CN114776461B - 一种用于航空发动机的s弯喷管及其设计方法 - Google Patents

一种用于航空发动机的s弯喷管及其设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114776461B
CN114776461B CN202210306656.0A CN202210306656A CN114776461B CN 114776461 B CN114776461 B CN 114776461B CN 202210306656 A CN202210306656 A CN 202210306656A CN 114776461 B CN114776461 B CN 114776461B
Authority
CN
China
Prior art keywords
section
spray pipe
shaped
bent
outlet
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202210306656.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114776461A (zh
Inventor
程稳
李茜雯
孙啸林
马姗
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Civil Aviation Flight University of China
Original Assignee
Civil Aviation Flight University of China
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Civil Aviation Flight University of China filed Critical Civil Aviation Flight University of China
Priority to CN202210306656.0A priority Critical patent/CN114776461B/zh
Publication of CN114776461A publication Critical patent/CN114776461A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114776461B publication Critical patent/CN114776461B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Branch Pipes, Bends, And The Like (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于航空发动机的S弯喷管，涉及航空发动机技术领域，该S弯喷管包括S型弯曲段和等直段，所述S型弯曲段的进口与航空发动机涡轮出口对接、出口与所述等直段的进口对接，所述S型弯曲段的横截面形状从其进口处的圆形向出口处的圆角矩形进行过渡，所述等直段的横截面形状与所述S型弯曲段出口处的圆角矩形相同。本发明的S弯喷管可以以较少的几何参数完成S弯喷管的设计，且避免了S弯喷管的弯曲程度过大造成的气动损失较大的问题。

Description

一种用于航空发动机的S弯喷管及其设计方法
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种用于航空发动机的S弯喷管及其设计方法。
背景技术
强隐身是先进战机的关键技术要求之一。排气系统的红外隐身能力是战斗机强隐身的主要技术体现，事实证明，利用特殊结构的喷管在探测方向上对航空发动机排气系统内部的高温部件进行视觉上的遮挡可以有效的降低排气系统的红外辐射强度，从而增加战斗机的红外隐身能力，在此背景下，结构上呈“S”型弯曲形状的S弯喷管应运而生。
目前，国内外均有针对S弯喷管的设计方案，但是公开的方案采用的均是对喷管进口实现完全遮挡的设计准则，这类方案使得喷管弯曲程度大，造成较大的气动性能损失；且现有的S弯喷管设计方案涉及的设计参数众多，增加了设计难度，也不利于后期对喷管构型进行气动/红外多目标性能优化。
发明内容
本发明提供一种用于航空发动机的S弯喷管，解决了对接发动机的喷管设计的技术问题。
为解决上述技术问题，本发明提供的一种用于航空发动机的S弯喷管包括S型弯曲段和等直段，所述S型弯曲段的进口与航空发动机涡轮出口对接、出口与所述等直段的进口对接，所述S型弯曲段的横截面形状从其进口处的圆形向出口处的圆角矩形进行过渡，所述等直段的横截面形状与所述S型弯曲段出口处的圆角矩形相同；
所述S型弯曲段包括第一弯段和第二弯段，所述第一弯段的出口最高点c、所述第一弯段的进口最低点e、及所述等直段出口的最高点a三点共线，所述第一弯段中与航空发动机涡轮内涵道对接的最低点d、所述第一弯段的出口最高点c及所述等直段的进口最低点b三点共线。
本发明的另一个目的在于提供一种用于航空发动机的S弯喷管的设计方法，包括以下步骤：
获取航空发动机喷管的初始几何设计参数，包括：喷管进口最大半径R、喷管总长度L、喷管出口面积Ae、喷管出口截面中心点偏距ΔY2和喷管进口与航空发动机外涵道对接的进口高度h；
给定S弯喷管设计参数，包括：喷管出口宽高比AR(AR≥1)、等直段长度L3(L3<L)和等直段圆角矩形横截面的顶角圆弧半径re(re>0)；
根据圆角矩形横截面面积与截面几何参数的关系，计算等直段横截面的长轴半宽w2、等直段横截面的短轴半宽h2：
Figure BDA0003565591280000011
Figure BDA0003565591280000021
根据S弯喷管的设计原则，计算第一弯段的轴向长度L1、第二弯段的轴向长度L2：
Figure BDA0003565591280000022
L2＝L-L1-L3；
基于S弯喷管沿程截面的参数变化规律，计算S弯喷管沿程截面的长轴半宽wi和截面短轴半宽hi和顶角圆弧半径ri；
根据S弯喷管的设计原则，计算第一弯段出口处的截面中心点偏距ΔY1：
Figure BDA0003565591280000023
h1为第一弯段出口处的截面短轴半宽；
基于S弯喷管沿程截面的中心点偏距变化规律，计算S弯喷管沿程截面的中心点偏距ΔYi；
基于以上计算的S弯喷管沿程截面长轴半宽wi、截面短轴半宽hi、顶角圆弧半径ri、中心点偏距ΔYi，建立S弯喷管的三维模型，即可得到所需的S弯喷管。
优选地，所述S弯喷管的设计原则为：所述第一弯段的出口最高点c、所述第一弯段的进口最低点e、及所述等直段出口的最高点a三点共线，所述第一弯段中与航空发动机涡轮内涵道对接的最低点d、所述第一弯段的出口最高点c及所述等直段的进口最低点b三点共线。
优选地，所述S弯喷管沿程截面的长轴半宽wi、截面短轴半宽hi和顶角圆弧半径ri的沿程截面的参数变化规律分别为：
Figure BDA0003565591280000024
Figure BDA0003565591280000025
Figure BDA0003565591280000026
其中，Li为第i个截面中心点距S弯喷管进口的轴向长度。
优选地，所述S弯喷管沿程截面的中心点偏距变化规律可选：
Figure BDA0003565591280000031
有益效果：
应用本发明的S弯喷管设计方法，可以以较少的几何参数完成S弯喷管的设计，且避免了S弯喷管的弯曲程度过大造成的气动损失较大的问题；如此，可保证对发动机涡轮等高温部件实现遮挡的前提条件下，降低S弯喷管设计和优化难度，且保证S弯喷管具有较高的气动性能。
附图说明
图1为本发明的截面结构示意图；
图2为图1的参数标记示意图；
图中：1、S型弯曲段；11、第一弯段；12、第二弯段；2、等直段。
具体实施方式
如图1所示，本发明提供的一种用于航空发动机的S弯喷管包括S型弯曲段1和等直段2，其中，所述S型弯曲段的进口与航空发动机涡轮出口对接、出口与所述等直段的进口对接，所述S型弯曲段的横截面形状从其进口处的圆形向出口处的圆角矩形进行过渡，所述等直段的横截面形状与所述S型弯曲段出口处的圆角矩形相同；所述S型弯曲段包括第一弯段11和第二弯段12，且所述第一弯段的出口最高点c、所述第一弯段的进口最低点e、及所述等直段出口的最高点a三点共线，同时所述第一弯段中与航空发动机涡轮内涵道对接的最低点d、所述第一弯段的出口最高点c及所述等直段的进口最低点b三点共线。
在发明的附图中，标记所代表的含义具体如下：
程截面：为弯管进、出口中间的横截面。
a、等直段出口的最高点；
b、等直段的进口最低点；
c、述第一弯段的出口最高点；
d、所述第一弯段中与航空发动机涡轮内涵道对接的最低点；
e、第一弯段的进口最低点；
h、第一弯段中与航空发动机外涵道对接的进口高度；
h1、第一弯段出口处的截面短轴半宽；
h2、等直段截面短轴半宽；
w2、等直段的截面长轴半宽；
R、第一弯段的最大半径；
ΔY1、第一弯段出口处的截面中心点偏距；
ΔY2、S弯喷管出口处的截面中心点偏距；
L1、第一弯段的轴向长度；
L2、第二弯段的轴向长度；
L3、等直段的长度；
L、S弯喷管的轴向总长度；
Li为第i个截面中心点距S弯喷管进口的轴向长度；
wi、S弯喷管沿程截面的长轴半宽；
hi、S弯喷管沿程截面的截面短轴半宽；
ri、S弯喷管沿程截面的顶角圆弧半径；
ΔYi、S弯喷管沿程截面的中心点偏距。
本发明的另一个目的在于提供一种用于航空发动机的S弯喷管的设计方法，包括以下步骤：
获取航空发动机喷管的初始几何设计参数，包括：喷管进口最大半径R、喷管总长度L、喷管出口面积Ae、喷管出口截面中心点偏距ΔY2和喷管进口与航空发动机外涵道对接的进口高度h；
给定S弯喷管设计参数，包括：喷管出口宽高比AR(AR≥1)、等直段长度L3(L3<L)和等直段圆角矩形横截面的顶角圆弧半径re(re>0)；
根据圆角矩形横截面面积与截面几何参数的关系，计算等直段横截面的长轴半宽w2、等直段横截面的短轴半宽h2：
Figure BDA0003565591280000041
Figure BDA0003565591280000042
根据S弯喷管的设计原则，即所述第一弯段的出口最高点c、所述第一弯段的进口最低点e、及所述等直段出口的最高点a三点共线，所述第一弯段中与航空发动机涡轮内涵道对接的最低点d、所述第一弯段的出口最高点c及所述等直段的进口最低点b三点共线；以此计算第一弯段的轴向长度L1、第二弯段的轴向长度L2：
Figure BDA0003565591280000043
L2＝L-L1-L3；
基于S弯喷管沿程截面的参数变化规律，计算S弯喷管沿程截面的长轴半宽wi和截面短轴半宽hi和顶角圆弧半径ri；
其中，所述S弯喷管沿程截面的长轴半宽wi、截面短轴半宽hi和顶角圆弧半径ri的沿程截面的参数变化规律分别为：
Figure BDA0003565591280000044
Figure BDA0003565591280000051
Figure BDA0003565591280000052
其中，Li为第i个截面中心点距S弯喷管进口的轴向长度
根据S弯喷管的设计原则，即所述第一弯段的出口最高点c、所述第一弯段的进口最低点e、及所述等直段出口的最高点a三点共线，所述第一弯段中与航空发动机涡轮内涵道对接的最低点d、所述第一弯段的出口最高点c及所述等直段的进口最低点b三点共线，以此计算第一弯段出口处的截面中心点偏距ΔY1：
Figure BDA0003565591280000053
其中，h1为第一弯段出口处的截面短轴半宽；在上述中，当i为2时r2即是re。
基于S弯喷管沿程截面的中心点偏距变化规律，计算S弯喷管沿程截面的中心点偏距ΔYi，所述S弯喷管沿程截面的中心点偏距变化规律可选：
Figure BDA0003565591280000054
即根据Li与L1和L2的大小关系选择不同的计算公式。
最后根据计算的S弯喷管沿程截面长轴半宽wi、截面短轴半宽hi、顶角圆弧半径ri、中心点偏距ΔYi，建立S弯喷管的三维模型，即可得到所需的S弯喷管。
由此，通过以上操作，便可以以较少的设计参数，快速的建立能够实现对航空发动机涡轮等高温部件进行遮挡的S弯喷管，降低了设计难度。

Claims (5)

1.一种用于航空发动机的S弯喷管，其特征在于，包括S型弯曲段(1)和等直段(2)，所述S型弯曲段的进口与航空发动机涡轮出口对接、出口与所述等直段的进口对接，所述S型弯曲段的横截面形状从其进口处的圆形向出口处的圆角矩形进行过渡，所述等直段的横截面形状与所述S型弯曲段出口处的圆角矩形相同；
所述S型弯曲段包括第一弯段(11)和第二弯段(12)，所述第一弯段的出口最高点c、所述第一弯段的进口最低点e、及所述等直段出口的最高点a三点共线，所述第一弯段中与航空发动机涡轮内涵道对接的最低点d、所述第一弯段的出口最高点c及所述等直段的进口最低点b三点共线。
2.一种权利要求1所述的用于航空发动机的S弯喷管的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
获取航空发动机喷管的初始几何设计参数，包括：喷管进口最大半径R、喷管总长度L、喷管出口面积Ae、喷管出口截面中心点偏距ΔY2和喷管进口与航空发动机外涵道对接的进口高度h；
给定S弯喷管设计参数，包括：喷管出口宽高比AR(AR≥1)、等直段长度L3(L3<L)和等直段圆角矩形横截面的顶角圆弧半径re(re>0)；
根据圆角矩形横截面面积与截面几何参数的关系，计算等直段横截面的长轴半宽w2、等直段横截面的短轴半宽h2：
Figure FDA0004091338760000011
Figure FDA0004091338760000012
根据S弯喷管的设计原则，计算第一弯段的轴向长度L1、第二弯段的轴向长度L2：
Figure FDA0004091338760000013
L2＝L-L1-L3；
基于S弯喷管沿程截面的参数变化规律，计算S弯喷管沿程截面的长轴半宽wi和截面短轴半宽hi和顶角圆弧半径ri；
根据S弯喷管的设计原则，计算第一弯段出口处的截面中心点偏距ΔY1：
Figure FDA0004091338760000014
h1为第一弯段出口处的截面短轴半宽；
基于S弯喷管沿程截面的中心点偏距变化规律，计算S弯喷管沿程截面的中心点偏距ΔYi；
基于以上计算的S弯喷管沿程截面长轴半宽wi、截面短轴半宽hi、顶角圆弧半径ri、中心点偏距ΔYi，建立S弯喷管的三维模型，即可得到所需的S弯喷管。
3.根据权利要求2所述的设计方法，其特征在于，所述S弯喷管的设计原则为：所述第一弯段的出口最高点c、所述第一弯段的进口最低点e、及所述等直段出口的最高点a三点共线，所述第一弯段中与航空发动机涡轮内涵道对接的最低点d、所述第一弯段的出口最高点c及所述等直段的进口最低点b三点共线。
4.根据权利要求2所述的设计方法，其特征在于，所述S弯喷管沿程截面的长轴半宽wi、截面短轴半宽hi和顶角圆弧半径ri的沿程截面的参数变化规律分别为：
Figure FDA0004091338760000021
Figure FDA0004091338760000022
Figure FDA0004091338760000023
其中，Li为第i个截面中心点距S弯喷管进口的轴向长度。
5.根据权利要求2所述的设计方法，其特征在于，所述S弯喷管沿程截面的中心点偏距变化规律：
Figure FDA0004091338760000024
CN202210306656.0A 2022-03-25 2022-03-25 一种用于航空发动机的s弯喷管及其设计方法 Active CN114776461B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210306656.0A CN114776461B (zh) 2022-03-25 2022-03-25 一种用于航空发动机的s弯喷管及其设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210306656.0A CN114776461B (zh) 2022-03-25 2022-03-25 一种用于航空发动机的s弯喷管及其设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114776461A CN114776461A (zh) 2022-07-22
CN114776461B true CN114776461B (zh) 2023-04-07

Family

ID=82425795

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210306656.0A Active CN114776461B (zh) 2022-03-25 2022-03-25 一种用于航空发动机的s弯喷管及其设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114776461B (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05231125A (ja) * 1992-02-24 1993-09-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd エンジンの赤外線放射低減装置
JP2012180843A (ja) * 2012-06-20 2012-09-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器尾筒の設計方法
CN106014685A (zh) * 2016-05-30 2016-10-12 西北工业大学 一种双s弯发动机喷管结构
CN110173373A (zh) * 2019-05-20 2019-08-27 西北工业大学 一种双流道s弯喷管
CN114233513A (zh) * 2021-12-08 2022-03-25 西北工业大学 一种多维偏转的豌豆形s弯喷管结构

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1607610B1 (en) * 2004-06-18 2016-10-12 General Electric Company Two-dimensional vectorable single expansion ramp nozzle
FR2900388B1 (fr) * 2006-04-28 2009-01-16 Snecma Sa Ensemble d'echappement des gaz de propulsion dans un aeronef formant un coude
FR3010453B1 (fr) * 2013-09-10 2017-12-29 Snecma Arriere corps de turboreacteur comportant une tuyere equipee d'un systeme d'inversion de poussee qui integre une couronne de chevrons antibruit
CN106014686A (zh) * 2016-05-30 2016-10-12 西北工业大学 一种涡扇发动机s弯喷管结构
CN106438103A (zh) * 2016-05-30 2017-02-22 西北工业大学 一种s弯收‑扩喷管结构
CN106089488A (zh) * 2016-05-30 2016-11-09 西北工业大学 一种带流动分离主动控制功能的发动机喷管结构
CN107229798A (zh) * 2017-06-02 2017-10-03 南京航空航天大学 一种双s弯喷管设计方法
CN212177294U (zh) * 2019-12-06 2020-12-18 中国民用航空飞行学院 一种三涵道的收扩型尾喷管结构
KR20210090501A (ko) * 2020-01-10 2021-07-20 한화에어로스페이스 주식회사 배기 덕트 및 이를 이용하는 배기 덕트 어셈블리와 비행체
CN113279860B (zh) * 2021-06-07 2022-03-22 西北工业大学 一种具有中间控制截面的内鼓包s弯进气道及方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05231125A (ja) * 1992-02-24 1993-09-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd エンジンの赤外線放射低減装置
JP2012180843A (ja) * 2012-06-20 2012-09-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器尾筒の設計方法
CN106014685A (zh) * 2016-05-30 2016-10-12 西北工业大学 一种双s弯发动机喷管结构
CN110173373A (zh) * 2019-05-20 2019-08-27 西北工业大学 一种双流道s弯喷管
CN114233513A (zh) * 2021-12-08 2022-03-25 西北工业大学 一种多维偏转的豌豆形s弯喷管结构

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
杨涛 ; 陈玉林 ; .飞机/发动机复杂腔体遮挡算法研究.雷达科学与技术.2013,(第02期),全文. *
程稳 ; 周莉 ; 王占学 ; 孙啸林 ; 史经纬 ; .几何参数对S弯喷管红外辐射特性的影响.推进技术.2018,(第09期),全文. *

Also Published As

Publication number Publication date
CN114776461A (zh) 2022-07-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108798792A (zh) 涡轮发动机管道
KR101143026B1 (ko) 터빈 노즐 세그먼트 및 이를 구비한 터빈
EP3330614B1 (en) Vortex generating device
KR20040018446A (ko) 터빈 버킷과 터빈
CN104781610A (zh) 燃料喷嘴热防护件
CN108757217B (zh) 一种双钟型膨胀偏转喷管
EP0991860A1 (en) Multi-stage mixer/ejector for suppressing infrared radiation
WO1998059163A1 (en) Exhaust nozzle for suppressing infrared radiation
CN112610357B (zh) 一种带冷却结构的s弯隐身喷管
US20140369814A1 (en) Diffuser pipe for a gas turbine engine and method for manufacturing same
JP2009144716A (ja) ターボ機械用の多段タービンを設計する方法
CN114233513B (zh) 一种多维偏转的豌豆形s弯喷管结构
JP2007270837A (ja) 最適化された案内羽根、案内羽根の環状体セクタ、そのような羽根を備える圧縮段階、圧縮機およびターボ機械
US10851659B2 (en) Vortex generating device
CN114776461B (zh) 一种用于航空发动机的s弯喷管及其设计方法
US6070830A (en) Faceted exhaust nozzle
CN103987949B (zh) 一种涡轮发动机的缩放喷嘴
CN109779971B (zh) 基于曲率控制的高负荷压气机叶型径向积叠造型优化方法
US20220145777A1 (en) Gas turbine engine nacelle and method of designing same
WO2017127255A1 (en) Transition duct system with straight ceramic liner for delivering hot-temperature gases in a combustion turbine engine
US20180016915A1 (en) Turbomachine component having a platform cavity with a stress reduction feature
US11313241B2 (en) Nacelle for a gas turbine engine
US9810434B2 (en) Transition duct system with arcuate ceramic liner for delivering hot-temperature gases in a combustion turbine engine
US6006523A (en) Gas turbine combustor with angled tube section
CN101915149B (zh) 一种四通排气尾管及其生产方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant