[发明专利]综合推力性能和偏转效率的矢量喷管出口面积优化方法

说明书

本申请提供了一种综合推力性能和偏转效率的矢量喷管出口面积优化方法，所述方法包括：S1、构建一线性的目标函数；S2、确定目标函数的初始值和约束条件：S3、迭代计算，获得收敛情况下的最大目标函数值Z及对应的最优喷管出口面积值。本申请所提供的方法能够解决推力矢量发动机偏转推力损失偏大、偏转效率偏低的问题，最大程度发挥发动机矢量性能，更好的满足飞机使用需求，且计算过程简单、计算结果精确。

技术领域

本申请属于燃气轮机设计技术领域，特别涉及一种综合推力性能和偏转效率的矢量喷管出口面积优化方法。

背景技术

推力矢量发动机通过控制矢量喷管的偏转，从而为飞机提供额外的操纵力矩，实现飞机的姿态控制。推力矢量发动机的偏转推力损失和偏转效率η_δ是推力矢量发动机的两个重要性能参数，其中偏转推力损失是指喷管偏转时的总推力与非偏转时的总推力的相对减小量，偏转效率是指推力矢量角δ_F(偏转后推力方向与发动机轴线的夹角)与几何矢量角δ_J的比值。在喷管进口参数不变的条件下，随着几何矢量角的增大，喷管的推力系数C_f降低，进而偏转推力损失增大，且后体阻力增大；相同几何矢量角时，偏转效率越高，提供的侧向力越大，当侧向力不满足飞机使用时，需增加几何矢量角度。因此，在实际使用过程中，为更好的满足飞机对推力性能和矢量力矩的需求，发动机矢量喷管出口面积的控制应保证偏转推力损失尽可能小，偏转效率尽可能大。

在相同发动机状态和几何矢量角下，喷管出口面积决定了气流的膨胀程度和流动特性，是影响非偏转推力、偏转推力损失和偏转效率的最重要参数。针对矢量喷管出口面积可独立控制能够实现无极可调的特点，目前推力矢量发动机矢量喷管面积的控制方案，在偏转和非偏转状态下均按照非偏转状态时使气流完全膨胀的面积比进行控制规律设计。

然而，现有技术中矢量喷管出口面积的控制规律无论是非偏转状态还是偏转状态，均按照非偏转状态保证气流完成膨胀的面积比进行设计的方案，虽然能够保证喷管非偏转状态时推力性能最优，但是在偏转状态时现有技术方案存在以下缺点：

1)喷管偏转后气流的流动特性改变，仍采用非偏转状态的面积比无法保证推力性能最优，使得偏转推力损失偏大；

2)未考虑对偏转效率的影响，采用现有出口面积控制方案可能导致偏转效率偏低，为满足飞机对侧向力的需求，不得不增加几何偏转角，导致偏转推力损失进一步增大；当几何矢量角达到机械限位时，低的偏转效率导致侧向力无法满足使用需求。

以上均会导致无法充分发挥推力矢量发动机的矢量性能，甚至出现不能满足飞机使用需求的现象。

发明内容

本申请的目的是提供了一种综合推力性能和偏转效率的矢量喷管出口面积优化方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种综合推力性能和偏转效率的矢量喷管出口面积优化方法，所述方法包括：

S1、构建目标函数，所述目标函数为Z＝a·C_f+b·η_δ

式中，a、b为加权系数，且0≤a≤1、0≤b≤1、a+b＝1；C_f为矢量喷管推力系数，η_δ为偏转效率，C_f＝f(π_E,A₈,A₉,δ_J)，η_δ＝f(π_E,A₈,A₉,δ_J)，π_E为喷管落压比，A₈为喷管喉道面积，A₉为喷管出口面积，δ_J为几何矢量角；

S2、确定目标函数的初始值和约束条件：