一种飞发一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管及设计方法

本发明属于飞发一体化，具体涉及一种飞发一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管及设计方法。

背景技术：

1、随着现代雷达、红外制导技术的不断发展，飞行器雷达、红外隐身需求不断提高，二元喷管被广泛应用在飞发一体化隐身设计中。二元喷管收敛段在坚直方向上快速收敛，可有效对发动机后腔体中涡轮叶片、中心锥等高温部件起到遮挡效果，提升发动机后向隐身性能。

2、研究发现，小宽高比二元喷管对发动机后向隐身性能的提升有限，发动机后向雷达、红外信号特征随着宽高比的增加而降低。同时，飞行器后机身与发动机排气系统一体化设计成为飞行器隐身设计的趋势。现有飞行器后机身及其装配的双发大宽高比二元喷管采取大宽高比片平化设计(如图1所示)，同时二元喷管与飞行器后机身一体化设计，大大提高了飞行器后向隐身性能。

3、随着宽高比的增大，配装二元喷管的发动机雷达、红外信号特征降低，但二元喷管宽高比设计过大，会导致飞行器后机身宽度增加，进而引起飞行器姿态控制难度增加，同时增加了飞行器设计难度以及制造成本。常规二元喷管未采用偏心设计，其型面对发动机后腔体的高温部件(涡轮叶片、加力燃烧室等)遮挡效果有限，雷达、红外隐身效果受限，无法满足未来高隐身飞行器的雷达、红外隐身需求。因此需要设计一种不影响飞行器后机身结构的大宽高比偏心二元喷管。

技术实现思路

1、要解决的技术问题：

2、为了避免现有技术的不足之处，本发明提供一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管，将两个发动机的喷管采用沿竖直方向叠放的形式布置，叠放后通过横向扩张、竖向收敛、轴向偏心等一系列变换后，圆滑过度连接于合体式喷管收敛扩张段；所述合体式喷管收敛扩张段由两个发动机所对应的喷管收敛扩张段叠放后去除中间重叠部分得到，其入口截面的中点位于两个发动机加力筒体出口截面的圆心之间，且为满足正常飞机后机身宽度的大宽高比二元喷管。本发明解决了现有二元喷管无法在实现宽高比设计的同时保证正常的飞机后提机身宽度尺寸，对发动机高温部件(涡轮、中心锥、加力燃烧室)遮挡效果有限，雷达、红外特征抑制效果有限，难以与后机身进行一体化设计等问题。

3、本发明的技术方案是：一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管的设计方法，具体步骤如下：

4、根据飞行器后体尺寸确定喷管宽高比及喷管出口位置；

5、基于喷管出口位置确定合体式喷管收敛扩张段的位置；所述合体式喷管收敛扩张段由两个发动机所对应的喷管收敛扩张段叠放后去除中间重叠部分得到；

6、基于飞行器后体尺寸，在三维标准化造型空间中构建两个发动机的加力筒体和合体式喷管收敛扩张段的数值模型；

7、在加力筒体出口和合体式喷管收敛扩张段入口之间构建将两者过度连接的空间曲线；所述空间曲线包括沿加力筒体轴向依次排布的多条径向截面曲线和连接于两侧的引导曲线；将位于加力筒体出口处的第一条径向截面曲线向合体式喷管收敛扩张段入口处的最后一条径向截面曲线延伸，所述最后一条径向主截面曲线为合体式喷管收敛扩张段入口截面的上半截面或下半截面；

8、调整两个发动机加力筒体到合体式喷管收敛扩张段之间的叠放区域的空间曲线，避免干涉；

9、将所确定的各空间曲线进行拟合，得到一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管的造型曲面，即完成设计。

10、本发明的进一步技术方案是：所述喷管宽高比最大能够达到

11、本发明的进一步技术方案是：所述合体式喷管收敛扩张段入口截面由其高度方向中心线分为上半截面和下半截面，分别作为偏心二元喷管延伸的终点。

12、本发明的进一步技术方案是：所述第一条径向主截面曲线经轴向偏心延伸、横向扩张、竖向收敛变形后形成最后一条径向主截面曲线；其中一个加力筒体出口截面变形延伸至合体式喷管收敛扩张段入口截面的上半截面，另一个加力筒体出口截面变形延伸至合体式喷管收敛扩张段入口截面的下半截面；两个加力筒体出口截面与合体式喷管收敛扩张段之间的变形延伸过度部分即为双发动机喷管的圆转矩段，两个圆转矩段相对合体式喷管收敛扩张段的中心轴空间对称，即一个圆转矩段绕合体式喷管收敛扩张段的中心轴绕180度得到另一个圆转矩段。

13、一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管，沿轴线依次连接于双发动机的两个圆转矩段、合体式喷管收敛扩张段，合体式喷管收敛扩张段包括沿轴向依次连接的喷管收敛段和喷管扩张段；

14、两个圆转矩段的末端沿竖直方向叠放，其结构一致，相对合体式喷管收敛扩张段的中心轴对称；

15、所述合体式喷管收敛扩张段安装于两个圆转矩段的出口，其上半部分和下半部分分别作为两个圆转矩段对应的收敛扩张段。

16、本发明的进一步技术方案是：所述圆转矩段为圆转方过度结构，由加力筒体出口截面经轴向偏心延伸、横向扩张、竖向收敛变形后与合体式喷管收敛扩张段入口的上半截面或下半截面呈一体式结构。

17、本发明的进一步技术方案是：所述圆转矩段的入口截面圆心与合体式喷管收敛扩张段的入口端下缘位于同一水平平面内。

18、本发明的进一步技术方案是：所述圆转矩段入口截面和出口截面垂直于气流方向。

19、本发明的进一步技术方案是：所述合体式喷管收敛扩张段采用大锯齿修形设计，锯齿角α设计为75度～85度。

20、一种飞行器，包括飞行器后体、双发动机及所述一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管，所述喷管的最大宽高比达到

21、有益效果

22、本发明的有益效果在于：

23、(1)本发明通过对二元喷管进行偏心弯扭设计，在实现对大宽高比的情况下，对涡轮、加力燃烧室等高温部件形成遮挡效果，提升了发动机后向雷达、红外隐身能力；

24、(2)本发明便于与飞行器后机身进行一体化设计，在飞行器后机身尺寸一定的前提下，大宽高比偏心二元喷管的宽高比可提升至常规二元喷管的4倍，大幅抑制飞行器后向雷达、红外信号特征；

25、(3)本发明集成了大宽高比二元喷管设计、二元喷管偏心设计、冷却方案设计、隐身材料涂方案设计，全面提升发动机雷达、红外隐身能力；

26、(4)本文针对相同喷管a7截面、喷管a8截面面积的常规二元喷管(如图4)和大宽高比偏心二元喷管(如图3)，采用弹跳射线法对两种喷管10ghz频点开展了rcs仿真分析，仿真结果表明，相对于常规二元喷管，大宽高比偏心二元喷管rcs可降低约90％。

技术特征：

1.一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管的设计方法，其特征在于具体步骤如下：

2.根据权利要求1所述一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管的设计方法，其特征在于：所述喷管宽高比最大能够达到

3.根据权利要求1所述一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管的设计方法，其特征在于：所述合体式喷管收敛扩张段入口截面由其高度方向中心线分为上半截面和下半截面，分别作为偏心二元喷管延伸的终点。

4.根据权利要求3所述一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管的设计方法，其特征在于：所述第一条径向主截面曲线经轴向偏心延伸、横向扩张、竖向收敛变形后形成最后一条径向主截面曲线；其中一个加力筒体出口截面变形延伸至合体式喷管收敛扩张段入口截面的上半截面，另一个加力筒体出口截面变形延伸至合体式喷管收敛扩张段入口截面的下半截面；两个加力筒体出口截面与合体式喷管收敛扩张段之间的变形延伸过度部分即为双发动机喷管的圆转矩段，两个圆转矩段相对合体式喷管收敛扩张段的中心轴空间对称，即一个圆转矩段绕合体式喷管收敛扩张段的中心轴绕180度得到另一个圆转矩段。

5.一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管，其特征在于：采用权利要求1-4任一项所述一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管的设计方法得到；沿轴线依次连接于双发动机的两个圆转矩段、合体式喷管收敛扩张段，合体式喷管收敛扩张段包括沿轴向依次连接的喷管收敛段和喷管扩张段；

6.根据权利要求5所述一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管，其特征在于：所述圆转矩段为圆转方过度结构，由加力筒体出口截面经轴向偏心延伸、横向扩张、竖向收敛变形后与合体式喷管收敛扩张段入口的上半截面或下半截面呈一体式结构。

7.根据权利要求5所述一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管，其特征在于：所述圆转矩段的入口截面圆心与合体式喷管收敛扩张段的入口端下缘位于同一水平平面内。

8.根据权利要求5所述一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管，其特征在于：所述圆转矩段入口截面和出口截面垂直于气流方向。

9.根据权利要求5所述一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管，其特征在于：所述合体式喷管收敛扩张段采用大锯齿修形设计，锯齿角α设计为75度～85度。

10.一种飞行器，其特征在于：包括飞行器后体、双发动机及权利要求6-9任一项所述一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管，所述喷管的最大宽高比达到

技术总结本发明一种飞发一体化隐身结构的大宽高比偏心二元喷管及设计方法，属于飞发一体化技术领域；所述喷管沿轴线依次连接于双发动机的两个圆转矩段、合体式喷管收敛扩张段，合体式喷管收敛扩张段包括沿轴向依次连接的喷管收敛段和喷管扩张段；两个圆转矩段的末端沿竖直方向叠放，其结构一致，相对合体式喷管收敛扩张段的中心轴对称；合体式喷管收敛扩张段安装于两个圆转矩段的出口，其上半部分和下半部分分别作为两个圆转矩段对应的收敛扩张段。本发明解决了现有二元喷管无法在实现宽高比设计的同时保证正常的飞机后提机身宽度尺寸，对发动机高温部件遮挡效果有限，雷达、红外特征抑制效果有限，难以与后机身进行一体化设计等问题。技术研发人员：孙旭,杨青真,刘新元,邓洪伟受保护的技术使用者：西北工业大学技术研发日：技术公布日：2024/7/29