大涵道比发动机分开式排气喷管气动设计方法

摘要

大涵道比发动机分开式排气喷管气动设计方法，其特征在于：采用参数化设计，以直线段的形式构成喷管气动外形，直线段之间用圆弧光滑连接，具体流程为：用于定义喷管气动设计初始参数并赋值的步骤一；用于按照喷管外形的几何关系求解其它参数并建立数学模型的步骤二；用于生成由步骤一、二参数控制的喷管外形的步骤三；用于检验气动外形是否达到了要求的气动性能的步骤四——如是，则结束设计流程；如否，则返回步骤一重新开始流程。本发明提供的大涵道比发动机分开式排气喷管气动设计方法，可以快速地设计出一种内外涵喷管流路方案并验证其是否可行能够显著地降低设计周期，保证加工方法简单。

说明书

技术领域

本发明属于大涵道比发动机分开式排气喷管气动设计领域。

背景技术

文献A numerical investigation into the nozzle flow of high by-pass ratioturbofans[92-GT-10，H.ZIMMERMANN]提出了用一些参数来表示喷管外形的想法，但它的内涵喷管不是塞式喷管，在此文中并没有给出用这些变量来建立内、外涵喷管的气动外形的数学模型。

H.ZIMMERMANN仔细讨论了外涵喷管的气动外形设计，认为外涵喷管的设计原则是在喷管内取得尽可能多的膨胀，因为推力构成中的动量项比压力项能带来更大的推力，并认为图1中的构型“C”外涵喷管的后锥体壁面会有一个局部的压力衰减区，喷气流对外涵喷管后锥体壁面的压力会很小。为了获得最大的推力，需要平衡构型“C”的流道型面和外涵喷管后锥体倾角。构型“C”的外涵喷管后体角是11°。图1是文献中列出的5种外涵喷管结构。

H.Zimmermann认为图1中的构型“C”性能最好，原因是构型“C”的外涵喷管后锥体局部会有一个压力“凹陷”区(Depression)，这种结构能让外涵后锥体壁面的静压小，从而外涵出口推力大。这是一种解释。但我们认为：构型“C”的性能高的原因是外涵出口的速度场比其它结构外涵出口的速度场均匀(可以对比其它四种结构)，均匀的速度场是和均匀的压力场、均匀的温度场联系在一起的，而出口流场的均匀会导致较大的推力。

发明内容

本发明的目的是提供一种大涵道比发动机分开式排气喷管气动设计方法，既适合于军用运输机，又适合于民用客机。

本发明提供一种大涵道比发动机分开式排气喷管气动设计方法，采用参数化设计，以直线段的形式构成喷管气动外形，直线段之间用圆弧光滑连接，具体流程为：

用于定义喷管气动设计初始参数并赋值的步骤一；

用于按照喷管外形的几何关系求解其它参数并建立数学模型的步骤二；

用于生成由步骤一、二参数控制的喷管外形的步骤三，喷管外形参见图3；

用于检验气动外形是否达到了要求的气动性能的步骤四——如是，则结束设计流程；如否，则返回步骤一重新开始流程。

本发明提供的大涵道比发动机分开式排气喷管气动设计方法，设计时对于外涵喷管在流通截面积上用收敛的形式；内涵喷管采用收敛-扩张的形式。

本发明提供的大涵道比发动机分开式排气喷管气动设计方法，步骤一中的初始参数包括外涵喷管外侧出口倾角、外涵喷管后锥体倾角、外涵喷管出口外侧顶点坐标、内涵喷管后锥体倾角及内涵喷管的喉部面积和出口面积的比值。

本发明提供的大涵道比发动机分开式排气喷管气动设计方法，所述的步骤三为用计算机编程并生成内外涵喷管外形，同时生成一个适合于Gambit处理的jou文件，其中采用的编程软件可以是MATLAB、VB、C语言等；所述的步骤四为用Gambit执行步骤三生成的jou文件，生成一个msh文件，用Fluent调用msh文件并计算出这种气动外形是否达到了要求的气动性能。

本发明提供的大涵道比发动机分开式排气喷管气动设计方法，可以快速地设计出一种内外涵喷管流路方案并验证其是否可行能够显著地降低设计周期，保证加工方法简单。

附图说明

图1不同结构外形的外涵喷管速度分布

图2设计流程

图3某大涵道比发动机分开式排气喷管几何外形

具体实施方式

大涵道比发动机分开式排气喷管设计时采用下面的特征：为减少飞行阻力，外涵喷管设计成外部膨胀喷管，在流通截面积上用收敛的形式；内涵喷管被设计成混合膨胀喷管，在流通截面积上采用收敛-扩张的形式。用直线段的形式构成喷管气动外形，直线段之间用圆弧连接。

对某大涵道比发动机分开式排气喷管按照如下步骤进行气动设计——

具体步骤为：

定义喷管气动设计初始参数的步骤一，包括外涵喷管外侧出口倾角α₃、外涵喷管后锥体倾角β₃、外涵喷管出口外侧顶点坐标A、内涵喷管后锥体倾角γ₃及内涵喷管的面积比A9/A8，全部详细参数设置见表1，其中部分参数预先赋值，其余参数根据图3所示的几何关系在直角坐标系中求解

表1喷管几何外形参数变量的定义

用于按照喷管外形的几何关系求解其它参数并建立数学模型的步骤二；

下面对一些重要参数进行求解，求解方式不唯一。

以发动机的中心线为横轴，以O₁、O₂连线与发动机中心线交点为原点，建立直角坐标系。

首先由A点的坐标，利用外涵喷管的喉部面积(结构上)，确定出B点的坐标。A点的坐标对短舱设计来说也是一个非常重要的量。X_A的大小和短舱的长度有直接的关系，Y_A的大小能影响到短舱的飞行阻力。经过仔细分析并对照，发现Y_a的大小在Y_O1上下。

X_B＝X_A……………………………………(1)

$Y_B=\sqrt{{Y_A}^2-\frac{A_{18}}{\pi }}---\left(2\right)$

再利用L₁、α₃、β₃，就可以确定出A₁、B₁的坐标。为使外涵喷管出口流场均匀，α₃需要设计成和β₃相等。

X_B1＝X_B-L₁…………………………………(3)

Y_B1＝Y_B+L₁·tan(β₃)……………………………(4)

X_A1＝X_A-L₁…………………………………(5)

Y_A1＝Y_A+L₁·tan(α₃)……………………………(6)

由B点的坐标、O₃点的坐标、β₃可以确定出D点的坐标：

$X_D=X_B-\frac{Y_{O3}-Y_B}{\tan \left({\beta }_3\right)}---\left(6\right)$

Y_D＝Y_O3………………………………………(8)

由D点的坐标和内涵喷管的喉部面积(结构上)，就可以确定出G点的坐标(O₃D是水平线段)：

X_G＝X_D…………………………………(9)

$Y_G=\sqrt{{Y_D}^2-\frac{A_8}{\pi }}---\left(10\right)$

由G点的坐标、γ₃、L₂，就可以确定E、I两点的坐标：

$X_E=X_G+\frac{Y_G-L_2}{\tan \left({\gamma }_3\right)}---\left(11\right)$

Y_E＝L₂……………………………………(12)

X_I＝X_E……………………………………(13)

Y_I＝0……………………………………(14)

内涵喷管为收敛-扩散喷管，DG段为喉部，收敛喷管的面积比A₉/A₈由设计点状态的落压比确定，但最好不要超过1.07，在这里记为AR。

内涵喷管的出口位置C、H两点坐标现在还没有确定，可以由A₉/A₈的面积比AR确定。解下面的一元二次方程：

${(X_C-X_D)}^2({\tan }^3\left({\beta }_3\right)-{\tan }^2\left({\gamma }_3\right))+(2·Y_D·\tan \left({\beta }_3\right)$

$-2·Y_G·\tan \left({\gamma }_2\right))·(X_C-X_D)-\frac{(\mathrm{AR}-1)·A_8}{\pi }=0$

……………………(15)

方程式中只有一个未知量X_C。可以解上述一元二次方程求解出X_C-X_D的值，进而求出X_C的值。

M、N、Q是两条直线的交点，坐标由下面的表达式确定：

$X_M=\frac{Y_{O1}-Y_{A1}-\tan \left({\alpha }_1\right)·X_{O1}+\tan \left({\alpha }_2\right)·X_{A1}}{\tan \left({\alpha }_2\right)-\tan \left({\alpha }_1\right)}---\left(16\right)$

Y_M＝Y_O1+tan(α₂)·(X_M-X_O1)…………………(17)

$X_N=\frac{Y_{O2}-Y_{B1}-\tan \left({\beta }_1\right)·X_{O2}+\tan \left({\beta }_2\right)·X_{B1}}{\tan \left({\beta }_2\right)-\tan \left({\beta }_1\right)}---\left(18\right)$

Y_N＝Y_O2+tan(β₂)·(X_N-X_O2)………………………………(19)

$X_Q=\frac{Y_{O4}-Y_G-\tan \left({\gamma }_1\right)·X_{O4}+\tan \left({\gamma }_2\right)·X_G}{\tan \left({\gamma }_2\right)-\tan \left({\gamma }_1\right)}---\left(20\right)$

Y_Q＝Y_O4+tan(γ₂)·(X_G-X_O4)………………………(21)

喷管的总长度L定义为外涵喷管的进口和内涵喷管末端之间的距离，L和A点坐标、β₃、γ₃的关系如下：

$L=X_A+\frac{\sqrt{{Y_A}^2-\frac{A_{18}}{\pi }}-Y_{O_3}}{\tan {\beta }_3}+\frac{\sqrt{{Y_{O_3}}^2-\frac{A_8}{\pi }}-Y_E}{\tan {\gamma }_3}---\left(22\right)$

可以看出：X_A越大，L越长；Y_A越大，L越长；β₃越大，L越短；γ₃越大，L越短。上面的四个参数对发动机的性能、结构具有较大的影响。

表2某大涵道比发动机分开式排气喷管的一些参数

  α₁  1° γ₁  3°  R₄  500mm  α₂  5° γ₂  10°  R₅  300mm  α₃  11° γ₃  16°  R₆  500mm  β₁  3°  R₁  500mm  R₇  80mm  β₂  10°  R₂  500mm  L₁  118.5mm  β₃  11°  R₃  500mm  L₂  60mm  A₉/A₈  1.03

然后执行步骤三，用MATLAB对上述步骤一、二中的相关求解过程编程并生成内外涵喷管外形，同时生成一个适合于Gambit处理的jou文件。

接下来在步骤四中用Gambit执行步骤三生成的jou文件，生成一个msh文件，使用Fluent调用msh文件并计算出这种气动外形是否达到了要求的气动性能。如果这种气动外形没有达到要求，再重新输入参量的值，直至满足设计要求。

使用Fluent对图3所示某大涵道比发动机分开式排气喷管进行气动分析，结果如下：

表3Fluent计算出的喷管的性能参数

  外涵落压  比/内涵落  压比  内涵总压  恢复系数  外涵总压  恢复系数  内涵速度  系数  内涵速度  系数  总推力系  数  设计点  2.44/2.36  0.9816  0.9940  0.9905  0.9963  0.9816  起飞  1.62/1.52  0.9843  0.9943  0.9820  0.9943  0.9783  高温起飞  1.62/1.49  0.9891  0.9951  0.9816  高空爬升  2.39/2.45  0.9830  0.9948  0.9807  高空巡航  2.4/2.26  0.9824  0.9945  0.9791

表4总体对喷管的要求

从表3和表4的结果可以看出，喷管的气动性能达到了总体的指标要求。