CN116674758B - 一种非接触式飞发搭接结构设计方法 - Google Patents

一种非接触式飞发搭接结构设计方法 Download PDF

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Abstract

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种非接触式飞发搭接结构设计方法，本发明梳理了非接触式飞发搭接结构的关键结构和关键参数，并针对实际工作时的因素，提出相关的设计经验公式，提出一种能够适用于各类涡扇或者涡轮航空发动机的非接触式飞发搭接结构的设计的方法，通过本申请的方法计算设计的非接触式隐身外罩能够更好的实现隐身以及降低飞机的尾部阻力，有效降低设计重量，并提升飞发搭接结构的部件可靠性。

Description

一种非接触式飞发搭接结构设计方法
技术领域
本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种非接触式飞发搭接结构设计方法。
背景技术
涡扇/涡轮航空发动机的飞发搭接结构实现发动机尾部与飞机发动机舱装配配合，是参与飞发装配的重要部件。非接触式的飞发搭接结构，由于其结构简单，可简化飞发搭接结构的装配工艺流程、有效降低设计重量，由于其特殊的型面修型结构，配合飞机原有结构，可提升飞机的隐身能力并降低飞机的尾部阻力，并提升飞发搭接结构的部件可靠性。
这种飞发搭接结构，对发动机原有结构改动小，具有很强的推广性，可适用于其他军用涡扇/涡轮航空发动机上。但设计时，鉴于设计参数多，设计空间一般较小，且需要考虑实际工作时的因素多，设计难度大。因此，需要研究一种适用于各类航空发动机的、可有效且快速设计这种飞发搭接结构的设计方法。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种非接触式飞发搭接结构设计方法，所述飞发搭接结构包括：
环状的飞机机尾罩，飞机机尾罩具有靠近喷管中心线的内侧面与背离喷管中心线的外侧面，飞机机尾罩的内侧面具有向喷管中心线凸起的凸台，凸台沿飞机机尾罩周向布置；飞机机尾罩的内侧面有气流由飞机机尾罩的前端掠过凸台到达飞机机尾罩的后端；
环状的出口面积调节环，出口面积调节环布置于飞机机尾罩的内侧并在轴向方向上位于凸台之后，环状的出口面积调节环与环状的飞机机尾罩具有径向方向的间隙；飞机机尾罩沿出口面积调节环周向首尾依次连接；非接触式隐身外罩的周向包括台阶面、平整段以及连接台阶面与平整段的过渡段，非接触式隐身外罩通过所述台阶面与相邻的非接触式隐身外罩的平整段用螺钉固定；
非接触式隐身外罩，非接触式隐身外罩沿气流方向包括前端与后端，非接触式隐身外罩的后端为平直段，其固定安装在出口面积调节环靠近飞机机尾罩的表面上，非接触式隐身外罩的前端为悬臂结构，其包括：沿气流方向坡降的遮挡隐身修型，沿气流方向坡升的收敛加强段，以及连接遮挡隐身修型与收敛加强段的平底段，其中凸台大致保持与平底段轴向对应；遮挡隐身修型的最大直径大于飞机机尾罩的最小直径，非接触式隐身外罩的后端至少有一轴向位置处的直径大于飞机机尾罩的最小直径，同一轴向位置处非接触式隐身外罩的直径小于飞机机尾罩的直径；非接触式隐身外罩的后端边缘具有隐身锯齿修型；
所述飞发搭接结构设计方法包括：
步骤S1：获取飞机机尾罩与出口面积调节环之间的最大轴向运动极限尺寸Lmax、与最小轴向运动极限尺寸Lmin，凸台的轴向长度LA；出口面积调节环的外径DB；飞机机尾罩最小内径Dc；出口面积调节环的轴向长度LB；
步骤S2：确定非接触式隐身外罩的尺寸。所述尺寸包括：隐身锯齿修型的轴向长度L0’取值20～25mm，隐身锯齿修型的锯齿弯边半径R0大于等于180mm；隐身锯齿修型超出出口面积调节环的锯齿悬臂轴向长度L0与轴向长度L0’之和不超过50mm；所述平直段的轴向长度L1比出口面积调节环的轴向长度LB短10～20mm，所述平直段的外径D1比出口面积调节环的外径DB长30～40mm，平直段的外径D1比飞机机尾罩最小内径Dc小至少20mm；收敛加强段的轴向长度L2取值为50～80mm，平底段的轴向长度L3满足：∣(L1+L2+L3)–(Lmax+LA)∣≤10，LA是凸台的轴向长度；平直段的外径D1与平底段的外径D2之差大于30mm并小于60mm；遮挡隐身修型最前端与凸台的最小距离L4’不小于10mm，遮挡隐身修型的轴向长度满足L4＝Lmax+LA+L4’–，遮挡隐身修型的最前端外径比凸台内径大0～20mm；
步骤S3：确定非接触式隐身外罩的安装尺寸；所述安装尺寸包括：非接触式隐身外罩的周向数量为3～9；当平直段的外径D1≥1000mm时，非接触式隐身外罩的厚度d取1.5mm；当平直段的外径D1满足：800mm≤D1＜1000mm时，d取1；当D1＜800mm时，d取0.8；所述台阶面的螺钉与台阶面周向边缘的距离对应的弧度α1取值1.5°；所述台阶面的螺钉与所述过渡段的距离对应的弧度α2的取值：当D1≥1200mm时，α2＝3°；900mm≤D1＜1200mm，α2＝3.5°；700mm≤D1＜900mm，α2＝4.5°D1＜700mm，α2＝5°；所述过渡段周向长度对应的弧度α3取值：当D1≥1000mm时，α3＝1°；当D1＜1000mm时，α3＝1.5°；所述平整段上的螺钉与所述过渡段的距离对应的弧度α4满足：α4＝α0–α2–α3，α0为台阶面的螺钉与平整段的螺钉周向距离对应的弧度。
优选的是，获取最大轴向运动极限尺寸Lmax、与最小轴向运动极限尺寸Lmin的方法具体包括：获取最大轴向运动极限理论尺寸L’max、获取最小轴向运动极限理论尺寸L’min；对最大轴向运动极限理论尺寸L’max、获取最小轴向运动极限理论尺寸L’min修正获得最大轴向运动极限尺寸Lmax、与最小轴向运动极限尺寸Lmin；具体修正公式：
Lmax＝L’max+Δ
Lmin＝L’min–Δ
Δ为考虑航空发动机该结构的热膨胀、装配公差、整机震动等因素带来的偏差，Δ取值为：当发动机总长≥4m，发动机为加力式，Δ＝7mm；当发动机总长≥4m，发动机为非加力式，Δ＝5mm；当发动机总长≤4m，发动机为加力式，Δ＝6mm；当发动机总长≤4m，发动机为非加力式，Δ＝4mm。
优选的是，每个非接触式隐身外罩的锯齿数量n，锯齿数量n的计算方法包括：
n＝D1*π*(α0–α3)/(360*L0’*tan(β/2)°)(n最终
计算值四舍五入)
其中，β取值118～125°。
优选的是，确定非接触式隐身外罩的跨度尺寸α5，具体计算公式包括：α5＝(α0–α3)/n。
本申请的优点包括：并且通过本申请的方法计算设计的非接触式隐身外罩能够更好的实现隐身以及降低飞机的尾部阻力，有效降低设计重量，并提升飞发搭接结构的部件可靠性。
附图说明
图1非接触式隐身外罩1安装示意图；
图2非接触式隐身外罩1零件图；
图3非接触式隐身外罩1安装截面图；
图4非接触式隐身外罩1与出口面积调节环B连接图；
图5支撑加强板2结构图；
图6飞机机尾罩与出口面积调节环之间的尺寸配合；
图7非接触式隐身外罩(1)周向安装尺寸配合示意图；
图8非接触式隐身外罩(1)轴向安装尺寸配合示意图；
图9非接触式隐身外罩(1)隐身锯齿修型尺寸示意图；
其中，A、飞机机尾罩；A1、凸台；B、出口面积调节环；1、非接触式隐身外罩；2、隐身锯齿修型；1-3、收敛加强段；1-4、遮挡隐身修型；1-5、搭接边；1-6、第一搭接边连接座；1-7、第二搭接边连接座；1-8、螺钉安装座；2、支撑加强板；2-1、外罩搭接边；2-2、支撑面；2-3、排料减重孔；3-1、螺钉垫圈；3-2、螺钉；3-3、锁销。
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方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
为了解决上述问题，本申请提供了一种非接触式飞发搭接结构设计方法，如图1～5所示，所述飞发搭接结构包括：
环状的飞机机尾罩A，飞机机尾罩A具有靠近喷管中心线的内侧面与背离喷管中心线的外侧面，飞机机尾罩A的内侧面具有向喷管中心线凸起的凸台A1，凸台A1沿飞机机尾罩A周向布置；飞机机尾罩A的内侧面有气流由飞机机尾罩A的前端掠过凸台A1到达飞机机尾罩A的后端；
环状的出口面积调节环B，出口面积调节环B布置于飞机机尾罩A的内侧并在轴向方向上位于凸台A1之后，环状的出口面积调节环B与环状的飞机机尾罩A具有径向方向的间隙；飞机机尾罩A沿出口面积调节环B周向首尾依次连接；非接触式隐身外罩1的周向包括台阶面、平整段以及连接台阶面与平整段的过渡段，非接触式隐身外罩1通过所述台阶面与相邻的非接触式隐身外罩1的平整段用螺钉固定；
非接触式隐身外罩1，非接触式隐身外罩1沿气流方向包括前端与后端，非接触式隐身外罩1的后端为平直段，其固定安装在出口面积调节环B靠近飞机机尾罩A的表面上，非接触式隐身外罩1的前端为悬臂结构，其包括：沿气流方向坡降的遮挡隐身修型1-4，沿气流方向坡升的收敛加强段1-3，以及连接遮挡隐身修型1-4与收敛加强段1-3的平底段1-9，其中凸台A1与平底段1-9在轴向位置保持对应；遮挡隐身修型1-4的最大直径大于飞机机尾罩A的最小直径，非接触式隐身外罩1的后端至少有一轴向位置处的直径大于飞机机尾罩A的最小直径，同一轴向位置处非接触式隐身外罩1的直径小于飞机机尾罩A的直径；非接触式隐身外罩1的后端边缘具有隐身锯齿修型1-2；
所述飞发搭接结构设计方法包括：
步骤S1：飞机机尾罩A与出口面积调节环B之间具有相对位移，获取飞机机尾罩A与出口面积调节环B之间的最大轴向运动极限尺寸Lmax、与最小轴向运动极限尺寸Lmin，飞机机尾罩A与发动机原有结构B凸台A1的轴向长度LA；出口面积调节环B的外径DB；飞机机尾罩A最小内径Dc；出口面积调节环B的轴向长度LB；这些数据用于确定飞发搭接结构的关键尺寸，同时确定结构设计限制范围区域；
步骤S2：确定非接触式隐身外罩1的尺寸。所述尺寸包括：隐身锯齿修型1-2的轴向长度L0’取值20～25mm，隐身锯齿修型1-2的锯齿弯边半径R0大于等于180mm；隐身锯齿修型1-2超出出口面积调节环B的锯齿悬臂轴向长度L0与轴向长度L0’之和不超过50mm，此长度能够保持锯齿悬臂结构的稳定；所述平直段的轴向长度L1比出口面积调节环B的轴向长度LB短10～20mm；保证出口面积调节环B不会对坡升的收敛加强段1-3产生结构上的干涉；
所述平直段的外径D1比出口面积调节环B的外径DB长30～40mm，保证支撑结构设计空间的限制尺寸，能够保证搭接结构之间具有充足的径向间隙，使气体能够通过所述间隙流出，保证飞发结构的尾部阻力得到降低；
平直段的外径D1比飞机机尾罩A最小内径Dc小至少20mm；能够保证搭接结构之间具有充足的径向间隙，使气体能够通过所述间隙流出；收敛加强段1-3的轴向长度L2取值为50～80mm，平底段1-9的轴向长度L3满足：∣(L1+L2+L3)–(Lmax+LA)∣≤10mm，LA是凸台A1的轴向长度；平直段的外径D1与平底段1-9的外径D2之差大于30mm并小于60mm；使得凸台A1能够落入遮挡隐身修型1-4与收敛加强段1-3形成的凹陷中，不会使得凸台A1因为飞机机尾罩A运动的原因与遮挡隐身修型1-4与收敛加强段1-3产生干涉，并且上述尺寸配合能够能够较好的保持凸台A1、遮挡隐身修型1-4与收敛加强段1-3以及平底段1-9之间的距离保持大于预设的空隙，使气体能够通过所述间隙流出，保证飞发结构的尾部阻力得到降低。
遮挡隐身修型1-4最前端与凸台A1的最小距离L4’不小于10mm，遮挡隐身修型1-4的轴向长度满足L4＝Lmax+LA+L4’–L1+L2+L3，遮挡隐身修型1-4的最前端外径比凸台A1内径大0～20mm；遮挡隐身修型1-4与凸台A1的尺寸配合能够较好的产生均匀的S弯道，实现对发动机前端的有效遮挡，实现良好的隐身性能。
步骤S3：确定非接触式隐身外罩1的安装尺寸；所述安装尺寸包括：非接触式隐身外罩1的周向数量为3～9；当平直段的外径D1≥1000mm时，非接触式隐身外罩1的厚度d取1.5mm；当平直段的外径D1满足：800mm≤D1＜1000mm时，d取1；当D1＜800mm时，d取0.8；所述台阶面的螺钉与台阶面周向边缘的距离对应的弧度α1取值1.5°；所述台阶面的螺钉与所述过渡段的距离对应的弧度α2的取值：当D1≥1200mm时，α2＝3°；900≤D1＜1200mm，α2＝3.5°；700mm≤D1＜900mm，α2＝4.5°D1＜700mm，α2＝5°；所述过渡段周向长度对应的弧度α3取值：当D1≥1000mm时，α3＝1°；当D1＜1000mm时，α3＝1.5°；所述平整段上的螺钉与所述过渡段的距离对应的弧度α4满足：α4＝α0–α2–α3，α0为台阶面的螺钉与平整段的螺钉周向距离对应的弧度，上述安装尺寸既能够保证安装的结构稳定性，又能够节省材料重量。
优选的是，获取最大轴向运动极限尺寸Lmax、与最小轴向运动极限尺寸Lmin的方法具体包括：获取最大轴向运动极限理论尺寸L’max、获取最小轴向运动极限理论尺寸L’min；对最大轴向运动极限理论尺寸L’max、获取最小轴向运动极限理论尺寸L’min修正获得最大轴向运动极限尺寸Lmax、与最小轴向运动极限尺寸Lmin；具体修正公式：
Lmax＝L’max+Δ
Lmin＝L’min–Δ
Δ为考虑航空发动机该结构的热膨胀、装配公差、整机震动等因素带来的偏差，Δ取值为：当发动机总长≥4m，发动机为加力式，Δ＝7mm；当发动机总长≥4m，发动机为非加力式，Δ＝5mm；当发动机总长≤4m，发动机为加力式，Δ＝6mm；当发动机总长≤4m，发动机为非加力式，Δ＝4mm。
优选的是，每个非接触式隐身外罩1的锯齿数量n，锯齿数量n的计算方法包括：
n＝D1*π*(α0–α3)/(360*L0’*tan(β/2)°)(n最终
计算值四舍五入)
其中，β为118～125°。
优选的是，确定非接触式隐身外罩(1)的跨度尺寸α5，具体计算公式包括：α5＝(α0–α3)/n，本参数下的非接触式隐身外罩1的据此修型能够获得更好的隐身效果。
本申请的优点包括：并且通过本申请的方法计算设计的非接触式隐身外罩(1)能够更好的实现隐身以及降低飞机的尾部阻力，有效降低设计重量，并提升飞发搭接结构的部件周向的安装具体尺寸设计方法，能够更加可靠的是多个飞机机尾罩A周向稳固并且一最小的结构重量连接，简单并且轻便。
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 (4)

1.一种非接触式飞发搭接结构设计方法，其特征在于，所述飞发搭接结构包括：
环状的飞机机尾罩(A)，飞机机尾罩(A)具有靠近喷管中心线的内侧面与背离喷管中心线的外侧面，飞机机尾罩(A)的内侧面具有向喷管中心线凸起的凸台(A1)，凸台(A1)沿飞机机尾罩(A)周向布置；飞机机尾罩(A)的内侧面有气流由飞机机尾罩(A)的前端掠过凸台(A1)到达飞机机尾罩(A)的后端；
环状的出口面积调节环(B)，出口面积调节环(B)布置于飞机机尾罩(A)的内侧并在轴向方向上位于凸台(A1)之后，环状的出口面积调节环(B)与环状的飞机机尾罩(A)具有径向方向的间隙；飞机机尾罩(A)沿出口面积调节环(B)周向首尾依次连接；非接触式隐身外罩(1)的周向包括台阶面、平整段以及连接台阶面与平整段的过渡段，非接触式隐身外罩(1)通过所述台阶面与相邻的非接触式隐身外罩(1)的平整段用螺钉固定；
非接触式隐身外罩(1)，非接触式隐身外罩(1)沿气流方向包括前端与后端，非接触式隐身外罩(1)的后端为平直段，其固定安装在出口面积调节环(B)靠近飞机机尾罩(A)的表面上，非接触式隐身外罩(1)的前端为悬臂结构，其包括：沿气流方向坡降的遮挡隐身修型(1-4)，沿气流方向坡升的收敛加强段(1-3)，以及连接遮挡隐身修型(1-4)与收敛加强段(1-3)的平底段(1-9)；非接触式隐身外罩(1)的后端边缘具有隐身锯齿修型(1-2)；
所述飞发搭接结构设计方法包括：
步骤S1：获取飞机机尾罩(A)与出口面积调节环(B)之间的最大轴向运动极限尺寸Lmax、最小轴向运动极限尺寸Lmin，凸台(A1)的轴向长度LA；出口面积调节环(B)的外径DB；飞机机尾罩(A)最小内径Dc；出口面积调节环(B)的轴向长度LB；
步骤S2：确定非接触式隐身外罩(1)的尺寸；包括：隐身锯齿修型(1-2)的轴向长度L0’取值20～25mm，隐身锯齿修型(1-2)的锯齿弯边半径R0设置为大于等于180mm；隐身锯齿修型(1-2)超出出口面积调节环(B)的锯齿悬臂轴向长度L0与轴向长度L0’之和设置为不超过50mm；所述平直段的轴向长度L1比出口面积调节环(B)的轴向长度LB设置为短10～20mm，所述平直段的外径D1设置为比出口面积调节环(B)的外径DB长30～40mm，平直段的外径D1设置为比飞机机尾罩(A)最小内径Dc小至少20mm；收敛加强段(1-3)的轴向长度L2设置为50～80mm，平底段(1-9)的轴向长度L3设置为满足：∣(L1+L2+L3)–(Lmax+LA)∣≤10mm，LA是凸台(A1)的轴向长度；平直段的外径D1与平底段(1-9)的外径D2之差大于30mm并小于60mm；遮挡隐身修型(1-4)最前端与凸台(A1)的最小距离L4’设置为不小于10mm，遮挡隐身修型(1-4)的轴向长度L4设置为L4＝Lmax+LA+L4’–(L1+L2+L3)，遮挡隐身修型(1-4)的最前端外径设置为比凸台(A1)内径大0～20mm；
步骤S3：确定非接触式隐身外罩(1)的安装尺寸；包括：非接触式隐身外罩(1)的周向数量为3～9；当平直段的外径D1≥1000mm时，非接触式隐身外罩(1)的厚度d设置为1.5mm；当平直段的外径D1满足：800mm≤D1＜1000mm时，d设置为1mm；当D1＜800mm时，d设置为0.8mm；所述台阶面的螺钉与台阶面周向边缘的距离对应的弧度α1设置为1.5°；所述台阶面的螺钉与所述过渡段的距离对应的弧度α2的设置为：当D1≥1200mm时，α2＝3°；900mm≤D1＜1200mm，α2＝3.5°；700mm≤D1＜900mm，α2＝4.5°；D1＜700mm，α2＝5°；所述过渡段周向长度对应的弧度α3设置为：当D1≥1000mm时，α3＝1°；当D1＜1000mm时，α3＝1.5°；所述平整段上的螺钉与所述过渡段的距离对应的弧度α4满足：α4＝α0–α2–α3，α0为台阶面的螺钉与平整段的螺钉周向距离对应的弧度。
2.如权利要求1所述的非接触式飞发搭接结构设计方法，其特征在于，获取最大轴向运动极限尺寸Lmax、与最小轴向运动极限尺寸Lmin的方法具体包括：获取最大轴向运动极限理论尺寸L’max、获取最小轴向运动极限理论尺寸L’min；对最大轴向运动极限理论尺寸L’max、最小轴向运动极限理论尺寸L’min修正获得最大轴向运动极限尺寸Lmax、与最小轴向运动极限尺寸Lmin；具体修正公式：
Lmax＝L’max+Δ
Lmin＝L’min–Δ
Δ为考虑航空发动机该结构的热膨胀、装配公差、整机震动等因素带来的偏差，Δ取值为：当发动机总长≥4m，发动机为加力式时，Δ＝7mm；当发动机总长≥4m，发动机为非加力式，Δ＝5mm；当发动机总长≤4m，发动机为加力式，Δ＝6mm；当发动机总长≤4m，发动机为非加力式，Δ＝4mm。
3.如权利要求1所述的非接触式飞发搭接结构设计方法，其特征在于，每个非接触式隐身外罩(1)的锯齿数量n的计算方法包括：
n＝D1*π*(α0–α3)/(360*L0’*tan(β/2)°)(n最终
计算值四舍五入)
其中，β取值118°～125°。
4.如权利要求3所述的非接触式飞发搭接结构设计方法，其特征在于，确定非接触式隐身外罩(1)的跨度尺寸α5，具体计算公式包括：α5＝(α0–α3)/n。
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