[發(fā)明專利]一種針對單發(fā)倒V布局矢量推進系統(tǒng)的分叉過渡段設計方法

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• 申請日: 2022-04-08
• 公開（公告）號: CN114781055A
• 公開（公告）日: 2022-07-22
• 發(fā)明（設計）人: 孫絲路;徐驚雷;黃帥;潘睿豐;張玉琪;張玉頂;李瑤
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;G06F111/10;G06F113/08;G06F119/14
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標事務所(普通合伙) 32249
• 代理人: 唐少群

本發(fā)明公開了一種針對單發(fā)倒V布局矢量推進系統(tǒng)的分叉過渡段設計方法，包括：利用選取合適的中心線以及面積變化規(guī)律，然后根據(jù)實際情況選擇合理的長度和偏距范圍，接著利用超橢圓對圓轉方過渡型面進行確定，隨后將設計好的單個分叉作對稱處理得到一系列Y型分叉構型，最后根據(jù)進出口壓比仿真計算，選取獲得最優(yōu)構型。本發(fā)明利用超橢圓曲線，使得本發(fā)明所設計的分叉過渡段在保證較低的損失下，還具有合理的尺寸和較均勻的出口氣流流場，從而使得分叉段后的噴管特別是氣動推力矢量噴管的工作基本不受到影響。

技術領域

本發(fā)明涉及無舵面飛行和推力矢量飛行器設計技術領域，特別是涉及一種針對單發(fā)倒V布局矢量推進系統(tǒng)的分叉過渡段設計方法。

背景技術

隨著科學技術的發(fā)展和實際需求的提高，推力矢量技術將會被越來越廣泛地應用于各種各樣的飛行器。推力矢量噴管作為推力矢量技術的核心，如何能有效產(chǎn)生推力矢量進而完成對飛行器俯仰和偏航的控制已經(jīng)成為各國研究的重點和熱點。

在現(xiàn)有的推力矢量噴管中，流體推力矢量噴管由于其在保持能提供可觀的矢量角的同時，還保持著結構簡單、重量輕的特點，因此對于取代操縱舵，實現(xiàn)無舵面飛行，流體推力矢量噴管對比于傳統(tǒng)機械矢量噴管有著更大的潛力。

對于未來的飛行器而言，由于雷達技術越發(fā)地成熟，其隱身性能顯得越發(fā)重要，同時由于未來對飛行器長航程、大載重的作戰(zhàn)需求，其內部載重和內部空間需要得到進一步提高，飛行器阻力也需要進一步降低。然而現(xiàn)有的飛行器多為有舵面的飛行器，舵面的可活動特征給飛行器的高隱身性和低阻力特性帶來了巨大的挑戰(zhàn)，同時可活動舵面依賴的活動部件數(shù)量多、重量大，不利于增加內部載重和內部空間。

因此，發(fā)展一種能夠為飛行器提供俯仰和偏航力矩的推力矢量噴管構型，從而取代可活動舵面實現(xiàn)無舵面飛行是具有重大意義的,而單發(fā)倒V布局矢量推進系統(tǒng)便具有這種功能，該系統(tǒng)通過對兩個單自由度的矢量噴管進行組合，使它們成一定的夾角，從而通過閥門開關獲得三自由度推力矢量。然而，該系統(tǒng)由于參數(shù)多，因此設計難度大，同時由于單發(fā)雙噴管這一特性，必須對氣流進行分流，因此會造成噴管進口氣流不均勻，影響其矢量特性。

發(fā)明內容

有鑒于此，本發(fā)明的目的在于提供一種針對單發(fā)倒V布局矢量推進系統(tǒng)的分叉過渡段設計方法，用以解決背景技術中提及的技術問題。本發(fā)明基于分級膨脹假設對構型進行簡化拆分，并且結合超橢圓曲線的優(yōu)點以及流體力學相關理論，對分叉過渡段進行設計，得到的構型能夠在保證較低的損失下，還具有合理的尺寸和較均勻的出口氣流流場，從而使得分叉段后的噴管特別是氣動推力矢量噴管的工作基本不受到影響。該方法簡要步驟為：首先利用選取合適的中心線以及面積變化規(guī)律，然后根據(jù)實際情況選擇合理的長度和偏距范圍，接著利用超橢圓對圓轉方過渡型面進行確定，隨后將設計好的單個分叉做對稱處理得到一系列Y型分叉構型，最后根據(jù)進出口壓比仿真計算，選取獲得最優(yōu)構型。上述步驟設計的位于發(fā)動機下游，噴管上游的分叉段，既可以為單發(fā)倒V布局中的矢量噴管所需的進口流場提供保障，又可以在達成分流目標的同時，使過渡段有著較低的損失。

為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術方案：

一種針對單發(fā)倒V布局矢量推進系統(tǒng)的分叉過渡段設計方法，所述設計方法包括如下步驟：

步驟S1、確定空間尺寸約束，其包括：發(fā)動機出口面積A₁、噴管進口面積A₂、飛行器所能容許的最大長度L_MAX、飛行器所能容許的最大橫向偏距D_MAX和飛行器所能容許的最大縱向偏距Z_MAX；

步驟S2、首先根據(jù)步驟S1中確定的空間尺寸約束，來確定過渡段長度、橫向偏距和縱向偏距和噴管最終安裝角α的范圍，然后在上述各個參數(shù)的范圍內，基于飛行器總體設計中提出的力矩需求，針對該各個參數(shù)，為其隨機選取多個具體的參數(shù)數(shù)值，再將選取的參數(shù)數(shù)值進行隨機組合，最后得到多個具有不同過渡段長度、橫向偏距、縱向偏距和安裝角的單個分支過渡段；