异型喷口的多维偏转S弯喷管设计方法

doi:10.7527/S1000-6893.2023.28930

流体力学与飞行力学

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异型喷口的多维偏转S弯喷管设计方法

孟钰博¹, 史经纬¹(), 周莉¹^,², 张诣³, 王占学¹

^1.西北工业大学动力与能源学院，西安 710129
^2.先进航空发动机协同创新中心，北京 100191
^3.中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，绵阳 621000

收稿日期:2023-04-25 修回日期:2023-06-08 接受日期:2023-07-13 出版日期:2024-04-25 发布日期:2023-07-21
通讯作者: 史经纬 E-mail:shijw@nwpu.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(52076180);陕西省杰出青年科学基金(2021JC-10);国家科技重大专项（J2019-Ⅱ-0015-0036）;航空发动机及燃气轮机基础科学中心项目（P2022-B-I-002-001,P2022-B-Ⅱ-010-001）;中央高校基本科研业务费专项资金(501XTCX2023146001)

Design method for multi-dimensional deflected serpentine nozzle with abnormal exit

Yubo MENG¹, Jingwei SHI¹(), Li ZHOU¹^,², Yi ZHANG³, Zhanxue WANG¹

^1.School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710129，China
^2.Collaborative Innovation Center for Advanced Aero?Engines，Beijing 100191，China
^3.High Speed Aerodynamic Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China

Received:2023-04-25 Revised:2023-06-08 Accepted:2023-07-13 Online:2024-04-25 Published:2023-07-21
Contact: Jingwei SHI E-mail:shijw@nwpu.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(52076180);Funds for Distinguished Young Scholars of Shaanxi Province(2021JC-10);National Science and Technology Major Project （J2019-Ⅱ-0015-0036）;Science Center for Gas Turbine Project （P2022-B-I-002-001, P2022-B-Ⅱ-010-001）;Fundamental Research Funds for the Central Universities(501XTCX2023146001)

摘要/Abstract

摘要：

高气动性能、复杂构型的多维偏转S弯喷管气动型面设计是翼身融合布局隐身飞机的关键技术之一。通过改进Lee曲线方法和多参数耦合法，提出了一种异型喷口的多维偏转S弯喷管设计方法，实现了带矢量角的多维偏转S形中心线设计和圆形进口至异型喷口的截面过渡，可用于常规及空间受限布局下的多维偏转、带矢量角、非对称异型喷口、单/双发布局等多种类型的S弯喷管气动型面设计。基于数值模拟方法和小型涡喷发动机整机实验验证了提出的设计方法，结果表明：基于空间受限布局设计的超紧凑S弯喷管，在临界工况下，流量系数达到0.982，推力系数达到0.989，在超临界工况下，流量系数不小于0.984，推力系数不小于0.992；基于空间受限布局设计的多维偏转S弯喷管，在临界工况下，流量系数达到0.980，推力系数达到0.986，在超临界工况下，流量系数不小于0.981，推力系数不小于0.990；基于双发布局设计的双发S弯喷管，安装发动机后总推力相比原装喷管降低不大于4.58%，具有较好的气动性能。

关键词: S弯喷管, 非对称异型喷口, 多维偏转, 气动型面设计, 空间受限布局, 双发布局

Abstract:

The aerodynamic profile design of multi-dimensional deflected serpentine nozzles with high aerodynamic performance and complex configurations is one of the crucial technologies for stealth aircraft with integrated wing-body layouts. By improving the Lee curve method and multiparametric coupled method， we propose a design method for multi-dimensional deflected serpentine nozzles with an abnormal exit， and realize the multi-dimensional deflected serpentine centerline design with vector angles and the cross-sectional transition from the circular inlet to the abnormal exit. This method can be used for the aerodynamic profile design of multiple serpentine nozzles with conventional and space-confined layouts， such as multi-dimensional deflected serpentine nozzles， serpentine nozzles with vector angles， serpentine nozzles with unsymmetrical abnormal exits， and serpentine nozzles for single and twin aeroengine layouts. The proposed design method is verified by the numerical simulation method and the small turbojet engine test. The results show that the discharge and thrust coefficients of the ultra-compact serpentine nozzle designed with the space-confined layout reach 0.982 and 0.989， respectively， under the critical condition， and are no smaller than 0.984 and 0.992， respectively， under the overcritical condition. Those of the multi-dimensional deflected serpentine nozzle designed with the space-confined layout reach 0.980 and 0.986， respectively， under the critical condition and are no smaller than 0.981 and 0.990， respectively， under the overcritical condition. The total thrust of engine after installing the juxtaposition serpentine nozzles designed with the twin engine layout is no more than 4.58% lower than that with the original nozzle. The designed serpentine nozzles have better aerodynamic performance.

Key words: serpentine nozzle, unsymmetrical abnormal exit, multi-dimensional deflection, aerodynamic profile design, space-confined layout, twin engine layout

中图分类号:

V231.1

孟钰博, 史经纬, 周莉, 张诣, 王占学. 异型喷口的多维偏转S弯喷管设计方法[J]. 航空学报, 2024, 45(8): 128930-128930.

Yubo MENG, Jingwei SHI, Li ZHOU, Yi ZHANG, Zhanxue WANG. Design method for multi-dimensional deflected serpentine nozzle with abnormal exit[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(8): 128930-128930.

图/表 31

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图 2

图 3

图 4

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表 1

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图 20

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表 5

图 23

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表 6

图 25

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

几何设计参数	数值
喷管进口直径D/m	0.807
喷管轴向长度L/m	1.614
第1弯轴向长度L₁/m	0.581
第1弯纵向偏距ΔY₁/m	-0.283
第1弯出口面积A_s1/m²	0.333
第1弯出口宽度W_s1/m	0.888
第1弯出口左底角角度β_1，s1/（°）	75
第2弯轴向长度L₂/m	0.872
第2弯纵向偏距ΔY₂/m	0.461
喷管出口面积A_ex/m²	0.238
喷管出口宽高比W_ex/H_ex	6
喷管出口左底角角度β_1，ex/（°）	40

几何设计参数	数值
喷管进口直径D/m	0.807
喷管轴向长度L/m	2.018
喷管展向偏距L/m	0.416
第1弯轴向长度L₁/m	0.710
第1弯纵向偏距ΔY₁/m	-0.242
第1弯出口面积A_s1/m²	0.333
第1弯出口宽度W_s1/m	0.888
第1弯出口左底角角度β_1，s1/（°）	75
第1弯出口右底角角度β_2，s1/（°）	85
第2弯轴向长度L₂/m	1.065
第2弯纵向偏距ΔY₂/m	0.534
喷管出口面积A_ex/m²	0.238
喷管出口宽高比W_ex/H_ex	6
喷管出口左底角角度β_1，ex/（°）	40
喷管出口右底角角度β_2，ex/（°）	60

内侧喷管参数	数值	外侧喷管参数	数值
D/m	0.148	D/m	0.148
L/m	0.424	L/m	0.351
ΔY₁/m	0.069	ΔY₁/m	0.063
ΔZ/m	-0.162	ΔZ/m	-0.168
A_ex/A_in	0.507	A_ex/A_in	0.507
W_ex/H_ex	4.1	W_ex/H_ex	4.1
β_1，ex/（°）	90	β_1，ex/（°）	37
β_2，ex/（°）	30	β_2，ex/（°）	90

参数	最大量程/N	精度/%FS
x方向推力F_x	2 000	0.5
y方向推力F_y	500	0.5
z方向推力F_z	500	0.5

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1.893	0.982	0.989
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3	0.981	0.989
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