摘要
针对轴对称矢量喷管实际工作时A9作动筒负载未知问题,提出了结合轴对称矢量喷管空间运动学模型和矢量偏转CFD模型的耦合建模方法。首先根据CFD计算求解喷管扩张调节片受载情况,然后由运动学模型确定偏转过程各调节机构空间位姿,最后结合受力分析、力矩分析建立矢量喷管A9作动系统受载分析力学模型,解得A9作动筒受载情况。仿真结果表明:随着发动机工作状态的增加,完成相同的矢量偏转角度,A9作动筒输出力不断增大;A9作动筒输出力随矢量偏转角增大而增大,随矢量方位角变化呈现正弦周期性变化。该方法可为矢量喷管作动系统地面加载试验提供载荷谱,具有重要的工程应用价值。
随着战斗机对高速、高机动能力的需求,传统的舵面操控已满足不了作战需求,推力矢量技术油然而生。2018年11月6日珠海航展上歼⁃10B推力矢量验证机的惊艳亮相将轴对称矢量喷管技术(AVEN)带入公众视野,一系列高难度战术动作展示出轴对称矢量喷管技术对增强战机机动性能、短距起降能力的巨大潜力。
轴对称矢量喷管技术首先由GE公司20世纪80年代提
王玉
上述研究仅限于矢量喷管非工作状态大气环境条件下的动力学建模仿真,对于发动机实际工作状态下矢量偏转的动力学特性的研究,特别是实现矢量偏转的A9作动系统受载分析尚未涉及。并且在实际工程中,由于作动系统作动筒驱动力未知,地面状态模拟发动机工作状态下矢量偏转特性的加载试验准确性无法保证,可能会导致所设计的液压作动系统在矢量偏转试车中达不到连续偏转要求。因此,研究喷管实际工作状态下矢量偏转作动系统受载特性对轴对称矢量喷管作动系统的设计、试验、降低研发成本具有重要意义。
本文首先通过数值模拟建立发动机不同工作状态、不同偏转角度矢量喷管扩张调节片载荷模型,根据已建立的轴对称矢量喷管空间运动学模型仿真得到不同偏转角度下矢量偏转作动系统空间几何状态,将两者相耦合进行受力分析、力矩分析,建立矢量喷管实际工作状态下的矢量偏转作动系统受载分析力学模型。
典型的轴对称矢量喷管作动系统简图如

图1 AVEN装置结构简图
Fig.1 Structure of AVEN device
由AVEN装置的结构组成和连接部分的关系,可将其分为前段、中段、末段3部分。前段为A8驱动机构,中段为A9驱动机构,末段为扩张调节片。
前段与加力燃烧室机匣直接相连,用于控制喷管喉道面积,通过Stewart并联机构作动,机匣为静平台,A8调节环为动平台,3个可伸缩的SPS作动筒将动平台与静平台相连。
中段为A9转向控制环和机匣组成的扩张段Stewart并联作动装置。机匣为静平台,A9转向控制环为动平台,3个可伸缩的SPS作动筒连接动平台与静平台,实现A9转向控制环的空间运动。
末段为时变几何体部分,该部分由若干空间RSRR⁃RRR(凸轮副高副低代)运动链构成,该部分的空间形状随着A8、A9控制环的姿态变化而改变。
本文重点研究矢量喷管A9作动系统的动力学特性,A9作动系统由3个A9环作动筒驱动,其空间分布如

图2 A9作动筒排布
Fig.2 Layout of A9 actuator
A9环作动筒左端与机匣相连,右端连接A9转向控制环,当A9环作动筒输出位移不同步时,A9控制环发生偏转,进而带动各拉杆另一侧的各扩张调节片在A8喉道截面的基础上进行偏转,带动了A9截面面积和推力矢量方向的变化。
针对矢量喷管实际工作状态的受载特性研究,本文提出了一种基于AVEN空间运动学分析和矢量偏转CFD计算的耦合建模研究,具体思路如

图3 AVEN受载分析建模流程
Fig.3 AVEN load analysis modeling process
给定矢量偏转指令后,首先由发动机模型输出当前工作状态的喷管喉道、出口截面面积,根据已经建立的AVEN空间运动学模型求解出矢量偏转作动系统A9转向控制环、拉杆、扩张调节片当前偏转状态的空间位姿;然后根据发动机模型输出当前工作状态喷管进口截面的总温总压、各截面面积等参数进行矢量偏转CFD计算,获得各调节片气动负载特性。最后耦合两者进行作动系统力学分析,从而建立A9作动系统矢量偏转受载分析力学模型。
轴对称矢量喷管可实现360°全方位连续偏转,因此需要进行三维数值模拟。

图4 AVEN简化结构
Fig.4 Simplified structure of AVEN

图5 网格划分
Fig.5 Mesh division
轴对称矢量喷管三维矢量偏转仿真计算使用FLUENT软件。北京航空航天大学罗静
在轴对称矢量喷管正常工作时,轴对称矢量喷管A9作动系统所受外力除喷管扩张段气动负载外,还有作动筒提供的液压力。在静态时,满足作动筒液压力传导的作用力与扩张调节片气动合力之间的受力平衡,以及关于旋转副的力矩平衡。当作动筒液压力改变时,在合力及合力矩的作用下,调节片关于转轴旋转(收敛调节片在径向旋转,扩张调节片通过十字转接头在径向和切向都有旋转),受力简图如

图6 扩张调节片受力分析
Fig.6 Force analysis of expansion adjustment piece
作用在扩张密封片上的气动载荷通过密封片与调节片的搭接处传到扩张调节片上,因此通过增大扩张调节片的面积来考虑密封片的载荷。
扩张调节片上载荷为
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式中:为沿扩张调节片轴向静压分布,通过对CFD计算得到的各偏转状态喷管纵剖面载荷分布曲线拟合求解;为沿扩张调节片轴向面积分布,积分区域为扩张调节片长度。
扩张调节片气动力合力作用点为
(2) |
作用在扩张调节片上的气动合力F由三角拉杆AB平衡。三角拉杆通过旋转副与转向调节环连接,三角杆沿AB方向的受力对十字转接头连接点D的力矩平衡扩张调节片的气动力矩。即
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式中为三角杆至点的距离。由此求出三角杆受力。其中
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式中:为三角杆与轴向夹角,为扩张调节片扩张角, 为扩张调节片切向转角, 为不同调节片位置点A9转向控制环偏转角,为挂点B至扩张调节片高度,为十字转接头长度, 为扩张调节片长度。角度参数可通过轴对称矢量喷管空间运动学模型求解。
将喷管上壁面调节片标为0号,下壁面调节片标为n号,沿喷管周向顺时针方向自0号调节片至n号调节片、近似为线性变化,可得
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(7) |
三角杆受力通过转动副传至A9转向控制环上,单个三角杆作用在A9转向控制环上的力为
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当不考虑A9转向控制环定心装置的摩擦时,转向控制环所受的轴向力全部由3个A9作动筒平衡。三角拉杆作用在转向控制环上的合力为
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式中累加区域i=0至2n-1表示沿喷管周向顺时针方向所有扩张调节片序号。当矢量方位角为0°或180°,即俯仰偏转时,由于对称性,序号大于n的调节片的角度参数和与其XOY平面对称位置对应的小于n的序号的调节片角度参数相同。
3个作动筒输出力,,与对A9转向控制环上的两轴线,的力矩相平衡,以及可求出3个作动筒受力。
当矢量偏转角变化时(矢量方位角固定为180°即向下俯仰偏转),连接扩张调节片和A9转向控制环的三角杆受力在A9转向控制环YOZ偏转平面内分解示意图如
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图7 三角杆受力在A9转向控制环YOZ偏转平面内分解示意图
Fig.7 Exploded schematic diagram of triangular rod under force in YOZ deflection plane of A9 steering control ring
由图示几何关系可得,,对转向控制环Y轴和Z轴的力矩为0,则三角杆受力对转向控制环Y轴、Z轴的合力矩为
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式中:R为转向控制环直径, 为三角杆末端与纵剖面(XOY平面)夹角。
作动筒受力在转向控制环YOZ偏转平面上的示意图如

图8 作动筒输出力在转向控制环YOZ偏转平面内示意图()
Fig.8 Schematic diagram of output force of actuator in YOZ deflection plane of steering control ring()
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由力矩平衡可得, 。当矢量方位角即向下俯仰偏转时,由于对称性,。则作动筒输出力为
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当矢量方位角(即向上俯仰偏转)时,可等效为相同的调节片受力,仅作动筒排布位置发生变化,作动筒输出力简图如

图9 作动筒输出力在转向控制环YOZ偏转平面内示意图()
Fig.9 Schematic diagram of output force of actuator in YOZ deflection plane of steering control ring()
则作动筒输出力为
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当矢量方位角分别为时,可等效为
本文结合某型双轴涡扇混排发动机部件级模型,选取发动机工作状态H=0、Ma=0,油门杆角度(Power level angle,PLA)分别为50°,60°,70°,90°,110°作为典型的矢量偏转工况CFD计算。基于商用CFD计算软件FLUENT,将上述状态发动机数学模型计算出的加力燃烧室出口总压、总温设置为压力进口边界条件,背压选择大气压力设置为压力出口边界条件,选用S⁃A湍流模型进行矢量偏转角度分别为5°,10°,15°,20°的数值计算。假设轴对称矢量喷管扩张段由24块扩张调节片构成,相应的气动载荷模型分别如图




图10 PLA=110°矢量喷管调节片载荷分布
Fig.10 Vector nozzle adjustment plate load distribution at PLA=110°




图11 PLA=70°矢量喷管调节片载荷分布
Fig.11 Vector nozzle adjustment plate load distribution at PLA=70°
由于篇幅限制仅列出PLA=70°、110°时不同矢量偏转状态喷管各调节片气动载荷分布。图例中角度表示调节片与喷管纵剖面即XOY平面夹角,调节片按顺时针方向排布,0°表示喷管上壁面,180°表示下壁面。由图可知,两种状态下与喷管纵剖面呈不同角度的内壁面载荷分布随矢量偏转角增大变化情况相似。喷管上壁面载荷分布最大,下壁面载荷分布最小,随矢量偏转角增大上壁面载荷不断增大,且增幅较大。下壁面载荷变化较小,由上壁面至下壁面壁面载荷逐渐减小。
根据3.1节矢量偏转气动载荷计算结果,结合不同偏转状态运动学模型仿真,建立发动机不同工作状态、矢量方位角为180°时,作动系统矢量偏转受载特性力学仿真模型,结果分别如图




图12 不同矢量偏转角作动筒受力
Fig.12 Forces on actuators at different vector deflection angles




图13 不同矢量方位角作动筒受力
Fig.13 Force of actuator at different vector azimuth angles
将矢量偏转角与矢量方位角的影响规律相结合,建立发动机不同工作状态A9作动筒受力的二维插值模型,



图14 作动筒输出力二维插值模型
Fig.14 2⁃D interpolation model of actuator output force
该二维插值模型可以视为上述一维等矢量偏转角和等矢量方位角曲线分别在偏转角和方位角维度上的延伸。当矢量偏转角为0°时,3个作动筒的等矢量偏转角线均为一条定值直线。随着矢量偏转角增大,等矢量偏转角线出现与
本文基于轴对称矢量喷管空间运动学模型与矢量偏转气动载荷模型耦合分析建立了矢量偏转作动系统受载分析力学模型,得出以下结论:
(1)矢量偏转角度越大,喷管内流动分离现象越复杂,喷管内壁面载荷分布越不均匀。
(2)发动机工作状态对矢量偏转具有很大影响,发动机状态越大,完成相同的矢量偏转角度所需的作动筒输出力越大。
(3)矢量偏转作动系统输出力随矢量方位角变化呈正弦函数周期变化,所建立的矢量偏转受载分析力学模型可有效仿真实际矢量偏转状态作动系统的受载特性,具有重要的工程参考和应用价值。
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