CN114239135A - 一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法 - Google Patents

一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法 Download PDF

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Abstract

本申请涉及作战飞机隐身设计领域，一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法，通过先计算出飞机整机空中典型隐身状态工作点所需的发动机最小推力和对应的整机性能参数，在该点周围选取多个状态点并计算出相应的整机性能参数，而后筛选出满足复合空中典型隐身状态点下基本隐身要求的状态点，而后再通过计算满足要求的状态点下的各个发动机红外辐射信号，找到各状态点下对应的发动机红外辐射信号的最低值，在该状态点下进行隐身设计，能够充分发挥出后向隐身部件的隐身性能，减少后向隐身部件生产制造过程中因偏离设计状态而引起隐身性能指标不满足要求的情况。

Description

一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法
技术领域
本申请属于作战飞机隐身设计领域，特别涉及一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法。
背景技术
隐身性能是新一代作战飞机必备的典型特征和技术指标，作为发动机后向可见的主要部件，排气系统的隐身性能对发动机乃至飞机后机身隐身至关重要，目前通常采用后视全遮挡加力燃烧室及二元喷管等发动机后向隐身部件降低红外辐射特征信号。相关计算及试验结果表明，后向隐身部件可有效降低红外辐射特征信号。
目前现有技术方案通常采用后视全遮挡加力燃烧室及二元喷管等发动机后向隐身部件降低红外辐射特征信号，主机仍保留配装后向隐身部件前的控制规律，未实现作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计，缺点如下：
1、整机性能设计方案与整机隐身方案分开设计，未开展整机性能与后向隐身部件的综合优化匹配设计，未充分发挥后向隐身部件的隐身性能；
2、在后向隐身部件生产制造过程中偏离设计状态时，存在隐身性能不满足要求的情况，导致发动机不满足设计要求，存在不能按期交付的风险。
因此，如何更有效地提高作战飞机整机的隐身性能是一个需要解决的问题。
发明内容
本申请的目的是提供了一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法，以解决现有技术中因偏离设计状态导致隐身性能不满足要求。
本申请的技术方案是：一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法，包括计算飞机整机空中典型隐身状态工作点所需的发动机最小推力F min及对应的整机性能相关参数；保持发动机所需最小推力不变，选取多个状态点，计算出不同状态点下的整机性能参数；筛选满足空中典型隐身状态点下基本隐身要求的状态点；计算满足要求的状态点下的发动机红外辐射信号，选取最低值对应的喷管吼道面积及低压转速进行优化匹配。
优选地，多个所述状态点的筛选方法为，获取发动机最小推力下的喷管喉道面积A8、排气温度T6、低压转速n1、风扇喘振裕度smf、喷管壁温T壁温；获取多个状态点所对应的整机性能参数；根据不同的整机性能参数获取各自对应的排气温度、风扇稳定裕度、低压换算转速、喷管壁温；获取空中典型隐身状态点所需的最小裕度，去除等推力条件下不同整机性能参数对应的风扇温度裕度中不满足所述最小裕度的状态点；获取空中典型隐身状态点所对应的低压转速，去除等推力条件下不同整机性能参数对应的超出所述低压转速的状态点。
优选地，多个满足要求的所述状态点中的红外辐射信号的最低值状态点的选择方法为，获取剩余状态点的喷管喉道面积和发动机壁温，根据红外辐射能量公式计算出不同状态点的红外辐射特征强度；获取不同的红外辐射特征强度中的最小点，作为作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化工作点，对应的发动机喷管喉道面积作为综合优化匹配后的控制计划点。
优选地，大于或小于所述喷管吼道面积A8的喷管喉道面积点在选择时均为均匀选取。
作为一种具体实施方式，一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化系统，其特征在于：包括，最小推力模块，用于计算飞机整机空中典型隐身状态工作点所需的发动机最小推力，并获取其对应的整机性能参数；状态点选取模块，用于选取并记录满足发动机最小推力的多个状态点，并计算不同状态点下的整机性能参数；状态点筛选模块，用于根据发动机的最小状态点下的风扇喘振裕度和低压转速去除不满足要求两者任意一项要求的状态点；最低值选取模块，用于对满足要求的状态点下的发动机红外辐射信号进行分别计算，选出最低值对应的状态点。
本申请的一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法，通过先计算出飞机整机空中典型隐身状态工作点所需的发动机最小推力和对应的整机性能参数，在该点周围选取多个状态点并计算出相应的整机性能参数，而后筛选出满足复合空中典型隐身状态点下基本隐身要求的状态点，而后再通过计算满足要求的状态点下的各个发动机红外辐射信号，找到各状态点下对应的发动机红外辐射信号的最低值，在该状态点下进行隐身设计，能够充分发挥出后向隐身部件的隐身性能，减少后向隐身部件生产制造过程中因偏离设计状态而引起隐身性能指标不满足要求的情况。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请等推力条件下发动机排气温度随喷管喉道面积变化示意图；
图2为本申请等推力条件下风扇稳定裕度随喷管喉道面积变化示意图；
图3为本申请等推力条件下发动机低压换算转速随喷管喉道面积变化示意图；
图4为本申请等推力条件下红外辐射信号随喷管喉道面积变化示意图；
图5为本申请整体流程结构示意图；
图6为本申请原喷管喉道面积控制规律示意图；
图7为本申请状态点筛选流程示意图；
图8为本申请调整后的喷管喉道面积控制规律示意图；
图9为本申请红外辐射特征强度最小点获取流程示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法，根据红外辐射特点，红外辐射能量E=AεσT4，其中A为喷管出口面积、ε为材料发射率、σ为史蒂芬波尔兹曼常数，T为可视壁温。即与辐射面积及辐射温度的四次方成正比。
对于配装后视全遮挡加力燃烧室及二元喷管的航空涡扇发动机，在保证发动机推力不变的条件下，可通过缩小喷管喉道面积提高隐身性能，降低红外辐射特征信号。但喷管喉道面积的缩小，会引起排气温度的增加及风扇喘振裕度的损失，从而影响喷管喉道面积缩小带来的隐身收益及降低发动机工作稳定性，故需综合发动机排气温度及风扇稳定裕度开展优化匹配设计。
如图1-图4所示，对飞机红外隐形性能进行分析得知，随着发动机喷管喉道面积缩小，等推力条件下发动机排气温度上升，风扇喘振裕度降低，低压换算转速降低，红外辐射特征信号先降低后增加，具体为：
1、随着喷管喉道面积缩小，风扇偏离设计工作状态，效率降低，空气流量降低，等推力条件下发动机排气温度上升；
2、风扇偏离设计工作状态较小时，风扇效率降低较少，排气温度上升较小，喷管喉道面积的降低对红外辐射贡献较大，此时随着喷管喉道面积的减少，发动机红外辐射特征随之减小；
3、风扇偏离设计工作状态较大时，风扇效率降低较多，排气温度上升较多，排气温度的升高对红外辐射贡献较大，此时随着喷管喉道面积的减小，发动机红外辐射特征信号随之增大。
综上，红外辐射随着喷管面积的缩小，呈现先减小后增大的趋势，存在一个最佳喷管喉道面积，使红外辐射信号降低。
在确定存在一个最佳喷管喉道面积后，需要设计一个通用的方法来找到该最佳喷管喉道面积，从而能够在任意作战飞机上进行使用。
如图5所示，具体包括以下步骤：
步骤S100，计算飞机整机空中典型隐身状态工作点所需的发动机最小推力F min及对应的整机性能相关参数；
根据发动机研制要求或研制规范等技术要求文件，按照原控制规律计算出空中典型隐身状态点（xx公里xx马赫数）所需的发动机最小推力，设为Fmin，对应的喷管喉道面积设为A8，排气温度设为T6，低压转速设为n1，风扇喘振裕度设为smf，喷管壁温设为T壁温。设原喷口面积控制规律A8=f（T2），其中T2为发动机进气总温，得到原喷管喉道面积控制规律，如图6所示，可以看出，随着喷管喉道面积的增大，发动机进气温度在一定区间内保持不变，而后基本呈线程增大。
步骤S200，保持发动机所需最小推力不变，选取多个状态点，计算出不同状态点下的整机性能参数；
在喷管喉道面积A8附近选取N个小于A8的喷管喉道面积点及N个大于A8的喷管喉道面积点，设为A 8min1、A 8min2……A 8minN及A 8max1、A 8max2……A 8maxN，并且各个喷管喉道面积点在选取时为均匀选取，保证不会遗漏关键的点位。
步骤S300，筛选满足空中典型隐身状态点下基本隐身要求的状态点；
如图7所示，由于选中的多个状态点不一定全部满足空中典型隐身状态点的基本隐身要求，因此需要进行筛选，多个状态点的具体筛选方法为：
步骤S310，获取发动机最小推力下的喷管喉道面积A8、排气温度T6、低压转速n1、风扇喘振裕度smf、喷管壁温T壁温；
步骤S320，在保持Fmin不变的条件下，按照发动机推力计算程序，在发动机其它部件特性及空气系统流路不变的条件下，计算出A 8min1、A 8min2……A 8minN及A 8max1、A 8max2……A 8maxN所对应的整机性能参数；
步骤S330，根据不同的整机性能参数获取各自对应的排气温度T 6min1、T 6min2……T 6minN、T 6max1、T 6max2……T 6maxN；风扇稳定裕度sm fmin1、sm fmin2……sm fminN、sm fmax1、sm fmax2……sm fmaxN；低压换算转速n 1min1、n 1min2……n 1minN、n 1max1、n 1max2……n 1maxN；喷管壁温T 壁温min1、T 壁温min2……T 壁温minN、T 壁温max1、T 壁温max2……T 壁温maxN；
步骤S340，获取空中典型隐身状态点所需的最小裕度，去除等推力条件下不同整机性能参数对应的风扇温度裕度中不满足最小裕度的状态点；由于等推力条件下发动机风扇温度裕度随喷管喉道面积的增大而逐渐增大，因此当一些状态点不满足空中典型隐身状态点所需的风扇最小稳定裕度需求时，也无法满足飞机的隐身需求。
步骤S350，获取空中典型隐身状态点所对应的低压转速，去除等推力条件下不同整机性能参数对应的超出低压转速的状态点。由于等推力条件下发动机低压换算转速随喷管低压换算转速随喷管喉道面积的增大而逐渐增大，因此当一些状态点不满足空中典型隐身状态点下所需的低压转速时，也无法满足飞机的隐身需求。
通过进行二次筛选之后，剩余的状态点均能够满足飞机的基本隐身需求，由于状态点数量的减少，能够更加方便地找到所需的最佳状态点。
步骤S400，计算满足要求的状态点下的发动机红外辐射信号，选取最低值对应的喷管吼道面积及低压转速进行优化匹配。
如图8、图9所示，多个满足要求的状态点中的红外辐射信号的最低值状态点选择方法为，
步骤S410，获取剩余状态点的喷管喉道面积和发动机壁温，根据红外辐射能量公式E=AεσT4计算出红外辐射特征强度E min1、E min2……E minN及E max1、E max2……E maxN；
步骤S420，在E min1、E min2……E minN及E max1、E max2……E maxN中选取红外辐射特征强度最小点，作为作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化工作点，对应的发动机喷管喉道面积作为综合优化匹配后的控制计划点，如图8，其中黑实线为原喉道面积控制规律、点画线为调整后的喷管喉道面积控制规律，可以明显看出，具有一个红外辐射特征强度的最小点。
通过上述步骤，找到了综合发动机排气温度和风扇温度裕度下的最优的隐身性能，从而提高航空发动机后向隐身部件与整机的优化匹配，充分发挥出后向隐身部件的隐身性能，减少后向隐身部件生产制造过程中因偏离设计状态而引起隐身性能指标不满足要求的情况。
作为一种具体实施方式，还包括一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化系统，包括最小推力模块、状态点选取模块、状态点筛选模块和最低值选取模块。
最小推力模块用于计算飞机整机空中典型隐身状态工作点所需的发动机最小推力，并获取其对应的整机性能参数；状态点选取模块用于选取并记录在保持发动机满足发动机最小推力的多个状态点，并计算不同状态点下的整机性能参数；状态点筛选模块用于根据发动机的最小状态点下的风扇喘振裕度和低压转速去除不满足要求两者任意一项要求的状态点；最低值选取模块用于对满足要求的状态点下的发动机红外辐射信号进行分别计算，选出最低值对应的状态点。
找出飞机整机空中典型隐身状态工作点对应的发动机最小推力和整机性能参数后，在该点附近选取多个状态点，进过筛选后，找出满足基本隐身性能的最低值状态点，能够充分发挥后向隐身部分的隐身性能，减少后向隐身部件生产制造过程中因偏离设计状态而引气的隐身性能指标不满足的问题。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法，其特征在于：包括
计算飞机整机空中典型隐身状态工作点所需的发动机最小推力F min及对应的整机性能相关参数；
保持发动机所需最小推力不变，选取多个状态点，计算出不同状态点下的整机性能参数；
筛选满足空中典型隐身状态点下基本隐身要求的状态点；
计算满足要求的状态点下的发动机红外辐射信号，选取最低值对应的喷管吼道面积及低压转速进行优化匹配。
2.如权利要求1所述的作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法，其特征在于：多个所述状态点的筛选方法为，
获取发动机最小推力下的喷管喉道面积A8、排气温度T6、低压转速n1、风扇喘振裕度smf、喷管壁温T壁温；
获取多个状态点所对应的整机性能参数；
根据不同的整机性能参数获取各自对应的排气温度、风扇稳定裕度、低压换算转速、喷管壁温；
获取空中典型隐身状态点所需的最小裕度，去除等推力条件下不同整机性能参数对应的风扇温度裕度中不满足所述最小裕度的状态点；
获取空中典型隐身状态点所对应的低压转速，去除等推力条件下不同整机性能参数对应的超出所述低压转速的状态点。
3.如权利要求1所述的作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法，其特征在于：多个满足要求的所述状态点中的红外辐射信号的最低值状态点的选择方法为，
获取剩余状态点的喷管喉道面积和发动机壁温，根据红外辐射能量公式计算出获取不同状态点的红外辐射特征强度；
获取不同的红外辐射特征强度中的最小点，作为作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化工作点，对应的发动机喷管喉道面积作为综合优化匹配后的控制计划点。
4.如权利要求1所述的作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法，其特征在于：大于或小于所述喷管吼道面积A8的喷管喉道面积点在选择时均为均匀选取。
5.一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化系统，其特征在于：包括，
最小推力模块，用于计算飞机整机空中典型隐身状态工作点所需的发动机最小推力，并获取其对应的整机性能参数；
状态点选取模块，用于选取并记录满足发动机最小推力的多个状态点，并计算不同状态点下的整机性能参数；
状态点筛选模块，用于根据发动机的最小状态点下的风扇喘振裕度和低压转速去除不满足要求两者任意一项要求的状态点；
最低值选取模块，用于对满足要求的状态点下的发动机红外辐射信号进行分别计算，选出最低值对应的状态点。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116579135A (zh) * 2023-04-14 2023-08-11 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机红外隐身性能快速确定方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007025888A (ja) * 2005-07-13 2007-02-01 Sumitomo Heavy Ind Ltd 制御装置及び制御方法
RU2663440C1 (ru) * 2017-08-09 2018-08-06 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Бесфорсажный турбореактивный двигатель
CN111959816A (zh) * 2020-07-15 2020-11-20 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种提高飞翼布局飞机高低速性能的气动设计方法
CN112464387A (zh) * 2021-01-26 2021-03-09 中国人民解放军国防科技大学 一种喉栓式变推力固体发动机推力匹配设计方法
CN112855346A (zh) * 2019-11-27 2021-05-28 中国航发商用航空发动机有限责任公司 推力控制方法、系统及航空发动机
CN112901369A (zh) * 2021-03-23 2021-06-04 中国航发沈阳发动机研究所 一种二元喷管冷却气流量控制方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007025888A (ja) * 2005-07-13 2007-02-01 Sumitomo Heavy Ind Ltd 制御装置及び制御方法
RU2663440C1 (ru) * 2017-08-09 2018-08-06 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Бесфорсажный турбореактивный двигатель
CN112855346A (zh) * 2019-11-27 2021-05-28 中国航发商用航空发动机有限责任公司 推力控制方法、系统及航空发动机
CN111959816A (zh) * 2020-07-15 2020-11-20 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种提高飞翼布局飞机高低速性能的气动设计方法
CN112464387A (zh) * 2021-01-26 2021-03-09 中国人民解放军国防科技大学 一种喉栓式变推力固体发动机推力匹配设计方法
CN112901369A (zh) * 2021-03-23 2021-06-04 中国航发沈阳发动机研究所 一种二元喷管冷却气流量控制方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116579135A (zh) * 2023-04-14 2023-08-11 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机红外隐身性能快速确定方法
CN116579135B (zh) * 2023-04-14 2024-06-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机红外隐身性能快速确定方法

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