[发明专利]一种隐身加力燃烧室导流支板设计方法

说明书

本申请属于飞机发动机设计领域，涉及一种隐身加力燃烧室导流支板设计方法。该方法包括：步骤S1、根据导流支板设计的边界条件确定导流支板的结构参数，所述结构参数包括导流支板数量、位置及长度；步骤S2、将所述导流支板划分为多个径向位置，根据三维仿真计算结果，获得各个径向位置的特征流线；步骤S3、根据隐身遮挡要求对所述特征流线进行极坐标变换，获得初始支板型面；步骤S4、通过三维仿真迭代，对不符合气动要求的部分型面进行局部修正，获得最终支板型面。本申请能够快速、便捷的对导流支板进行设计，提高了飞机发动机隐身性能。

技术领域

本申请属于飞机发动机设计领域，特别涉及一种隐身加力燃烧室导流支板设计方法。

背景技术

从国内外战斗机发展趋势看，后向隐身是飞行器全向隐身的重要组成部分，而实现后向隐身最为关键的，是隐身加力燃烧室导流支板的设计。由于导流支板既需满足对涡轮叶片遮挡的物理要求，又要满足在不同进口条件下加力燃烧组织的流场需求，所以导流支板的造型设计十分困难。

目前国内外尚无成熟的设计方法用于隐身加力燃烧室导流支板的设计。现在应用的主流方法是通过修正经典叶型设计导流支板，未充分考虑加力燃烧室燃烧组织需求。这种方法不足很明显，一是传统的设计方法不能兼顾涡轮遮挡需求和加力流场需求，尤其是在不考虑加力燃烧室扩压流路的前提下，传统的设计方法很难保证扩压流路不发生气动分离。二是设计效率很低，设计周期较长，需要多次迭代修调，且每次修调均需开展三维仿真。因此，亟需一种隐身加力燃烧室导流支板设计方法，以指导导流支板的快速、便捷设计，同时将设计流程规范化、系统化和程序化。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供一种全遮挡加力导流支板设计方法，将隐身加力燃烧室导流支板的设计方法规范化、系统化和程序化，使其能适用不同结构尺寸和加力燃烧室进口流场的导流支板设计，能快速、方便的设计出兼顾涡轮遮挡需求和加力燃烧组织流场需求的导流支板。

本申请隐身加力燃烧室导流支板设计方法，所述导流支板设置在加力内锥体上，且位于加力内锥体的加力稳定器之前，所述导流支板通过弯曲实现可视方向的加力燃烧室的隐身遮挡，该设计方法包括：

步骤S1、根据导流支板设计的边界条件确定导流支板的结构参数，所述结构参数包括导流支板数量、位置及长度；

步骤S2、将所述导流支板划分为多个径向位置，根据三维仿真计算结果，获得各个径向位置的特征流线；

步骤S3、根据隐身遮挡要求对所述特征流线进行极坐标变换，获得初始支板型面；

步骤S4、通过三维仿真迭代，对不符合气动要求的部分型面进行局部修正，获得最终支板型面。

优选的是，步骤S1中，所述边界条件包括导流支板安装数量，导流支板安装几何边界，以及导流支板安装时对应的气动边界。

优选的是，在步骤S1中，确定所述导流支板的安装数量包括，所述导流支板的数量与所述导流支板后方的加力稳定器数量相同。

优选的是，所述导流支板安装几何边界包括基础合流环型面、基础内锥体型面、加力稳定器起始位置、加力燃烧室前安装边几何位置，步骤S1中，确定所述导流支板的位置包括：

所述导流支板的布置位置与涡轮后机匣支板呈整体周期对应关系；根据内锥体和合流环结构边界限制，确定导流支板的起始位置；以及根据加力稳定器的结构边界限制，确定导流支板的终止位置。

优选的是，所述气动边界包括加力燃烧室进口总温分布、涡轮出口流体速度分布，步骤S2中，所述三维仿真计算包括：

以加力燃烧室进口总温分布、涡轮出口流体速度分布为输入条件，以由所述导流支板构成的加力燃烧室扩压流路为计算模型，进行三维仿真计算。

优选的是，所述计算模型包括由合流环和内锥体构成的扩压流路。