一种喉道偏移式气动矢量喷管及其设计方法

技术领域

本发明涉及一种型线喉道偏移式气动矢量喷管，具体涉及一种具有雷达隐身能力的的航空发动机的喉道偏移式气动矢量喷管及其设计方法。

背景技术

第五代战斗机要求飞机同时具有高机动性和高隐身性。随着现代军事技术的提高，雷达、红外等探测技术开始迅速发展，使得战斗机的生存环境变得愈发恶劣。

推力矢量航空发动机是实现飞行器高机动飞行不可或缺的部件。而推力矢量发动机的核心部件是推力矢量喷管。传统的机械式推力矢量喷管结构复杂，机构冗余，可靠性和维护性差。

当下，流体推力矢量喷管逐渐以其结构简单、重量轻的特点成为各国的研究重点和研究热点，并将在不远的未来进入工程应用。其中，喉道偏移式气动矢量喷管是近年来兴起的一种新型流体推力矢量喷管，凭借结构简单、重量轻、矢量性能好等特点，受到越来越多的青睐。常见的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道结构，以二喉道面积略微比一喉道面积大(即扩张性喉道偏移式气动矢量喷管)最为常见。其功能实现原理是，在一喉道处施加扰动使得一喉道处气流的速度截面偏斜，进而扰动在二喉道前部扩张收敛段内放大，产生稳定的推力矢量。一般可以将喉道偏移式气动矢量喷管分为主动有源型和自适应无源型，其中主动有源型产生推力矢量气源的来源多为外置的压缩器、气瓶或者从航空发动机高压部件(多为压气机)中引气，其特点是推力矢量角随喷管工作落压比变化小，但对整台航空发动机来说推力损失较大；而自适应无源型则是通过设置自适应旁路通道将喷管入口位置的高压气流引至喷管的指定位置注入，自适应产生扰动并最终实现推力矢量，其克服了主动有源型的缺点，对航空发动机整机推力影响较小，矢量角也较为稳定。

低可探测性的实现则需要飞行器、发动机多个部件的特殊设计。提升战斗机隐身性能的措施主要分为两种，即降低整体辐射强度和降低雷达散射度。辐射强度大小主要与飞行器发动机核心机的遮挡以及出口高温气流与周围环境低温大气的掺混程度有关。从降低雷达散射度角度来说，发动机的喷管占据了飞机后向雷达散射截面(RCS)数值的大部分。因此，设计一种具有低雷达反射信号的新一代推力矢量喷管极其重要。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种喉道偏移式气动矢量喷管及其设计方法，通过将喉道偏移式气动矢量喷管的凹腔(二喉道前部扩张收敛段)型线由常规的两段直线变成两段抛物线，运用抛物线特殊的几何特征，将由后向入射到喷管内的电磁波在腔体内多次反射、散射后，减少后向RCS，在保证推力矢量性能不大幅度下降的前提下，明显降低喷管后向RCS，提高喷管的雷达低可探测性。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：一种喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，包括喷管本体，所述喷管本体的内流道依次包括贯通的喷管进口(1)、等直段(2)、一喉道前收敛段(3)、一喉道(4)、二喉道前凹腔、二喉道(7)；

所述二喉道前凹腔包括：二喉道前扩张段(5)和二喉道前收敛段(6)；所述二喉道前扩张段(5)和二喉道前收敛段(6)分别为抛物线型结构；

所述喉道偏移式气动矢量喷管包括二元式和轴对称式；所述二元式包括上下对称的型线拉伸而成的结构；所述轴对称式包括型线绕其中心线(即X轴)旋转而成的结构。

在二元式的结构下，以所述二喉道前凹腔的型线的抛物线的对称轴建立直角坐标系的X轴；经过所述二喉道前凹腔的转折点建立直角坐标系的Y轴；所述转折点为二喉道前扩张段(5)和二喉道前收敛段(6)的交界点；

所述二喉道前扩张段(5)对应抛物曲线IJ和抛物曲线I’J’由向右开口的抛物线截取并平移获得，其焦点为P1；

所述二喉道前收敛段(6)对应抛物曲线JK和曲线J’K’由开口向左的抛物线截取并平移得到，其焦点为P2；

获得以x为X坐标的坐标值，y为抛物线的表达式：y

其中x

当p为正数时，x

当p为负数时，x

所述喷管的设计方法包括以下步骤：

构造型线：给定喷管的几何参数，所述喷管的几何参数包括喉道高度、凹腔最大高度、出口高度、二喉道前扩张段初始型线焦点的X轴坐标、二喉道前收敛段初始型线焦点的X轴坐标；

定义：喉道高度的一半为H

根据H

x

x

根据H

x

x

y

y

其中，y

用光路表示雷达波的散射轨迹，给定一条入射光线代表后向入射的雷达波，所述入射光线为与X轴平行的直线；计算入射光线的腔内反射轨迹；

设定以下参数：

(a)out：沿其他方向散射的光线占比；(b)in：射入凹腔前的光线占比；

(c)para：平行出射的光线占比；(d)more：反射次数超过10次的光线占比；

(e)t

腔内强度耗散由t

优选地，二喉道前凹腔的长高比

优选地，起始扩张角的大小与喉道高度和扩张段焦点p

优选地，扩张段焦距与收敛段焦距相差不宜过小，收敛角应尽可能大于扩张角，因此给两抛物线焦距一个限制，所以设定

优选地，平行出射光线占比应尽可能小，即使有平行出射的光线，也应当使其在腔内实现多次反射并实现较高的强度耗散，或者在平均强度耗散较高的情况下含有更高比例的沿其他方向出射的光线，所以，为了提高喷管的后向雷达隐身性能，上述所述参数满足以下任一个条件，认为是理想设计结果，以满足任一条件为主要目标，同时艰苦喷管推力矢量性能：

(1)t

(2)t

(3)t

优选地，所述二喉道前凹腔段包括吸波涂层，所述吸波涂层为耐高温涂层，以进一步提高喷管的后向雷达隐身性能。

有益效果：本发明提供了一种具有雷达隐身能力的型线的喉道偏移式气动矢量喷管，其相较于现有技术，具备以下优点：

1)相比传统的喉道偏移式气动矢量喷管，本发明通过设计具有抛物线型线的凹腔段，运用抛物线特殊的几何特征，将轴向入射到喷管内的电磁波，在凹腔体内散射，以减少轴向入射雷达波的后向散射、增大后向散射雷达波的耗散强度为目的，在保证推力矢量性能不大幅度下降的前提下，明显提高喷管的低可探测性。

2)相比传统的喉道偏移式气动矢量喷管，本发明在没有增加任何附加装置的情况下仅通过改变喷管凹腔段的型线设计，实现了喷管后向RCS的降低，结构简单，容易实现。

3)同思路可以使用在其他功能改型的喉道偏移式气动矢量喷管，适用性好，用途广泛。

附图说明

图1为本发明的平行流向剖视图；

图2为初始型线示意图；

图3为初始型线经平移后得到的最终凹腔型线；

图4为本发明的程序设计流程框图；

图5为本发明不同构型在不同NPR条件下的矢量性能对比；

图6为入射光线的腔内反射轨迹示意图

图中：1、喷管进口；2、等直段；3、一喉道前收敛段；4、一喉道；5、二喉道前扩张段；6、二喉道前收敛段；7、二喉道(喷管出口)

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

如图1所示，为具有抛物线凹腔型线的喉道偏移式气动矢量喷管，该喷管的结构包括一喉道和二喉道，其中一喉道前等直段和收敛段结构与经典的双喉道式气动矢量喷管的相同，其二喉道前的凹腔包括两段抛物线型线。抛物线型线通过编写的程序可以实现计算结果的显示及可视化。

具体的，由进口向出口方向依次包括：喷管进口1；等直段2；一喉道前收敛段3；喉道4；二喉道前扩张段5；二喉道前收敛段6；喷管出口7，其中二喉道前扩张段5和二喉道前收敛段6在一定限制条件下(参考以下设计参数)分别为抛物线结构。

二喉道前扩张段5和二喉道前收敛段6的设计运用抛物线特殊的几何特征，将轴向入射到喷管内的电磁波，在腔体内散射后，减少轴向入射雷达波的后向散射的目的，并增大后向散射雷达波的强度耗散，在保证推力矢量性能不大幅度下降的前提下，明显提高喷管的低可探测性。

本发明所述的喷管常见的具体实现形式为二元式和三元轴对称式。以二元式喉道偏移式气动矢量喷管进行具体描述。当凹腔段的型线呈上下对称时，以抛物线的对称轴建立直角坐标系的X轴，经过两个凹腔转折点(如图1中二喉道前扩张段5和二喉道前收敛段6的交界点)建立直角坐标系的Y轴。

如图3所示，其中二喉道前扩张段5对应的曲线IJ、曲线I’J’由向右开口的抛物线截取并平移得到，记最终焦点为P1；二喉道前收敛段6对应的曲线JK、曲线J’K’由开口向左的抛物线截取并平移得到，记最终焦点为P2。两段抛物线均上下对称，公式如下：

y

其中x

当p为正数时，x

当p为负数时，x

为实现型线设计及可视化，进行给定几何参数下凹腔型线的设计以及雷达波遮蔽能力分析，实现方法如下：

步骤1)构造型线

给定的几何参数包括：喉道高度、凹腔最大高度、出口高度、二喉道前扩张段初始型线焦点的X轴坐标、二喉道前收敛段初始型线焦点的X轴坐标；

如图3，针对二喉道，定义：喉道高度的一半为H

y

根据H

x

x

为了保证凹腔转折点在Y轴上，需要让经截取后的扩张段型线向左平移一段距离，即x

确定最终的两段抛物线表达式和各自定义域如下：

y

y

式中y

步骤2)如图6所示，给定一条与X轴平行的直线代表后向入射的雷达波，以下雷达波的散射轨迹均用光路来表示。计算某位置入射光线的腔内反射轨迹：

步骤2.1)计算第一次反射光路及第二次反射点：

给定平行入射光线的入射位置y

算出入射光线打在凹腔扩张段上的坐标(x

如果x

步骤2.2)计算第二次反射光路及第三次反射点：

若第二次反射点在凹腔上则发生第二次反射，由于本发明设计的型线需要兼顾矢量性能，不会出现在一个抛物线型线上反射的光路，打在另一个抛物线型线上的情况，故可以确定反射方向平行于X轴。根据Y轴坐标y

步骤2.3)计算第三次反射光路及第四次反射点：

同理，反射光线一定经过焦点P2:(p

若打在凹腔上则发生第四次反射，反射方向平行于X轴，令y

每得到一个凹腔内的反射点，反射次数加1。反射次数的增加意味着雷达波强度在反射过程中不断耗散，即后向RCS降低。因此为了减少计算量，在反射次数大于10时即可停止循环并输出结果。

步骤3)为了评估凹腔对雷达波的遮蔽能力，设定几个参数用于分析：

(a)out：沿其他方向散射的光线占比；

(b)in：射入凹腔前的光线占比；

(c)para：平行出射的光线占比；

(d)more：反射次数超过10次的光线占比；

(e)t

通过在固定H

步骤4)返回光线最终的出射方向和角度，以及在腔内的强度耗散。腔内强度耗散可以由t

经过调整参数并对相应型线进行研究分析，得出以下几个结论：

结论1)对于收敛段和扩张段而言，在给定H

结论2)扩张段焦距p

进一步地，为了保证型线长度不能太短，避免出现纵向狭长凹腔型线(凹腔最大高度大于凹腔总长度L

进一步地，起始扩张角的大小与喉道高度和扩张段焦点p

进一步地，扩张段焦距与收敛段焦距相差不宜过小，收敛角应尽可能大于扩张角，因此给两抛物线焦距一个限制，保证

进一步地，平行出射光线占比应尽可能小，即使有平行出射的光线，也应当使其在腔内实现多次反射并实现较高的强度耗散，或者在平均强度耗散较高的情况下含有更高比例的沿其他方向出射的光线。基于上述要求此处给予一定的限制：

1)t

2)t

3)t

以上三个条件满足任一即可认为是理想的设计结果。

对于本设计来说，为了提高喷管的后向雷达隐身性能，要以最低喷管后向雷达散射截面RCS最优(即以上三个条件满足任一)作为主要目标，兼顾喷管推力矢量性能。

进一步地，所设计的喷管凹腔段涂有耐高温吸波涂层，以进一步提高喷管的后向雷达隐身性能。

对于三元轴对称式具有抛物线凹腔型线的喉道偏移式气动矢量喷管，其内部结构与二元抛物线凹腔型线的喉道偏移式气动矢量喷管保持一致，只需要将二维型线变成三维的轴对称旋转抛物面即可，且设计方法基本一致。

实施例1：

结合图4，针对典型构型不同参数下的具有抛物线凹腔型线的喉道偏移式气动矢量喷管进行计算。

图2中P1，P2点分别代表扩张段和收敛段抛物线经平移后的位置；p

图3为三种不同参数下，推力矢量角随喷管落压比变化的折线图。其中D为原始构型的喉道偏移式气动矢量喷管，其二喉道前部收敛扩张段由两段折线组成。各个每条折线所对应构型的参数如表1所示。

从图5中可以看出前三条折线基本重合，即在NPR变化时，A、B、C三种构型所产生的矢量角差别并不大，相比起原始构型，这三种改进构型的矢量角在各NPR下均下降了8°左右，但是后向RCS下降。

表1

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。