高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法及高速飞行器技术

本发明专利技术提供一种高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法及高速飞行器，方法包括：1、尾喷管型线设计，包括：基于相同的喷管入口条件和期望的喷管出口条件，获取若干尾喷管型线；确定所需尾喷管型线，在该型线下尾喷管的净推力最大；2、基于所需尾喷管型线，进行飞行器后体/尾喷管的初始一体化设计，包括：确定尾喷管的膨胀比及出口面积；根据出口面积和所需尾喷管型线获取三维尾喷管型面；设计后体结构厚度；3、基于初始设计结果，进行飞行器后体/尾喷管的最终一体化设计：调整尾喷管推力中心线偏离高度以及尾喷管宽高比。本发明专利技术能够解决现有后体/尾喷管设计方面的一体化程度较低所导致的推阻性能不匹配、无法满足飞行器性能要求等技术问题。

Integrated design method of high-speed aircraft tail nozzle and high-speed aircraft

【技术实现步骤摘要】
高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法及高速飞行器
本专利技术涉及高速飞行器设计
，尤其涉及一种高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法及高速飞行器。
技术介绍
对于采用吸气式发动机的高速飞行器，飞行器与推进系统一体化设计是气动外形设计重要的设计理念，要求设计过程中综合考虑发动机、气动、总体、结构各专业需求，后体/尾喷管一体化设计是其中一项重要内容。从飞行器设计角度出发，对机体、发动机的要求存在差异：机体设计要求飞行器后体装载空间足够、横截面积尽量小、底部阻力小，而发动机设计对尾喷管的要求是具有足够的面积膨胀比，产生足够大的推力。目前的高速飞行器的外形设计在后体/尾喷管设计方面的一体化程度较低，原因在于：一方面，对于目前的机体和尾喷管设计，由于分属不同专业进行设计，虽然各自单独性能均能保证，但叠加后总体效果会大打折扣；另一方面，两者设计中，相关的设计参数多且复杂，由于两者的匹配设计不是简单的叠加和折衷，需要综合权衡各关键设计参数的匹配关系，导致难度加大。由于目前后体/尾喷管设计方面的一体化程度较低，导致高速飞行器存在推阻不匹配、飞行器总体性能无法满足要求等技术问题，限制了飞行器的发展。基于该背景，亟需建立一种适用于高速飞行器的后体/尾喷管一体化匹配设计方法。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法及高速飞行器，能够解决现有技术中高速飞行器外形设计在后体/尾喷管设计方面的一体化程度较低所导致的推阻性能不匹配、无法满足飞行器性能要求等技术问题。本专利技术技术解决方案如下：根据一方面，提供一种高速飞行器后体/尾喷管一体化设计方法，该方法包括步骤：步骤1、尾喷管型线设计，包括：1.1基于相同的喷管入口条件和期望的喷管出口条件，获取若干尾喷管型线；1.2选取若干所述尾喷管型线中的一条作为所需尾喷管型线，且在所需尾喷管型线下尾喷管的净推力最大；步骤2、基于所述所需尾喷管型线，进行飞行器后体/尾喷管的初始一体化设计，包括：2.1确定尾喷管的膨胀比以及出口面积；2.3根据所述出口面积和所需尾喷管型线获取三维尾喷管型面；2.4基于所述尾喷管的出口面积，设计后体结构厚度；步骤3、基于步骤2得到的初始设计结果，进行飞行器后体/尾喷管的最终一体化设计，包括：调整尾喷管推力中心线偏离高度以及尾喷管宽高比。进一步地，所述步骤1中，所述尾喷管型线设计是基于全壁扩张型喷管进行的。进一步地，所述相同的喷管入口条件包括：喷管入口处气流的马赫数和压力；所述期望的喷管出口条件为喷管出口处气流的期望马赫数。进一步地，所述步骤1.2包括：基于每一条尾喷管型线对应的喷管入口处气流的马赫数和压力以及出口处气流的期望马赫数，采用数值模拟方法获取每一条尾喷管型线对应的尾喷管净推力；最大尾喷管净推力对应的尾喷管型线即为所需尾喷管型线。进一步地，尾喷管的出口面积S2＝喷管入口面积S1*尾喷管膨胀比；进一步地，所述尾喷管的膨胀比以及后体结构厚度的确定方法为：根据飞行建议要求的尾喷管的膨胀比以及后体结构厚度作为输入条件；在所述输入条件下，采用数值模拟方法获取飞行器推阻特性最优时对应的尾喷管膨胀比和后体结构厚度。进一步地，所述调整尾喷管推力中心线偏离高度以及尾喷管宽高比包括：获取尾喷管推力中心线偏离高度的理论值；以所述理论值和飞行建议要求的尾喷管宽高比作为输入条件，采用数值模拟方法获取飞行器前、后力矩平衡时对应的偏离高度和尾喷管宽高比。进一步地，所述偏离高度的理论值采用下式获取：进一步地，所述飞行建议要求的尾喷管的膨胀比以及后体结构厚度分别为：3-7，以及50-100mm；所述飞行建议要求的尾喷管的宽高比为：1-3。根据另一方面，提供一种高速飞行器，该飞行器包括飞行器后体和尾喷管，所述飞行器后体和尾喷管根据上述方法进行一体化设计。应用本专利技术的技术方案，提供了一种高速飞行器后体/尾喷管一体化设计方法，通过在众多复杂设计参数中提取关键参数进行协同设计并合理安排设计步骤，即首先对尾喷管型线进行设计，在后协同设计尾喷管的膨胀比以及出口面积、后体结构厚度、尾喷管推力中心线偏离高度以及尾喷管宽高比等提取的关键参数，不仅简化了后体/尾喷管一体化过程，而且还能保证尾喷管净推力和飞行器推阻特性优，飞行器的力矩达到平衡，极大提升了飞行器的总体性能。本专利技术解决了高速飞行器推阻矛盾、飞行器安全控制问题，并经过了风洞试验和数值模拟有效性验证，实现了在保证可行的基础上使飞行器的总体性能最优，支撑了飞行器方案设计。附图说明所包括的附图用来提供对本专利技术实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本专利技术的实施例，并与文字描述一起来阐释本专利技术的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1示出了以对称喷管的尾喷管截面示意图；图2示出了尾喷管型面轴视图；图3示出了根据本专利技术的具体实施例提供的飞行器轴视外形示意图；图4示出了根据本专利技术的具体实施例提供的飞行器后体、尾喷管剖面示意图；图5示出了根据本专利技术的具体实施例提供的不同出口马赫数下的尾喷管型线；图6示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器后体/尾喷管一体化设计方法的流程示意图；其中，上述附图包括以下附图标记：1为尾喷管入口气流，2为尾喷管出口气流，3为尾喷管对称面型线，4为尾喷管型面，5为飞行器后体，6为后体底部结构厚度，7为尾喷管推力中心线偏离飞行器y向质心高度，8为飞行器前体。具体实施方式需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本专利技术及其应用或使用的任何限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本专利技术的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。如图1-5所示，根据本专利技术实施例提供一种高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法，该方法包括以下步骤：步骤1本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法，其特征在于，所述方法包括步骤：步骤1、尾喷管型线设计，包括：1.1基于相同的喷管入口条件和期望的喷管出口条件，获取若干尾喷管型线；1.2选取若干所述尾喷管型线中的一条作为所需尾喷管型线，且在所需尾喷管型线下尾喷管的净推力最大；步骤2、基于所述所需尾喷管型线，进行飞行器后体/尾喷管的初始一体化设计，包括：2.1确定尾喷管的膨胀比以及出口面积；2.3根据所述出口面积和所需尾喷管型线获取三维尾喷管型面；2.4基于所述尾喷管的出口面积，设计后体结构厚度；步骤3、基于步骤2得到的初始设计结果，进行飞行器后体/尾喷管的最终一体化设计，包括：调整尾喷管推力中心线偏离高度以及尾喷管宽高比。

【技术特征摘要】
1.一种高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法，其特征在于，所述方法包括步骤：步骤1、尾喷管型线设计，包括：1.1基于相同的喷管入口条件和期望的喷管出口条件，获取若干尾喷管型线；1.2选取若干所述尾喷管型线中的一条作为所需尾喷管型线，且在所需尾喷管型线下尾喷管的净推力最大；步骤2、基于所述所需尾喷管型线，进行飞行器后体/尾喷管的初始一体化设计，包括：2.1确定尾喷管的膨胀比以及出口面积；2.3根据所述出口面积和所需尾喷管型线获取三维尾喷管型面；2.4基于所述尾喷管的出口面积，设计后体结构厚度；步骤3、基于步骤2得到的初始设计结果，进行飞行器后体/尾喷管的最终一体化设计，包括：调整尾喷管推力中心线偏离高度以及尾喷管宽高比。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤1中，所述尾喷管型线设计是基于全壁扩张型喷管进行的。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述相同的喷管入口条件包括：喷管入口处气流的马赫数和压力；所述期望的喷管出口条件为喷管出口处气流的期望马赫数。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述步骤1.2包括：基于每一条尾喷管型线对应的喷管入口处气流的马赫数和压力以及出口处气流的期望马赫数，采用数值模拟方法获取每一条尾喷管型线对应...

【专利技术属性】
技术研发人员：汤继斌，张程，李超，王立宁，
申请(专利权)人：北京空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11