一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机S形排气系统

一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机s形排气系统
技术领域
1.本发明属于排气系统设计技术领域，尤其涉及一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机s形排气系统。


背景技术：

2.随着现代探测与跟踪系统、地空与空空导弹的日益成熟，飞行器面临着十分恶劣的作战环境，为了提高作战飞行器的生存力，完成战略任务，针对飞行器的隐身技术研究逐渐被各国提上日程。所谓飞行器隐身，是对特定的探测技术来降低其对应特征而言的，如针对雷达探测系统，相应隐身技术为缩减雷达散射截面、雷达吸波材料等；针对红外探测系统，相应隐身技术为采用高温壁面冷却、遮挡排气系统高温部件、低发射率涂层、引射喷管等；针对光学探测系统，相应的隐身技术为采用低可见度涂料和涂层。
3.在目前的现代化作战中，对于作战飞行器而言，主要有终端威胁与非终端威胁两部分。终端威胁主要是指直接接触式武器，如敌方的地空与空空导弹，这一类威胁往往能够直接击毁飞行器；非终端威胁主要是指各类的探测系统。对于终端威胁，往往各类制导导弹占了绝大多数，而对于制导导弹的制导方式来讲，红外制导技术被广泛应用。1948年，第一枚红外制导导弹研发成功，随后红外探测技术飞速发展，目前已经有了成熟的红外焦平面探测器，对飞行器红外隐身能力提出了挑战。根据相关资料，红外制导导弹已经成为现代作战飞行器最致命的危险之一，发展飞行器红外隐身技术刻不容缓。飞行器的主要辐射源是飞行器蒙皮和发动机排气系统，而对于飞行马赫数小于1的亚声速巡航飞行器来说，飞行器排气系统是主要的红外辐射源，其中固体壁面温度较高在3-5um的中波波段贡献了近90％的红外辐射强度。因此对于飞行器排气系统的高温固体部件的红外抑制措施尤为重要。
4.目前针对排气系统中心锥、喷管等高温固体部件的红外辐射抑制已经开展了大量的研究，如采用低红外辐射特征结构、高温壁面的冷却以及低发射率涂层等，并且相关红外抑制技术已得到了应用。然而，对于末级涡轮转子叶片这一强红外辐射源，目前一般采用低发射率镀膜或者通过s形流道对末级涡轮进行遮挡，但是靠低发射率镀膜技术还远远不能满足飞行器红外隐身需求，而使用s形流道对末级涡轮全遮挡将会造成很大的气动损失；若出于红外隐身考虑在末级涡轮转子壁面布置冷却措施，则转子的冷却结构会极其复杂，将大大增加设计与制造难度。因此，末级涡轮作为排气系统尾向的主要红外辐射源之一，如何降低末级涡轮对排气系统尾向的红外辐射贡献，是排气系统红外隐身性能进一步突破的关键问题之一。
5.本发明针对当末级涡轮出口气流偏转角为10
°
(即气流的方向与发动机轴向呈10
°
)的情况，申请公布号为cn 113361027 a的专利对隐身涡扇发动机支板设计中只公开了设计流程，没有公开支板曲线形式；申请号为202211554131.5的专利公开了末级涡轮出口气流偏转角为0
°
时的高性能支板设计的曲线形式，没有考虑到一般情况下发动机末级涡轮出口截面气流流动方向并不严格沿发动机的轴向方向，具有一个较小的气流偏转角，该专利只考虑到全遮挡导流支板对上游高温部件的遮挡，没有考虑到下游即支板本身和中心锥
等高温固体部件的遮挡。
6.本发明为了有效降低末级涡轮红外辐射贡献，通过双s形二元喷管对末级涡轮等高温固体部件进行遮挡，但为了兼顾高气动性能，减少s形二元喷管的弯折程度，利用全遮挡导流支板对末级涡轮进行完全遮挡，并对考虑末级涡轮出口气流偏转角的全遮挡导流支板提出较优的型面设计方案。


技术实现要素：

7.为解决现有技术中的上述缺陷，本发明公开一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机s形排气系统，它是采用以下技术方案来实现的。
8.一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机s形排气系统，它包括轴对称平直段和s形收敛段，轴对称平直段包括内涵流道、外涵流道、混合器、中心锥和全遮挡导流支板，s形收敛段为双s形二元喷管。双s形二元喷管对全遮挡导流支板与中心锥形成部分遮挡；上述全遮挡导流支板进口型面方向与发动机末级涡轮出口气流方向相同，出口型面与发动机排气系统轴向相切；全遮挡导流支板对其上游的末级涡轮形成完全遮蔽；
9.上述双s形二元喷管采用圆转矩超椭圆过渡截面和光滑中心线控制，以排气系统轴向方向为x轴，双s形二元喷管的中心线函数可以描述为，
[0010][0011]
其中其中表示相对位置，x表示轴向距离，x0表示双s形二元喷管的起点坐标，ls为双s形二元喷管的长度，表示在处的z坐标值；
[0012]
超椭圆过渡截面的特征参数有半宽w、半高h、超椭圆指数n和超椭圆面积a，这四个特征参数相互独立，知三求一。现采用awn法确定过渡型面参数。
[0013]
沿程面积a变化率函数描述为：
[0014][0015]
其中表示在处的超椭圆截面的面积；
[0016]
沿程半宽w变化率函数描述为：
[0017][0018]
其中表示在处的超椭圆截面的半宽；
[0019]
沿程超椭圆指数n变化率函数描述为：
[0020][0021]
其中表示在处的超椭圆截面的超椭圆指数；
[0022]
先在xoz平面内画出中心线，在中心线上按x轴向取点作为超椭圆截面的中心点，在过该中心点且与中心线法线垂直的平面上，根据上述给定的各参数的沿程变化率求得该
截面的a、w、n值并求出h，即可画出该中心点处的超椭圆截面曲线。通过重复选点和绘制截面的操作将多个截面曲线通过构造b样条曲面，即ug建模软件中的“通过曲线组”功能的方法构成双s形二元喷管型面。
[0023]
支板与混合器交接处为支板外侧，且与混合器交接的截面形状使用支板外侧型面线描述；以中心锥最大直径为圆柱直径，发动机轴线作为圆柱的中心线，作一辅助圆柱面，支板与此圆柱面交接处为支板内侧，且与此圆柱面交接的截面形状使用支板内侧型面线描述；
[0024]
将与全遮挡导流支板交接的混合器圆柱面展开获得矩形平面，全遮挡导流支板外侧型面线位于混合器圆柱面展开的矩形平面内，以排气系统轴向方向为x轴，上述支板外侧型面曲线方程使用函数y
wai
(x)来表示，即：
[0025][0026]
其中全遮挡导流支板轴向长度为l；
[0027]
将与全遮挡导流支板交接的辅助圆柱面展开获得矩形平面，全遮挡导流支板内侧型面线位于辅助圆柱面展开的矩形平面内，以排气系统轴向方向为x轴，上述支板内侧型面曲线方程使用函数y
nei
(x)来表示，即：
[0028][0029]
经过上述步骤后，将支板内外两侧圆柱面上的型面曲线通过构造b样条曲面，即ug建模软件中的“通过曲线组”功能的方法构成支板型面，再将此型面内侧型面线通过ug建模软件中的“延伸片体”功能的方法延伸至中心锥表面，即构成全遮挡导流支板。
[0030]
作为本技术的进一步改进，上述双s形二元喷管部分的中段偏距为60mm，出口偏距为150mm。偏折程度较大的s形喷管(中段和出口偏距均较大)会有较大的气动损失，由于全遮挡导流支板已经遮挡了上游高温固体部件，并且已经带来了一定的气动损失，因此对于s形喷管的遮挡程度不宜太大。中段偏距为60mm，出口偏距为150mm时对中心锥部分遮挡住了一半，是兼顾气动性能与红外辐射特性的选择。
[0031]
作为本技术的进一步改进，上述全遮挡导流支板的数量为16个。全遮挡导流支板数量多一些可以使每块支板的弯曲角度小一些，降低流阻，但是会增加摩擦阻力；全遮挡导流支板数量少一些会减小摩擦阻力，但是为实现对上游的全遮挡会增大型面弯扭程度，增大流阻，本发明在综合计算选择之后，选择了上述全遮挡导流支板数量。
[0032]
作为本技术的进一步改进，上述全遮挡导流支板长度与外涵进口直径比l/d为0.318，轴向长径比变小会引起支板段流道形面畸变程度增大，支板轴向长径比的增加减轻了支板段流道形面的畸变程度，流道形面过渡缓慢，有利于降低气流的流动损失，然而由于支板长度增加，支板表面积也随之增加，这又增大了气流与壁面之间摩擦产生的气动损失，本发明在综合计算选择之后，选择了上述全遮挡导流支板长径比。
[0033]
相对于传统的涡扇发动机轴对称排气系统，采用s形二元喷管对末级涡轮等高温部件进行遮挡，为了兼顾气动性能与红外辐射特征采用弯折程度较小的s形二元喷管，遮挡二分之一的中心锥，并使用全遮挡导流支板对末级涡轮进行全部遮挡。
[0034]
相对于传统的涡扇发动机排气系统中布置的导流支板，本发明综合考虑低红外辐
射特征与高气动性能要求，将末级涡轮下游的导流支板进行重新设计，对上游高温部件实现全遮挡，同时通过对全遮挡导流支板进行合理的型面设计，减少了气动损失与推力损失。并将轴对称排气系统进行重新设计，对支板和中心锥进行部分遮挡，进一步降低了红外辐射特征。
附图说明
[0035]
图1是涡扇发动机双s形二元排气系统示意图。
[0036]
图2是双s形二元排气系统的右视图。
[0037]
图3是双s形二元喷管的中心线示意图。
[0038]
图4是双s形二元喷管的中心线与任意截面上a、w、n参数示意图。
[0039]
图5是气流角10
°
时支板型面线型方程曲线族示意图。
[0040]
图6是全遮挡导流支板不同型面线型对排气系统总压恢复系数的影响。
[0041]
图7是全遮挡导流支板不同型面线型对排气系统推力系数的影响。
[0042]
图中标号名称：1、内涵通道；2、混合器；3、外涵通道；4、双s形二元喷管；5、中心锥；6、全遮挡导流支板。
具体实施方式
[0043]
下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例或者附图用于说明本发明，但不用来限制本发明的保护范围。
[0044]
如图1所示，内涵气流从内涵通道1流入排气系统，为高温气流；全遮挡导流支板6外侧安装有混合器2；全遮挡导流支板6内侧安装有中心锥5；中心锥外壁面与混合器内壁面构成内涵通道1；外涵气流从外涵通道3流入排气系统；s形二元喷管4位于排气系统后部，高温气体进入s形二元喷管4膨胀、加速，产生推力。如图2所示，双s形二元排气系统从正尾向观测，对中心锥5遮挡了1/2，对全遮挡导流支板6遮挡了近3/4。
[0045]
双s形二元喷管中心线线型的设计变量有双s形二元喷管的长度ls、第一s段的相对位置l1/ls、中段偏距s和出口偏距se。双s形二元喷管的中心线函数可以描述为，
[0046][0047][0047]
是插值函数，值域为设
[0048][0049]
如图3所示，进口截面偏距为z0；出口截面偏距为z0+se；在进口处缓慢变化，以使得喷管型面与轴对称平直段的转接过渡较为光顺，因此进口处的导数为0；在出口处缓慢变化，以使得喷管型面在出口处能够光滑过渡到喷管轴向，出口处的导数为0；轴向距离x等于l1时，中心线与发动机轴线的偏距即中段偏距为s；第一s段与第二s段应光滑过渡因此x＝l1处的导数为0。将上述条件带入到中心线方程中，即可求得各系数。
[0050]
上述双s形二元喷管的中心线，z0＝0，l1/ls取0.5即双s形中心线的两个s段长度相
同。采用l1/ls为0.5的中心线的优点在于兼顾了气动性能与红外特性。s取60mm。se取150mm。此时刚好遮挡了1/2的中心锥和3/4的全遮挡导流支板，当两个偏距值均较大时，喷管弯折加剧导致气动损失增大，虽能有效遮挡更多高温部件但带来的气动损失是得不偿失的，因此选取适中的中段偏距与出口偏距值在保证对1/2的中心锥和3/4的全遮挡导流支板遮挡效果的同时，使气动的损失在可接受范围之内。双s形二元喷管的总长ls由设计条件决定。
[0051]
如图4所示，给出了双s形二元喷管任意截面线的示意图，图中的截面面积，半宽和超椭圆指数n均可通过给定方程求出。再通过超椭圆的面积公式：
[0052]
a＝4wh(γ(1+1/n))2/γ(1+2/n)
[0053]
可求得h的值，因此超椭圆截面的所有参数均已得到。awn法指给定超椭圆截面的面积a、半宽w和超椭圆指数n求半高h的方法，采用awn法的优势在于保证型面过渡的规则光滑，对于二元喷管，往往会对二元喷口的半宽做一定的限制，因此选择控制半宽的变化率。当a、w、h的变化率选择不恰当时常常会出现求出的超椭圆指数n值小于2的情况，使型面的过渡不光滑、有畸形，即保证不了喷管型面均为超椭圆过渡，通过控制n的变化率即可解决这一问题。对于收敛喷管来说，面积单调递减，半宽w单调增加，超椭圆指数n单调增加，求出的半高h是单调递减的，符合型面规则光滑的原则。下面分别描述a、w、n这三个型面设计参数的沿程变化函数的构造。
[0054]
沿程面积变化率函数描述为：
[0055][0056]
其中其中为插值函数，其值域为
[0057][0058]
沿程半宽变化率函数描述为：
[0059][0060]
其中其中为插值函数，其值域为
[0061][0062]
沿程超椭圆指数n变化率函数描述为：
[0063][0064]
面积变化率和半宽变化率的选择均也选择此时气动性能与红外辐射特性均较好。对于超椭圆指数n的变化率选择，由于n是由2到50的单调递增，n的变化类型均是前缓后急型，这里选择了前部变化最缓的函数类型。
[0065]
当末级涡轮出口气流偏转角为10
°
时，两个全遮挡导流支板之间的流道类似s形流道，因此支板型面线的构造参考了s形进/排气系统流道型面设计中常用的中心线变化率构造方法，构造出单调连续的光滑曲线。
[0066]
支板与混合器交接处为支板外侧，且与混合器交接的截面形状使用支板外侧型面
线描述；以中心锥最大直径为圆柱直径，发动机轴线作为圆柱的中心线，作一辅助圆柱面，支板与此圆柱面交接处为支板内侧，且与此圆柱面交接的截面形状使用支板内侧型面线描述。
[0067]
将与全遮挡导流支板交接的混合器圆柱面展开获得矩形平面，全遮挡导流支板外侧型面线位于混合器圆柱面展开的矩形平面内，以排气系统轴向方向为x轴，上述支板外侧型面曲线方程使用函数y
wai
(x)来表示，同理支板内侧型面曲线方程使用函数y
nei
(x)来表示。
[0068]
经过上述步骤后，将支板内外两侧圆柱面上的型面曲线通过构造b样条曲面，即ug建模软件中的“通过曲线组”功能的方法构成支板型面，再将此型面内侧型面线通过ug建模软件中的“延伸片体”功能的方法延伸至中心锥表面，即构成全遮挡导流支板。
[0069]
本发明对全遮挡导流支板型面共设计了五种(10-1，10-2，10-3，10-4，10-5)不同型面曲线方程，图5给出了五种型面曲线形状示意图，五种型面曲线方程分别为
[0070]
10-1型:
[0071][0072][0073]
10-2型:
[0074][0075][0076]
10-3型:
[0077][0078][0079]
10-4型:
[0080][0081][0082]
10-5型:
[0083][0084][0085]
如图6和7所示应选择气动性能最佳的10-3型曲线函数，理由如下：全遮挡导流支板进口型面曲线与来流方向呈10
°
，出口型面曲线与轴向相切，可减少气流流动损失；本发
明设计的全遮挡导流支板与基准轴对称排气系统相比，在排气系统总压恢复系数бn仅下降0.2％、推力系数仅下降0.15％的情况下，使得末级涡轮在排气系统尾向各方向上的红外辐射强度几乎为0，达到了预期完全遮挡的目的，有效地抑制了末级涡轮对排气系统尾向的红外辐射贡献。
[0086]
全遮挡导流支板靠近混合器的一端与混合器固定连接，靠近中心锥的一端与中心锥固定连接；全遮挡导流支板对上游形成完全遮蔽。
[0087]
上述全遮挡导流支板6的数量为16个。全遮挡导流支板6数量多一些可以使每块支板的弯曲角度小一些，降低流阻，但是会增加摩擦阻力；全遮挡导流支板6数量少一些会减小摩擦阻力，但是为实现对上游的全遮挡会增大型面弯扭程度，增大流阻，本发明在计算之后，选择了上述全遮挡导流支板6数量为16个。
[0088]
上述全遮挡导流支板长径比l/d取0.318，轴向长径比变小会引起支板段流道形面畸变程度增大，支板轴向长径比的增加减轻了支板段流道型面的畸变程度，流道型面过渡缓慢，有利于降低气流的流动损失，然而由于支板长度增加，支板表面积也随之增加，这又增大了气流与壁面之间摩擦产生的气动损失，本发明在综合计算选择之后，选择了上述全遮挡导流支板长径比。
[0089]
综上所述：
[0090]
1、带全遮挡导流支板的双s形二元排气系统不仅解决了末级涡轮的全遮挡问题，也给予下游高温部件如全遮挡导流支板本身和中心锥部分遮挡，通过选取最合适的s形二元喷管4的型面设计参数，使双s形二元排气系统兼顾了高气动性能与低红外辐射特征。
[0091]
2、为了能够对末级涡轮红外辐射形成有效抑制，全遮挡导流支板6应能够形成对上游的完全遮挡；利用s形二元收敛喷管对下游进行部分遮挡。全遮挡导流支板6虽然有效降低了末级涡轮的红外辐射特征，但是也会使气动损失增加，为了尽可能地减少气动性能的损失，采取合适的全遮挡导流支板6数量为16个，对全遮挡导流支板6进行合理的型面设计，使排气系统保持较高的推力水平。

技术特征：
1.一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机s形排气系统，它包括轴对称平直段和s形收敛段，轴对称平直段包括内涵流道、外涵流道、混合器、中心锥和全遮挡导流支板，s形收敛段为双s形二元喷管，其特征在于：上述双s形二元喷管对中心锥部分遮挡，对全遮挡导流支板部分遮挡；上述全遮挡导流支板进口型面方向与发动机末级涡轮出口气流方向相同，出口型面与发动机排气系统轴向相切；上述全遮挡导流支板对其上游的末级涡轮形成完全遮蔽；上述双s形二元喷管采用圆转矩超椭圆过渡截面和光滑中心线控制，以排气系统轴向方向为x轴，双s形二元喷管的中心线函数可以描述为，其中其中表示相对位置，x表示轴向距离，x0表示双s形二元喷管的起点坐标，l
s
为双s形二元喷管的长度，表示在处的z坐标值；超椭圆过渡截面的特征参数有半宽w、半高h、超椭圆指数n和超椭圆面积a，这四个特征参数相互独立，知三求一，现采用awn法确定过渡型面参数；沿程面积a变化率函数描述为：其中表示在处的超椭圆截面的面积；沿程半宽w变化率函数描述为：其中表示在处的超椭圆截面的半宽；沿程超椭圆指数n变化率函数描述为：其中表示在处的超椭圆截面的超椭圆指数函数。2.根据权利要求1所述的一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机s形排气系统，其特征在于：末级涡轮出口气流偏转角为10
°
。3.根据权利要求1所述的一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机s形排气系统，其特征在于：全遮挡导流支板与混合器交接处为支板外侧，且与混合器交接的截面形状使用支板外侧型面线描述；以中心锥最大直径为圆柱直径，发动机轴线作为圆柱的中心线，作一辅助圆柱面，支板与此圆柱面交接处为支板内侧，且与此圆柱面交接的截面形状使用支板内侧型面线描述；将与全遮挡导流支板交接的混合器圆柱面展开获得矩形平面，全遮挡导流支板外侧型面线位于混合器圆柱面展开的矩形平面内，以排气系统轴向方向为x轴，上述支板外侧型面曲线方程使用函数y
wai
(x)来表示，即：
其中全遮挡导流支板轴向长度为l；将与全遮挡导流支板交接的辅助圆柱面展开获得矩形平面，全遮挡导流支板内侧型面线位于辅助圆柱面展开的矩形平面内，以排气系统轴向方向为x轴，上述支板内侧型面曲线方程使用函数y
nei
(x)来表示，即：经过上述步骤后，将支板内外两侧圆柱面上的型面曲线通过构造b样条曲面，即ug建模软件中的“通过曲线组”功能的方法构成支板型面，再将此型面内侧型面线通过ug建模软件中的“延伸片体”功能的方法延伸至中心锥表面，即构成全遮挡导流支板。4.根据权利要求1所述的一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机s形排气系统，其特征在于：双s形二元喷管中心线为双s形即由两段s形曲线构成，定义中段偏距为双s形二元喷管中心线第一s段与第二s段的交点的z坐标的绝对值，出口偏距为双s形二元喷管第二s段右端点的z坐标的绝对值，双s形二元喷管中段偏距为60mm，出口偏距为150mm。5.根据权利要求1所述的一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机s形排气系统，其特征在于：双s形二元喷管遮挡了1/2的中心锥。6.根据权利要求1所述的一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机s形排气系统，其特征在于：全遮挡导流支板在发动机上安装的数量为16个。7.根据权利要求3所述的一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机s形排气系统，其特征在于：全遮挡导流支板长度与外涵进口直径比l/d为0.318。8.根据权利要求1所述的一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机s形排气系统，其特征在于：上述双s形二元喷管对全遮挡导流支板进行3/4遮挡。9.用于权利要求1所述的一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机s形排气系统的双s形二元喷管成型方法，其特征在于：先在xoz平面内画出中心线，在中心线上按x轴向取点作为超椭圆截面的中心点，在过该中心点且与中心线切向垂直的平面上，根据上述给定的各参数的沿程变化率求得该截面的a、w、n值并求出h，即可画出该中心点处的超椭圆截面曲线；通过重复选点和绘制截面的操作将多个截面曲线通过构造b样条曲面，即ug建模软件中的“通过曲线组”功能的方法构成双s形二元喷管型面。

技术总结
本发明属于排气系统设计技术领域，尤其涉及一种带全遮挡导流支板的涡扇发动机S形排气系统，它采用高气动性能全遮挡导流支板型面设计方法，可实现对末级涡轮的完全遮挡，通过弯折程度较小的双S形二元喷管对支板和中心锥等进行遮挡，能够在显著降低发动机排气系统尾向红外辐射特征的同时，保持排气系统较高的气动性能，有效提高战场上飞行器的生存能力。有效提高战场上飞行器的生存能力。有效提高战场上飞行器的生存能力。


技术研发人员：施小娟 林训杰 王浩 吉洪湖
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2023.03.09
技术公布日：2023/7/6