷管只能从单一方向遮挡高温涡轮部件的问题，降低了S弯喷管的红外辐射特征，提高飞机的隐身性能。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种多维偏转的豌豆形S弯喷管结构。
背景技术
现代空战中，为了躲避红外探测器追踪及红外制导武器的攻击，在实际作战任务中扩大生存空间，作战飞机必须具备强大的隐身能力。航空发动机排气系统是飞机最主要的红外辐射源，有效降低排气系统的红外辐射特征对于提高飞机的隐身性能有着重要的意义。S弯隐身喷管是一种具有大曲率、多弯、异形特征的排气喷管，它不仅能够有效遮挡发动机内部的涡轮叶片、波瓣混合器等高温部件，还可以通过加剧高温喷流与周围大气的掺混作用缩短排气流的高温核心区长度，从而显著降低排气系统的红外辐射信号。S弯喷管的特殊结构特征所带来的高隐身性能使其成为21世纪世界各国聚焦的关键隐身技术之一。
S弯喷管最根本的问题在于它的结构设计。截至目前，国内外研究人员根据性能需求设计了多种构型的S弯喷管。多数研究以喷管的气动性能、红外辐射特征以及结构刚度为指导进行S弯喷管的构型设计。如CN113107705A公开了“一种带红外抑制措施的双S弯收扩喷管”。他们在喷管外侧设计冷却通道，通过冷气流降低喷管壁面的温度，减小红外辐射特征。然而为了保证较高的红外性能，他们设计的双S弯收扩喷管因弯曲程度较大而导致背风区域产生流动分离，严重损害了喷管的气动性能，只得通过在喷管壁面上设计冷却孔消除分离，但该设计又降低了喷管结构的刚度。CN106014686A公开了“一种涡扇发动机S弯喷管结构”，该结构实现了对发动机内涵通道的完全遮挡，解决了现有技术中的涡扇发动机所采用的S弯喷管隐身性能较低的问题。然而该喷管结构只能沿单一方向偏转，且为了实现对高温部件的完全遮挡，S弯喷管结构的出口偏转距离较大，导致喷管在飞机内部空间的布局难度大大增加。
综上所述，现有的S弯喷管结构均为满足气动/红外性能需求而采用概念性设计，喷管构型沿单向弯曲偏转且弯曲程度较高，不受限于空间约束，实际工程应用价值有限。在实际工程问题中，S弯喷管均以埋入的方式布局于飞机机身内部，而飞机机身的型面设计因其气动性能需求而十分复杂，这导致在飞机内部布局S弯喷管会受到有限空间的严苛约束。为保证S弯喷管布局的合理性，常常不得不通过修改喷管的几何构型牺牲其气动/红外性能。因此，迫切需要设计一种技术方案解决满足复杂受限空间约束条件且兼具高气动/隐身性能的S弯喷管结构设计的问题。
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，用以解决传统S弯喷管构型无法兼顾飞机受限空间约束条件及高气动/隐身性能的问题。S弯喷管构型在三维空间中同时沿Y方向和Z方向弯曲偏转能够在保证喷管在满足飞机受限空间约束的同时具有高气动性能。豌豆形截面能够在实现对高温涡轮完全遮挡的同时，减小喷管型面的弯曲程度，降低它的空间布局难度。
本发明的技术方案是：一种多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，其特征在于：沿轴向依次包括第一“S”形喷管段、第二“S”形喷管段和直喷管段；所述第一“S”形喷管段的入口端与发动机高温涡轮的圆形出口端连接，其出口端与第二“S”形喷管段入口端的连接处径向截面为豌豆形轮廓，第二“S”形喷管段出口端与直喷管段入口端的连接处径向截面为类椭圆形轮廓；直喷管段入口端到出口端为同轴等截面，其出口为整个喷管的出口，与飞机的喷流出口相对；
所述喷管的径向截面形状从第一“S”形喷管段的入口圆形逐渐过渡到豌豆形轮廓，再逐渐过渡类椭圆形轮廓；
所述喷管的中心线从第一“S”形喷管段的入口截面到第二S形喷管段的出口截面逐渐偏移，直至与飞机的喷流出口同轴。
本发明的进一步技术方案是：所述第一“S”形喷管段、第二“S”形喷管段及直喷管段沿X轴方向的总长度与喷管进口直径的比值范围在2.4～4内。
本发明的进一步技术方案是：所述第一“S”形喷管段与第二“S”形喷管段沿X轴方向的长度之比为1:2～1:1；所述直喷管段沿X方向的长度与喷管沿X方向的总长度之比为0.1～0.2。
本发明的进一步技术方案是：所述第一“S”形喷管段沿第一段“S”形中心线同时向Y轴负方向及Z轴负方向弯曲；所述第二“S”形喷管段沿第二段“S”形中心线同时向Y轴正方向及Z轴负方向弯曲；所述直喷管段的中心线与X轴平行，第一“S”形喷管段进口端与直喷管段出口端平行，且垂直于X轴方向。
本发明的进一步技术方案是：所述第一“S”形喷管段和第二“S”形喷管段的截面面积分别沿第一段“S”形中心线和第二段“S”形中心线的方向逐步收缩；所述第一“S”形喷管段和第二“S”形喷管段的截面宽度分别沿第一段“S”形中心线和第二段“S”形中心线的方向逐步增大。
本发明的进一步技术方案是：所述第一“S”形喷管段和第二“S”形喷管段的截面面积的变化规律为
其中，j＝1表示第一段“S”形喷管段，j＝2表示第二段“S”形喷管段，Aj-1表示“S”形喷管段的进口面积，ΔAj表示“S”形喷管段的出口面积与进口面积之差，Lj表示“S”形喷管段沿X轴方向的长度，xi表示“S”形喷管段内中心线上第i个控制点的X轴方向坐标，Ai表示“S”形喷管段内中心线上第i个控制点所对应的截面面积。
本发明的进一步技术方案是：所述第一“S”形喷管段和第二“S”形喷管段的截面宽度的变化规律为
其中，Wj-1表示“S”形喷管段的进口宽度，ΔWj表示“S”形喷管段的出口宽度与进口宽度之差，Wi表示“S”形喷管段内中心线上第i个控制点所对应的截面宽度。
本发明的进一步技术方案是：所述类椭圆形轮廓由四条二次曲线与四条直线依次交替连接，二次曲线方程的表达式为ax2+bx+cxy+dy2+ey+f＝0，即四条直线分别位于类椭圆形轮廓的上、下、左、右侧，相邻直线之间为曲线；位于上、下侧的直线与类椭圆形轮廓的短轴垂直，位于左、右侧的直线与类椭圆形轮廓的长轴垂直。
本发明的进一步技术方案是：所述豌豆形轮廓由该处类椭圆形轮廓修型得到，将类椭圆形轮廓的上侧轮廓截断去除，上侧轮廓包括两条二次曲线及一条直线，将剩余部分的端头处采用三次样条曲线重新进行连接，保证曲线向内侧凹陷，得到豌豆形轮廓；修型后的豌豆形轮廓的截面面积及截面宽度均与该位置的类椭圆形轮廓的截面相同。
本发明的进一步技术方案是：所述豌豆形轮廓的前、后侧，即第一“S”形喷管段末端及第二“S”形喷管段前端的区域形成喷管凹陷区；在直喷管段末端以任意视角通过喷管内部通道向前方看，豌豆形轮廓能够将第一“S”形喷管段前端的高温涡轮部件完全遮挡，阻止了红外探测仪器对S弯喷管前端的发动机高温部件的探测。
有益效果
本发明的有益效果在于：
1、S弯喷管同时沿Y向和Z向弯曲偏转，在保证高气动/隐身性能的同时，可以适应飞机机身内部的高温涡轮端口与飞机喷流出口的复杂三维空间相对位置，解决了现有S弯喷管构型只能适用于高温涡轮端口与飞机喷流出口位于同一平面的问题，从而为实际工程中的飞机型面提供更宽广的设计空间。
2、S弯喷管多维偏转的构型设计能够实现喷管从Y向和Z向均对高温涡轮部件有效遮挡，解决了现有S弯喷管只能从单一方向遮挡高温涡轮部件的问题，降低了S弯喷管的红外辐射特征，提高飞机的隐身性能。
3、豌豆形截面轮廓能够在实现对高温涡轮部件完全遮挡的同时，降低S弯喷管型面的弯曲程度，使得喷管结构更加紧凑；在保证高气动/隐身性能的基础上，更有利于S弯喷管在严苛受限的飞机机身空间中进行布局。解决了现有S弯喷管构型因高气动/隐身性能需求而无法布局于复杂严苛受限机身空间的问题。
4、豌豆形截面轮廓是局部内凹形的，相比于现有S弯喷管构型大多采用的矩形截面轮廓，豌豆形截面轮廓更易于在狭窄空间中布局，它能够为实际工程中的S弯喷管型面提供更宽广的设计参数空间。
5、应用本发明技术方案的多维偏转的豌豆形S弯喷管结构兼顾了高气动/隐身性能与飞机的复杂受限空间约束，解决了现有S弯喷管结构无法同时满足受限空间约束与高性能要求的问题，提高了S弯喷管的工程应用价值。
附图说明
图1是根据本发明实施例可选的一种多维偏转的豌豆形S弯喷管结构的Y向视角示意图；
图2是根据本发明实施例可选的一种多维偏转的豌豆形S弯喷管结构的主视图；
图3是根据本发明实施例可选的一种多维偏转的豌豆形S弯喷管结构的俯视图；
图4是根据本发明实施例可选的一种多维偏转的豌豆形S弯喷管结构的Z向视角示意图；
图5是根据本发明实施例可选的一种多维偏转的豌豆形S弯喷管结构的后视图。
附图标记说明：1、第一“S”形喷管段；2、第二“S”形喷管段；3、直喷管段；4、喷管进口端；5、豌豆形轮廓；6、类椭圆形轮廓；7、喷管出口端；8、喷管结构凹陷区；9、第一段“S”形中心线；10、第二段“S”形中心线；11、直喷管段中心线。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
根据本发明实施例的多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，如图1到图5所示，包括：1、第一“S”形喷管段；2、第二“S”形喷管段；3、直喷管段；4、喷管进口端；5、豌豆形轮廓；6、类椭圆形轮廓；7、喷管出口端；8、喷管结构凹陷区；9、第一段“S”形中心线；10、第二段“S”形中心线；11、直喷管段中心线。
应用本发明技术方案的多维偏转的豌豆形S弯喷管结构兼顾了高气动/隐身性能与飞机的复杂受限空间约束，解决了现有S弯喷管结构无法同时满足受限空间约束与高性能要求的问题，提高了S弯喷管的工程应用价值。
在本实施例中，多维偏转的豌豆形S弯喷管结构由第一“S”形喷管段1、第二“S”形喷管段2及直喷管段3组成，如图1所示。喷管进口端4与高温涡轮的圆形出口端连通，第一“S”形喷管段1的出口端与第二“S”形喷管段2的进口端通过豌豆形轮廓5连通，第二“S”形喷管段2的出口端与直喷管段3的进口端通过类椭圆形轮廓6连通。直喷管段3的横截面为类椭圆形轮廓6，喷管出口端7为自由端。
具体地，根据实际工程中某型飞机机身型面的空间约束条件，包括高温涡轮出口端位置的中心坐标为(0,0,0)(单位：m)，飞机的喷流出口位置的中心坐标(4.5,-0.5,-1.64)，飞机机身内部受限空间沿X向的最大距离为4.5m，沿Y向的最大距离为2.3m，沿Z向的最大距离为3.3m。通过对喷管进行数值计算分析，在保证喷管高气动/隐身性能的基础上，设计得到的喷管进口端4的中心坐标为(0,0,0)，豌豆形轮廓5的中心坐标为(2,-0.8,-0.82)，喷管出口端7的中心坐标为(4.5,-0.5,-1.64)。第一“S”形喷管段1、第二“S”形喷管段2及直喷管段3沿X方向的总长度与喷管进口端4直径之比为3.86。第一“S”形喷管段1与第二“S”形喷管段2沿X方向的长度之比为2:3，直喷管段沿X方向的长度与喷管沿X方向的总长度的比值为0.11。
进一步地，设计得到的第一“S”形喷管段1沿第一段“S”形中心线9同时向Y轴负方向及Z轴负方向弯曲，沿Y向的偏转距离为-0.8m，沿Z向的偏转距离为-0.82m；第二“S”形喷管段2沿第二段“S”形中心线10同时向Y轴正方向及Z轴负方向弯曲，沿Y向的偏转距离为0.3m，沿Z向的偏转距离为-0.82m；直喷管段中心线11与X轴平行，喷管进口端4与喷管出口端7平行，且垂直于X轴方向，如图2,图3所示。
第一“S”形喷管段1、第二“S”形喷管段2的多维偏转特征在满足喷管高气动/隐身性能的同时，可以适应飞机机身内部高温涡轮端口与飞机喷流出口的复杂三维空间相对位置，解决了现有S弯喷管构型只能适用于高温涡轮端口与飞机喷流出口位于同一平面的问题。
第一“S”形喷管段1和第二“S”形喷管段2的截面面积分别沿第一段“S”形中心线9和第二段“S”形中心线10的方向逐步收缩，第一“S”形喷管段1和第二“S”形喷管段2的截面宽度分别沿第一段“S”形中心线9和第二段“S”形中心线10的方向逐步增大。
所述第一“S”形喷管段和第二“S”形喷管段的截面面积的变化规律为
其中，j＝1表示第一段“S”形喷管段，j＝2表示第二段“S”形喷管段，Aj-1表示“S”形喷管段的进口面积，ΔAj表示“S”形喷管段的出口面积与进口面积之差，Lj表示“S”形喷管段沿x方向的长度，xi表示“S”形喷管段内中心线上第i个控制点的x方向坐标，Ai表示“S”形喷管段内中心线上第i个控制点所对应的截面面积；所述第一“S”形喷管段和第二“S”形喷管段的截面宽度的变化规律为
其中，Wj-1表示“S”形喷管段的进口宽度，ΔWj表示“S”形喷管段的出口宽度与进口宽度之差，Wi表示“S”形喷管段内中心线上第i个控制点所对应的截面宽度；直喷管段3的截面面积及截面宽度沿直喷管段中心线11保持不变。喷管进口端4的截面面积及截面宽度与高温涡轮出口端的截面相同，喷管出口端7的截面面积及截面宽度与飞机的喷流出口端的截面相同。根据高温涡轮的出口端面积宽度、飞机的喷流出口面积及宽度可确定豌豆形轮廓及类椭圆形轮廓的截面面积及截面宽度，已知高温涡轮出口端的截面面积为1.067m2，截面宽度为1.165m；飞机的喷流出口面积为0.853m2，出口宽度为2.157m，可确定豌豆形轮廓5及类椭圆形轮廓6的截面面积及截面宽度。
类椭圆形轮廓6由四条二次曲线与四条直线依次交错连接，二次曲线方程的表达式为ax2+bx+cxy+dy2+ey+f＝0。由于直喷管段3的各截面面积与截面宽度均相等，类椭圆形轮廓6的截面面积为0.853m2，截面宽度为2.157m，计算得到类椭圆形轮廓6的高度为0.513m。
豌豆形轮廓5由该位置的类椭圆形轮廓根据飞机机身内部受限空间沿X,Y,Z三个方向的最大尺寸约束进行数学修型得到。具体修型方式：将类椭圆形轮廓的上侧轮廓(包括两条二次曲线及一条直线)截断去除，采用三次样条曲线重新进行连接，且曲线向内侧凹陷，得到豌豆形轮廓5。修型后的豌豆形轮廓5的截面面积及截面宽度均与该位置的类椭圆形轮廓的截面相同，截面面积为0.91m2，截面宽度为1.631m。
豌豆形轮廓5导致第一“S”形喷管段1末端及第二“S”形喷管段2前端的区域形成喷管结构凹陷区8，如图4所示。在直喷管段3末端以任意视角通过喷管内部通道向前方看，豌豆形轮廓5恰好实现对第一“S”形喷管段1前端的高温涡轮部件的完全遮挡，阻止了红外探测仪器对S弯喷管前端的发动机高温部件的探测，如图5所示。图5也显示出第一“S”形喷管段1、第二“S”形喷管段2的多维偏转的构型设计使得喷管从Y向和Z向均对高温涡轮部件实现完全遮挡。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
Claims (10)
1.一种多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，其特征在于：沿轴向依次包括第一“S”形喷管段、第二“S”形喷管段和直喷管段；所述第一“S”形喷管段的入口端与发动机高温涡轮的圆形出口端连接，其出口端与第二“S”形喷管段入口端的连接处径向截面为豌豆形轮廓，第二“S”形喷管段出口端与直喷管段入口端的连接处径向截面为类椭圆形轮廓；直喷管段入口端到出口端为同轴等截面，其出口为整个喷管的出口，与飞机的喷流出口相对；
所述喷管的径向截面形状从第一“S”形喷管段的入口圆形逐渐过渡到豌豆形轮廓，再逐渐过渡类椭圆形轮廓；
所述喷管的中心线从第一“S”形喷管段的入口截面到第二S形喷管段的出口截面逐渐偏移，直至与飞机的喷流出口同轴。
2.根据权利要求1所述多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，其特征在于：所述第一“S”形喷管段、第二“S”形喷管段及直喷管段沿X轴方向的总长度与喷管进口直径的比值范围在2.4～4内。
3.根据权利要求1所述多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，其特征在于：所述第一“S”形喷管段与第二“S”形喷管段沿X轴方向的长度之比为1:2～1:1；所述直喷管段沿X方向的长度与喷管沿X方向的总长度之比为0.1～0.2。
4.根据权利要求1所述多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，其特征在于：所述第一“S”形喷管段沿第一段“S”形中心线同时向Y轴负方向及Z轴负方向弯曲；所述第二“S”形喷管段沿第二段“S”形中心线同时向Y轴正方向及Z轴负方向弯曲；所述直喷管段的中心线与X轴平行，第一“S”形喷管段进口端与直喷管段出口端平行，且垂直于X轴方向。
5.根据权利要求1所述多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，其特征在于：所述第一“S”形喷管段和第二“S”形喷管段的截面面积分别沿第一段“S”形中心线和第二段“S”形中心线的方向逐步收缩；所述第一“S”形喷管段和第二“S”形喷管段的截面宽度分别沿第一段“S”形中心线和第二段“S”形中心线的方向逐步增大。
6.根据权利要求1所述多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，其特征在于：所述第一“S”形喷管段和第二“S”形喷管段的截面面积的变化规律为：
其中，j＝1表示第一段“S”形喷管段，j＝2表示第二段“S”形喷管段，Aj-1表示“S”形喷管段的进口面积，ΔAj表示“S”形喷管段的出口面积与进口面积之差，Lj表示“S”形喷管段沿X轴方向的长度，xi表示“S”形喷管段内中心线上第i个控制点的X轴方向坐标，Ai表示“S”形喷管段内中心线上第i个控制点所对应的截面面积。
7.根据权利要求1所述多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，其特征在于：所述第一“S”形喷管段和第二“S”形喷管段的截面宽度的变化规律为：
其中，Wj-1表示“S”形喷管段的进口宽度，ΔWj表示“S”形喷管段的出口宽度与进口宽度之差，Wi表示“S”形喷管段内中心线上第i个控制点所对应的截面宽度。
8.根据权利要求1所述多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，其特征在于：所述类椭圆形轮廓由四条二次曲线与四条直线依次交替连接，二次曲线方程的表达式为ax2+bx+cxy+dy2+ey+f＝0，即四条直线分别位于类椭圆形轮廓的上、下、左、右侧，相邻直线之间为曲线；位于上、下侧的直线与类椭圆形轮廓的短轴垂直，位于左、右侧的直线与类椭圆形轮廓的长轴垂直。
9.根据权利要求1所述多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，其特征在于：所述豌豆形轮廓由该处类椭圆形轮廓修型得到，将类椭圆形轮廓的上侧轮廓截断去除，上侧轮廓包括两条二次曲线及一条直线，将剩余部分的端头处采用三次样条曲线重新进行连接，保证曲线向内侧凹陷，得到豌豆形轮廓；修型后的豌豆形轮廓的截面面积及截面宽度均与该位置的类椭圆形轮廓的截面相同。
10.根据权利要求1所述多维偏转的豌豆形S弯喷管结构，其特征在于：所述豌豆形轮廓的前、后侧，即第一“S”形喷管段末端及第二“S”形喷管段前端的区域形成喷管凹陷区；在直喷管段末端以任意视角通过喷管内部通道向前方看，豌豆形轮廓能够将第一“S”形喷管段前端的高温涡轮部件完全遮挡，阻止了红外探测仪器对S弯喷管前端的发动机高温部件的探测。
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|---|---|---|---|---|
| CN114414197A (zh) * | 2022-03-28 | 2022-04-29 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种预弯曲柔性壁板的可变马赫数喷管 |
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2021
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