本發明涉及可調噴管設計，公開了一種可調噴管調節片氣動載荷等效分析方法及系統。

背景技術：

1、噴氣式發動機尾噴管的主要作用是使燃氣膨脹，加速噴出，從而產生向前的作用力。可調噴管是帶加力燃燒室的渦輪發動的常用裝置，噴管是由調節片和密封片相互搭接組成的圓形出口截面。在不同的飛行工況下，通過調整噴管喉道面積與出口面積使發動機在寬廣的工作范圍內獲得較高的特性和性能。

2、可調噴管作為現代先進航空發動機的關鍵零部件，其工作可靠性直接影響飛行器的機動性和安全性。對可調噴管運動機構開展載荷分析，是保證可調噴管可靠工作的前提。目前對可調噴管開展載荷分析及動力學仿真存在兩個方面的難點：第一，由于可調噴管是一種較為復雜的機構部件，需要對其模型進行簡化，做到“去粗取精”，使簡化后的計算模型能夠得到主要零部件的載荷計算結果；第二，可調噴管調節片內壁面的氣動載荷在不同工況下存在變化，如何準確模擬氣動載荷是保證運動機構載荷計算精度的關鍵。

技術實現思路

1、本發明的目的在于提供一種可調噴管調節片氣動載荷等效分析方法及系統，能夠解決可調噴管動力學分析時魚鱗片（密封片和調節片）之間的線-面接觸非線性問題，極大提高了計算模型的收斂性。

2、為了實現上述技術效果，本發明采用的技術方案是：

3、一種可調噴管調節片氣動載荷等效分析方法，包括：

4、構建可調噴管三維結構模型，所述可調噴管三維結構模型包括設置于發動機出口的調節片，所述調節片數量為多個，多個所述調節片沿發動機出口環向均勻分布；每個所述調節片通過作動筒活動安裝，兩個相鄰所述調節片之間還設置有密封片，用于形成發動機的可調噴管；

5、建立可調噴管進口圓截面的第一外接正多邊形，所述第一外接正多邊形的邊數與調節片數量相等；建立可調噴管喉道圓截面的第二外接正多邊形，所述第二外接正多邊形的邊數與所述調節片數量相等，且所述第二外接正多邊形的邊與第一外接正多邊形對應邊相平行；

6、將第一外接正多邊形與第二外接正多邊形相對應的角點連接，形成棱臺結構；根據計算工況下調節片初始氣動載荷的個數，沿發動機軸向將所述棱臺結構按比例分割為個正多邊形分析截面；

7、根據進口截面的第一外接正多邊形的邊長、喉道截面的第二外接正多邊形的邊長計算每個正多邊形分析截面的邊長；根據進口截面處調節片的初始寬度、喉道截面處調節片的初始寬度，分析獲得每個正多邊形分析截面處調節片的寬度；

8、將每份正多邊形分析截面的邊長與對應位置處調節片的寬度相比，得到調節片的比例放大系數，采用比例放大系數對調節片初始氣動載荷進行等效分析，獲得調節片上的壁面氣動載荷等效值，為根據流場計算得到的對應工況下的初始氣動載荷。

9、進一步地，所述第一外接正多邊形的邊長，其中為可調噴管進口圓截面半徑，為第一外接正多邊形的中心角。

10、進一步地，所述第二外接正多邊形的邊長，其中為可調噴管喉道圓截面半徑。

11、進一步地，第個正多邊形分析截面的邊長，其中，為第一外接正多邊形的邊長，為第二外接正多邊形的邊長；第個正多邊形分析截面處調節片的寬度，為進口截面處調節片的初始寬度，為喉道截面處調節片的初始寬度。

12、為實現上述技術效果，本發明還提供了一種可調噴管調節片氣動載荷等效分析系統，用于實施所述的可調噴管調節片氣動載荷等效分析方法，包括：

13、模型構建模塊，用于構建可調噴管三維結構模型，所述可調噴管三維結構模型包括設置于發動機出口的調節片，所述調節片數量為多個，多個所述調節片沿發動機出口環向均勻分布；每個所述調節片通過作動筒活動安裝，兩個相鄰所述調節片之間還設置有密封片，用于形成發動機的可調噴管；

14、進出口截面處理模塊，用于建立可調噴管進口圓截面的第一外接正多邊形，所述第一外接正多邊形的邊數與調節片數量相等；建立可調噴管喉道圓截面的第二外接正多邊形，所述第二外接正多邊形的邊數與所述調節片數量相等，且所述第二外接正多邊形的邊與第一外接正多邊形對應邊相平行；

15、截面劃分模塊，用于將第一外接正多邊形與第二外接正多邊形相對應的角點連接，形成棱臺結構；根據計算工況下調節片初始氣動載荷的個數，沿發動機軸向將所述棱臺結構按比例分割為個正多邊形分析截面；

16、參數計算模塊，用于根據進口截面的第一外接正多邊形的邊長、喉道截面的第二外接正多邊形的邊長計算每個正多邊形分析截面的邊長；根據進口截面處調節片的初始寬度、喉道截面處調節片的初始寬度，分析獲得每個正多邊形分析截面處調節片的寬度；

17、氣動載荷等效模塊，用于將每份正多邊形分析截面的邊長與對應位置處調節片的寬度相比，得到調節片的比例放大系數，采用比例放大系數對調節片初始氣動載荷進行等效分析，獲得調節片上的壁面氣動載荷等效值，為根據流場計算得到的對應工況下的初始氣動載荷。

18、進一步地，所述參數計算模塊中，所述第一外接正多邊形的邊長，其中為可調噴管進口圓截面半徑，為第一外接正多邊形的中心角。

19、進一步地，所述參數計算模塊中，所述第二外接正多邊形的邊長，其中為可調噴管喉道圓截面半徑。進一步地，所述參數計算模塊中，第個正多邊形分析截面的邊長，其中，為第一外接正多邊形的邊長，為第二外接正多邊形的邊長；第個正多邊形分析截面處調節片的寬度，為進口截面處調節片的初始寬度，為喉道截面處調節片的初始寬度。

20、與現有技術相比，本發明所具備的有益效果是：本發明通過構建可調噴管三維結構模型，并對可調噴管的進口截面和喉道截面進行劃分，并對發動機出口以及可調噴管的喉道截面進行分析，得到調節片的比例放大系數，再采用比例放大系數對調節片初始氣動載荷進行等效，獲得調節片上的壁面氣動載荷等效值；該氣動載荷等效值包含了密封片傳遞的載荷，在進行可調噴管的氣動分析時無需再考慮密封片的載荷，解決了動力學分析時魚鱗片（密封片和調節片）之間的線-面接觸非線性問題，極大提高了計算模型的收斂性。

技術特征：

1.一種可調噴管調節片氣動載荷等效分析方法，其特征在于，包括：

2.根據權利要求1所述的可調噴管調節片氣動載荷等效分析方法，其特征在于，所述第一外接正多邊形的邊長，其中為可調噴管進口圓截面半徑，為第一外接正多邊形的中心角。

3.根據權利要求2所述的可調噴管調節片氣動載荷等效分析方法，其特征在于，所述第二外接正多邊形的邊長，其中為可調噴管喉道圓截面半徑。

4.根據權利要求3所述的可調噴管調節片氣動載荷等效分析方法，其特征在于，第個正多邊形分析截面的邊長，其中，為第一外接正多邊形的邊長，為第二外接正多邊形的邊長；第個正多邊形分析截面處調節片的寬度，為進口截面處調節片的初始寬度，為喉道截面處調節片的初始寬度。

5.一種可調噴管調節片氣動載荷等效分析系統，用于實施權利要求1所述的可調噴管調節片氣動載荷等效分析方法；其特征在于，包括：

6.根據權利要求5所述的可調噴管調節片氣動載荷等效分析系統，其特征在于，所述參數計算模塊中，所述第一外接正多邊形的邊長，其中為可調噴管進口圓截面半徑，為第一外接正多邊形的中心角。

7.根據權利要求6所述的可調噴管調節片氣動載荷等效分析系統，其特征在于，所述參數計算模塊中，所述第二外接正多邊形的邊長，其中為可調噴管喉道圓截面半徑。

8.根據權利要求7所述的可調噴管調節片氣動載荷等效分析系統，其特征在于，所述參數計算模塊中，第個正多邊形分析截面的邊長，其中，為第一外接正多邊形的邊長，為第二外接正多邊形的邊長；第個正多邊形分析截面處調節片的寬度，為進口截面處調節片的初始寬度，為喉道截面處調節片的初始寬度。

技術總結
本發明涉及可調噴管設計技術領域，公開了一種可調噴管調節片氣動載荷等效分析方法及系統，通過構建可調噴管三維結構模型，并對可調噴管的進口截面和喉道截面進行劃分，并對發動機出口以及可調噴管的喉道截面進行分析，得到調節片的比例放大系數，再采用比例放大系數對調節片初始氣動載荷進行等效，獲得調節片上的壁面氣動載荷等效值；該氣動載荷等效值包含了密封片傳遞的載荷，在進行可調噴管的氣動分析時無需再考慮密封片的載荷，解決了動力學分析時魚鱗片（密封片和調節片）之間的線?面接觸非線性問題，極大提高了計算模型的收斂性。

技術研發人員：徐慶鋒,郭冬娥,高雄兵,馮嬌,趙春梅
受保護的技術使用者：中國航發四川燃氣渦輪研究院
技術研發日：
技術公布日：2025/4/28