CN114781055A - 一种针对单发倒v布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法 - Google Patents

一种针对单发倒v布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法 Download PDF

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CN114781055A CN202210369358.6A CN202210369358A CN114781055A CN 114781055 A CN114781055 A CN 114781055A CN 202210369358 A CN202210369358 A CN 202210369358A CN 114781055 A CN114781055 A CN 114781055A
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Abstract

本发明公开了一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，包括：利用选取合适的中心线以及面积变化规律，然后根据实际情况选择合理的长度和偏距范围，接着利用超椭圆对圆转方过渡型面进行确定，随后将设计好的单个分叉作对称处理得到一系列Y型分叉构型，最后根据进出口压比仿真计算，选取获得最优构型。本发明利用超椭圆曲线，使得本发明所设计的分叉过渡段在保证较低的损失下，还具有合理的尺寸和较均匀的出口气流流场，从而使得分叉段后的喷管特别是气动推力矢量喷管的工作基本不受到影响。

Description

一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法
技术领域
本发明涉及无舵面飞行和推力矢量飞行器设计技术领域，特别是涉及一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法。
背景技术
随着科学技术的发展和实际需求的提高，推力矢量技术将会被越来越广泛地应用于各种各样的飞行器。推力矢量喷管作为推力矢量技术的核心，如何能有效产生推力矢量进而完成对飞行器俯仰和偏航的控制已经成为各国研究的重点和热点。
在现有的推力矢量喷管中，流体推力矢量喷管由于其在保持能提供可观的矢量角的同时，还保持着结构简单、重量轻的特点，因此对于取代操纵舵，实现无舵面飞行，流体推力矢量喷管对比于传统机械矢量喷管有着更大的潜力。
对于未来的飞行器而言，由于雷达技术越发地成熟，其隐身性能显得越发重要，同时由于未来对飞行器长航程、大载重的作战需求，其内部载重和内部空间需要得到进一步提高，飞行器阻力也需要进一步降低。然而现有的飞行器多为有舵面的飞行器，舵面的可活动特征给飞行器的高隐身性和低阻力特性带来了巨大的挑战，同时可活动舵面依赖的活动部件数量多、重量大，不利于增加内部载重和内部空间。
因此，发展一种能够为飞行器提供俯仰和偏航力矩的推力矢量喷管构型，从而取代可活动舵面实现无舵面飞行是具有重大意义的,而单发倒V布局矢量推进系统便具有这种功能，该系统通过对两个单自由度的矢量喷管进行组合，使它们成一定的夹角，从而通过阀门开关获得三自由度推力矢量。然而，该系统由于参数多，因此设计难度大，同时由于单发双喷管这一特性，必须对气流进行分流，因此会造成喷管进口气流不均匀，影响其矢量特性。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，用以解决背景技术中提及的技术问题。本发明基于分级膨胀假设对构型进行简化拆分，并且结合超椭圆曲线的优点以及流体力学相关理论，对分叉过渡段进行设计，得到的构型能够在保证较低的损失下，还具有合理的尺寸和较均匀的出口气流流场，从而使得分叉段后的喷管特别是气动推力矢量喷管的工作基本不受到影响。该方法简要步骤为：首先利用选取合适的中心线以及面积变化规律，然后根据实际情况选择合理的长度和偏距范围，接着利用超椭圆对圆转方过渡型面进行确定，随后将设计好的单个分叉做对称处理得到一系列Y型分叉构型，最后根据进出口压比仿真计算，选取获得最优构型。上述步骤设计的位于发动机下游，喷管上游的分叉段，既可以为单发倒V布局中的矢量喷管所需的进口流场提供保障，又可以在达成分流目标的同时，使过渡段有着较低的损失。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，所述设计方法包括如下步骤：
步骤S1、确定空间尺寸约束，其包括：发动机出口面积A1、喷管进口面积A2、飞行器所能容许的最大长度LMAX、飞行器所能容许的最大横向偏距DMAX和飞行器所能容许的最大纵向偏距ZMAX；
步骤S2、首先根据步骤S1中确定的空间尺寸约束，来确定过渡段长度、横向偏距和纵向偏距和喷管最终安装角α的范围，然后在上述各个参数的范围内，基于飞行器总体设计中提出的力矩需求，针对该各个参数，为其随机选取多个具体的参数数值，再将选取的参数数值进行随机组合，最后得到多个具有不同过渡段长度、横向偏距、纵向偏距和安装角的单个分支过渡段；
步骤S3、按照分叉过渡段的工作特性，确定单个分支过渡段的中心线变化规律和面积变化规律，再根据中心线变化规律，确定步骤S2中得到的多个单个分支过渡段，其对应的中心线型线，再基于面积变化规律和步骤S1中确定的发动机出口面积A1、喷管进口面积A2，来确定单个分支过渡段，其在气流流通方向上，各个截面的面积；
步骤S4、采用超椭圆曲线，针对步骤S3中得到的多个单个分支过渡段，其对应的中心线型线以及各个截面的面积，进行拟合，实现对该多个单个分支过渡段的建模，得到多个具有不同偏距、过渡段长度和出口偏转角β的单个分叉模型；
步骤S5、以步骤S4中得到的单个分叉模型的进口截面轴线为对称轴，再设置不同的对称角γ，对该多个单个分叉模型作对称处理，以得到多个完整的，且具有不同纵向偏距的Y型过渡段模型；
步骤S6、设定边界条件，对步骤S5中获得的多个Y型过渡段模型进行仿真计算，选择其中最优的构型，并且判断该最优的构型是否满足性能需求，若不满足，则回到步骤S2重新进行设计，直到选择的最优的构型满足性能需求；
若满足，则结束设计。
进一步的，在所述步骤S2中，所述喷管最终安装角α，其定义为分叉过渡段矩形出口长边和竖直线的夹角，为45度。
进一步的，在所述步骤S3中，所述的中心线变化规律为先急后缓，其具体表达式为：
Figure BDA0003587365790000031
在公式中，以中心线起点为原点，xi为中心线上一点的长度坐标，yi为中心线上一点的偏距坐标，Di为中心线的总偏距，Li为中心线的总长度。
进一步的，所述的面积变化规律，其具体表达式为：
Figure BDA0003587365790000032
在公式中，xi、Li定义同中心线一致，Ai为中心线上一点所对应的截面面积，A1为发动机出口，也就是分叉过渡段进口的面积，A2为喷管进口面积，也就是分叉过渡段出口面积。
进一步的，将步骤S2中得到的多个单个分支过渡段，其对应的横向偏距，以及过渡段长度输入至所述中心线变化规律的表达式中，得到每一个单个分支过渡段的中心线型线；
将步骤S1中确定的发动机出口面积A1、喷管进口面积A2以及骤S2中得到的多个单个分支过渡段，其对应的过渡段长度，输入至上述面积变化规律的表达式中，得到每个xi对应的面积。
进一步的，所述出口偏转角β，其定义为出口矩形截面长边与中心线所确定的平面的夹角。
进一步的，所述称角γ，其定义为中心线所确定的平面与水平线的夹角。
进一步的，在步骤S5中，在进行对称处理时，Y型分叉过渡段的纵向偏距小于最大纵向偏距ZMAX。
进一步的，在所述步骤S6中，以分级膨胀假设获得的分叉过渡段压比NPR3作为边界条件，其中，NPR3＝NPR1/NPR2，NPR1表示为整个倒V布局矢量推进系统的压比，NPR2表示为矢量喷管的工作压比；
所述的分级膨胀假设具体为：假设气流在该推进系统中的Y型分叉过渡段和矢量喷管中是逐步膨胀的，并且互不影响。
进一步的，在步骤S6中，若在该轮次的设计中没有得到满足性能需求的最优构型，则在下一轮次的设计中，将步骤S1中设定的最大横向偏距DMAX放大。
本发明的有益效果是：
1、基于本发明方法设计的一种Y型分叉过渡段，其有助于单发倒V布局矢量推进系统实现三自由度推力矢量；
2、基于本发明方法设计的一种Y型分叉过渡段，其构型形状为S弯型，因此具有良好的红外隐身特性；
3、基于本发明方法设计的一种Y型分叉过渡段，其构型在保有较小的损失以及完成气流分流之外，还能为矢量喷管提高较为均匀的进口流场，具有良好的性能。
附图说明
图1表示为实施例1中提供的在对称角γ＝0时，Y型分叉过渡段三维模型示意图；
图2为图1所示的Y型分叉过渡段的俯视图；
图3为图1所示的Y型分叉过渡段的左视图；
图4表示为实施例1中提供的在对称角γ＝45时，Y型分叉过渡段三维模型示意图；
图5为图4所示的Y型分叉过渡段的俯视图；
图6为图4所示的Y型分叉过渡段的左视图；
附图中：
1-进口段、2-气流分流过渡段、3-出口段、4-横向偏距D、5-过渡段长度L、6-喷管最终安装角α、7-出口偏转角β、8-对称角γ、9-纵向偏距Z、10-中心线所确定平面。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
参见图1-图6，本实施例提供一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，该方法针对上述的单发倒V布局矢量推进系统中分叉过渡段进行设计，根据单发倒V布局的特性，该方法的设计结果为Y型的过渡段，气流首先从进口段1，再进入气流分流过渡段2后，被分为两股，分别进入过渡段后的两个矢量喷管，最后经出口段3排出。
该分叉过渡段设计方法具体包括如下步骤：
步骤S1、根据分叉过渡段几何特性和功能特性确定设计参数，该设计参数具体包括：过渡段长度L5、横向偏距D4、纵向偏距Z9和喷管最终安装角α6；
具体的说，上述的喷管最终安装角α6定义为出口矩形截面长边与水平线的夹角；
具体的说，由于分叉过渡段上游是发动机，下游是气动推力矢量喷管，因此在确定整个倒V布局矢量推进系统的压比NPR1与矢量喷管的工作压比NPR2之后，根据分级膨胀假设，便可以得到分叉过渡段的压比NPR3，即：NPR3＝NPR1/NPR2。
更具体的说，分级膨胀假设具体为：假设气流在该推进系统中的Y型分叉过渡段和矢量喷管中是逐步膨胀的，他们互不影响。因此根据该假设，可以在确定推进系统和矢量喷管的工作压比之后，将他们相除，即可得到Y型分叉过渡段的工作压比。
步骤S2、确定空间尺寸约束，其包括：发动机出口面积A1、喷管进口面积A2、飞行器所能容许的最大长度LMAX、飞行器所能容许的最大横向偏距DMAX和飞行器所能容许的最大纵向偏距ZMAX；
步骤S3、根据步骤S2中确定的空间尺寸约束，来确定过渡段长度、横向偏距和纵向偏距和喷管最终安装角α6的范围，在上述各个参数的范围内，基于飞行器总体中方向舵、升降舵和副翼等常规控制面所能提供的力矩，针对该各个参数，为其随机选取多个具体的参数数值，然后再将选取的参数数值进行随机组合，得到多个具有不同长度、横向偏距、纵向偏距和安装角的单个分支过渡段；
具体的说，在本实施例中，考虑到同时兼顾俯仰和偏航特性，喷管最终安装角α6，即分叉过渡段矩形出口长边和竖直线的夹角，一般选为45度。
步骤S4、按照分叉过渡段的工作特性，确定单个分支过渡段的中心线变化规律和面积变化规律，再根据中心线变化规律，确定步骤S3中得到的多个单个分支过渡段，其对应的中心线型线，再基于面积变化规律和步骤S2中确定的发动机出口面积A1、喷管进口面积A2，来确定单个分支过渡段，其在气流流通方向上，各个截面的面积；
其中，上述的中心线变化规律为先急后缓，上述的面积变化规律为缓急相当；
具体的说，在本实施例中，上述的中心线变化规律，其具体表达式为：
Figure BDA0003587365790000051
在公式中，以中心线起点为原点，xi为在进行第i次设计时，中心线上一点的长度坐标，yi为在进行第i次设计时，中心线上一点的偏距坐标，Di为在进行第i次设计时，中心线的总偏距，Li为在进行第i次设计时，中心线的总长度。
具体的说，在本实施例中，上述的面积变化规律，其具体表达式为：
Figure BDA0003587365790000052
在公式中，xi、Li定义同中心线一致，Ai为在进行第i次设计时，中心线上一点所对应的截面面积，A1为发动机出口，也就是分叉过渡段进口的面积，A2为喷管进口面积，也就是分叉过渡段出口面积。
更具体的说，在本实施例中，将步骤S3中得到的多个单个分支过渡段，其对应的横向偏距Di，以及过渡段长度Li输入至上述中心线变化规律的表达式中，得到每一个单个分支过渡段的中心线型线；
更具体的说，在本实施例中，将步骤S2中确定的发动机出口面积A1、喷管进口面积A2以及骤S3中得到的多个单个分支过渡段，其对应的过渡段长度Li，输入至上述面积变化规律的表达式中，得到每个xi对应的面积。
步骤S5、采用超椭圆曲线，针对步骤S4中得到的多个单个分支过渡段，其对应的中心线型线以及各个截面的面积，进行拟合，实现对该多个单个分支过渡段的建模，得到多个具有不同偏距、长度和出口偏转角β7的单个分叉模型；
具体的说，在本实施例中，上述的出口偏转角β7定义为出口矩形截面长边与中心线所确定的平面10的夹角。
步骤S6、以步骤S5中得到的单个分叉模型的进口截面轴线为对称轴，再设置不同的对称角γ8，对该多个单个分叉模型作对称处理，以得到多个完整的，且具有不同纵向偏距的Y型过渡段模型。
具体的说，在本实施例中，对称角γ8定义为中心线所确定的平面10与水平线的夹角。
具体的说，在本实施例中，上述的对称处理，不要求两个单个分叉在对称后的中心线在同一个平面上，即对称角γ8不为0度，但是必须保证Y型分叉过渡段的纵向偏距Zi小于最大纵向偏距ZMAX。
步骤S7、以分级膨胀假设获得的分叉过渡段压比NPR3作为边界条件，对步骤S6中获得的多个Y型过渡段模型进行仿真计算，选择其中最优的构型，并且判断该最优的构型是否满足性能需求，若不满足，则回到步骤S3重新进行设计，直到选择的最优的构型满足性能需求，若满足，则结束设计。
具体的说，在本实施例中，由于在步骤S4设计单支分叉过程中，单支分叉的偏距直接取用了步骤S3中整个Y型过渡段的横向偏距，同时在步骤S6的对称处理中，存在一个偏角，即对称角γ8，故设计结果的实际横向偏距为D’i＝Dicosγ，因此，在确定对称角γ8之后，通过对步骤S2中的最大横向偏距DMAX进行放大，从而使得设计结果能最大化地利用飞行器所提供的空间。
具体的说，在本实施例中，由于步骤S6中不要求分叉对称前后的中心线必须在同一平面，因此步骤S5中的出口偏转角β7并不等同于喷管最终安装角α6。在对称过程中，只需要保证喷管最终安装角α6满足总体设计要求即可，出口偏转角β7和对称角γ8可在空间容许范围内变化，并且若假设逆时针为正，则满足β+γ＝α。
具体的说，在本实施例中，上述分叉偏距和长度对过渡段的性能影响是：
偏距越大，损失越大，所占有空间越大，出口气流越不均匀，但是推进系统能获得的滚转力矩增大；
长度越长，占用空间越大，但是出口气流越均匀，损失越小，然而长度过长会导致摩擦阻力带来的损失大大增加，从而使得损失反而增大。
具体的说，为了验证本实施例方法的正确性和先进性，因此进行了仿真实验，其具体设计结果如图1-图6所示，具体说：
如图1至图3所示的构型为对称角γ＝0度，出口偏转角β＝45度的构型，此时喷管最终安装角α＝β＝45度。如图4至图6所示的构型为对称角γ＝45度，出口偏转角β＝45度的构型，此时喷管最终安装角α＝β+γ＝90度。
针对图1-图6中的设计结果，均包括进口段、气流分流过渡段和出口段。上述结果的设计条件是Y型分叉过渡段的进、出口面积比为3：2，单发倒V布局矢量推进系统进出口压比为6，矢量喷管工作压比为4，根据分级膨胀假设获得过渡段压比为1.5，总的来说是一个收缩段。在该分叉段中，上下两个过渡段分支是对称分布的，每只分支均采用先急后缓的中心线变化规律和缓急相当的面积变化规律，并且利用超椭圆曲线进行截面形状确定。根据上述设计特点，该过渡段的圆转方部分过渡平滑，出口截面气流较为均匀，对于出口处的喉道偏移式气动矢量喷管的性能几乎没有影响。
本实施例提供的设计方法，其采用的过渡段的长度和偏距并没有固定值，需要根据飞行器所能提供的空间以及最终仿真结果进行确定。上述方法设计的构型具有如下特点：长度过长虽然会是过渡段出口流场更均匀，能容许更大的偏距，但是其也会导致构型所占用的空间过大以及重量过重，不利于飞行，同时也会带来更多的摩擦损失；长度过短虽然可以减小重量和尺寸，但是其能容许的偏距很小，能提供的滚转力矩也很小，不利于飞行器滚转；偏距过大虽然有利于飞机实现滚转但是同样也会使构型占用的空间过大以及体积过重，最重要的是，偏距过大会致使过渡段出口流场显著恶化，不利于后续喉道偏移式气动矢量喷管正常工作；偏距过小，该构型所能提供的滚转力矩就小，所以应该在允许的范围内，应该使偏距尽量大。
综上所述，本发明首先利用选取合适的中心线以及面积变化规律，然后根据实际情况选择合理的长度和偏距范围，接着利用超椭圆对圆转方过渡型面进行确定，随后将设计好的单个分叉做对称处理得到一系列Y型分叉构型，最后根据进出口压比仿真计算，选取获得最优构型。本发明利用超椭圆曲线，使得本发明所设计的分叉过渡段在保证较低的损失下，还具有合理的尺寸和较均匀的出口气流流场，从而使得分叉段后的喷管特别是气动推力矢量喷管的工作基本不受到影响。
本发明未详述之处，均为本领域技术人员的公知技术。
以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (10)

1.一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，所述设计方法包括如下步骤：
步骤S1、确定空间尺寸约束，其包括：发动机出口面积A1、喷管进口面积A2、飞行器所能容许的最大长度LMAX、飞行器所能容许的最大横向偏距DMAX和飞行器所能容许的最大纵向偏距ZMAX；
步骤S2、首先根据步骤S1中确定的空间尺寸约束，来确定过渡段长度、横向偏距和纵向偏距和喷管最终安装角α的范围，然后在上述各个参数的范围内，基于飞行器总体设计中提出的力矩需求，针对该各个参数，为其随机选取多个具体的参数数值，再将选取的参数数值进行随机组合，最后得到多个具有不同过渡段长度、横向偏距、纵向偏距和安装角的单个分支过渡段；
步骤S3、按照分叉过渡段的工作特性，确定单个分支过渡段的中心线变化规律和面积变化规律，再根据中心线变化规律，确定步骤S2中得到的多个单个分支过渡段，其对应的中心线型线，再基于面积变化规律和步骤S1中确定的发动机出口面积A1、喷管进口面积A2，来确定单个分支过渡段，其在气流流通方向上，各个截面的面积；
步骤S4、采用超椭圆曲线，针对步骤S3中得到的多个单个分支过渡段，其对应的中心线型线以及各个截面的面积，进行拟合，实现对该多个单个分支过渡段的建模，得到多个具有不同偏距、过渡段长度和出口偏转角β的单个分叉模型；
步骤S5、以步骤S4中得到的单个分叉模型的进口截面轴线为对称轴，再设置不同的对称角γ，对该多个单个分叉模型作对称处理，以得到多个完整的，且具有不同纵向偏距的Y型过渡段模型；
步骤S6、设定边界条件，对步骤S5中获得的多个Y型过渡段模型进行仿真计算，选择其中最优的构型，并且判断该最优的构型是否满足性能需求，若不满足，则回到步骤S2重新进行设计，直到选择的最优的构型满足性能需求；
若满足，则结束设计。
2.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，在所述步骤S2中，所述喷管最终安装角α，其定义为分叉过渡段矩形出口长边和竖直线的夹角，为45度。
3.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，在所述步骤S3中，所述的中心线变化规律为先急后缓，其具体表达式为：
Figure FDA0003587365780000021
在公式中，以中心线起点为原点，xi为中心线上一点的长度坐标，yi为中心线上一点的偏距坐标，Di为中心线的总偏距，Li为中心线的总长度。
4.根据权利要求3所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，所述的面积变化规律，其具体表达式为：
Figure FDA0003587365780000022
在公式中，xi、Li定义同中心线一致，Ai为中心线上一点所对应的截面面积，A1为发动机出口，也就是分叉过渡段进口的面积，A2为喷管进口面积，也就是分叉过渡段出口面积。
5.根据权利要求4所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，将步骤S2中得到的多个单个分支过渡段，其对应的横向偏距，以及过渡段长度输入至所述中心线变化规律的表达式中，得到每一个单个分支过渡段的中心线型线；
将步骤S1中确定的发动机出口面积A1、喷管进口面积A2以及骤S2中得到的多个单个分支过渡段，其对应的过渡段长度，输入至上述面积变化规律的表达式中，得到每个xi对应的面积。
6.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，所述出口偏转角β，其定义为出口矩形截面长边与中心线所确定的平面的夹角。
7.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，所述称角γ，其定义为中心线所确定的平面与水平线的夹角。
8.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，在步骤S5中，在进行对称处理时，Y型分叉过渡段的纵向偏距小于最大纵向偏距ZMAX。
9.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，在所述步骤S6中，以分级膨胀假设获得的分叉过渡段压比NPR3作为边界条件，其中，NPR3＝NPR1/NPR2，NPR1表示为整个倒V布局矢量推进系统的压比，NPR2表示为矢量喷管的工作压比；
所述的分级膨胀假设具体为：假设气流在该推进系统中的Y型分叉过渡段和矢量喷管中是逐步膨胀的，并且互不影响。
10.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，在步骤S6中，若在该轮次的设计中没有得到满足性能需求的最优构型，则在下一轮次的设计中，将步骤S1中设定的最大横向偏距DMAX放大。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN115653779A (zh) * 2022-10-13 2023-01-31 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种多轴气动矢量喷管及多轴推力调节方法

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