(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202211143100.0 (22)申请日 2022.09.20 (71)申请人 中国航发贵阳发动机设计 研究所 地址 550000 贵州省贵阳市观山湖区云潭 北路602号 (72)发明人 杨坤　杜凯　于明飞　邓洁　黄标　 李环　姚伦标　刘静雨　 (74)专利代理 机构 贵州派腾知识产权代理有限 公司 521 14 专利代理师 谷庆红 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01) G06F 30/15(2020.01) G06F 30/28(2020.01) (54)发明名称 一种提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥 设计方法 (57)摘要 一种提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥 设计方法， 所述尾椎为S型结构， 设计方法包括： 确定约束参数； 确定尾锥沿程截面中心线变化规 律； 确定尾锥沿程截面面积变化控制规律； 求解 沿程圆形截面面积、 直径； 建立沿程圆形截面与 中心线的关系； 光滑过渡 连接沿程若干截面的轮 廓线； 开展S弯喷管流场仿真分析， 以仿真结果的 涵道比为依据确定改进 方向； 根据改进方向重新 设计S型尾锥并开展仿真评估直至满足设计要 求。 本发明所设计的S型尾椎除沿程截面偏心距 外， 其余参数与改进前尾锥结构参数一致， 同时 根据S弯喷管流道型面中心线规律确定S型尾锥 中心线的变化规律， 得到的S型尾锥型面适应S弯 喷管型面， 减少气流周向不均匀度， 进而提高S弯 匹配性。 权利要求书2页 说明书5页 附图3页 CN 115455597 A 2022.12.09 CN 115455597 A 1.一种提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥设计方法， 其特征在于， 尾椎为S型结构， 该S型尾椎设计方法包括以下步骤： 步骤S1： 确定约束参数： 除沿程截面偏心距 △S外， 其余参数与改进前尾锥结构参数一 致； 步骤S2： 确定S型尾椎沿程截面中心线变化规律： 根据S弯喷管流道型面中心线规律确 定S型尾锥中心线的变化规律， 采用不同变化缓急程度的Lee曲线、 维托辛斯基曲线或多项 式方程进行控制； 步骤S3： 确定S型尾椎沿程截面 面积变化控制规 律； 步骤S4： 求解沿程圆形截面面积、 直径： 根据步骤S3中的面积变化规律， 已知尾锥前端、 后端面积的情况 下， 求解沿程圆形截面 面积、 直径； 步骤S5： 建立沿程圆形截面与中心线的关系； 步骤S6： 光滑过渡连接沿程若干截面的轮廓线， 得到S型尾锥型面。 2.如权利要求1所述的提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥设计方法， 其特征在于： 在步骤S1中， 约束参数包括尾锥前端 圆截面面积Ai及直径Di、 沿程截面偏心距 △S、 轴向的 总长、 尾锥后端圆截面 面积Ao及直径Do的最大约束。 3.如权利要求1所述的提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥设计方法， 其特征在于： 在步骤S2中， S型尾锥中心线的变化 规律采用缓急相当型的Le e曲线控制， 控制公式为： 式中： 式中， xi、 yi分别为中心线第i点处x、 y坐标； y0表示中心线初始y坐标； ΔYj表示中 心线的进出口偏距， 即沿程截面偏心 距△S； Lj为尾椎中心线轴向的总长 。 4.如权利要求1所述的提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥设计方法， 其特征在于： 在步骤S2中， S型尾锥中心线的变化 规律采用前缓后急型的Le e曲线控制， 控制公式为： 式中： 式中， xi、 yi分别为中心线第i点处x、 y坐标； y0表示中心线初始y坐标； ΔYj表示中 心线的进出口偏距， 即沿程截面偏心 距△S； Lj为尾椎中心线轴向的总长 。 5.如权利要求1所述的提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥设计方法， 其特征在于： 在步骤S2中， S型尾锥中心线的变化 规律采用前急后缓型的Le e曲线控制， 控制公式为： 式中： 式中， xi、 yi分别为中心线第i点处x、 y坐标； y0表示中心线初始y坐标； ΔYj表示中 心线的进出口偏距， 即沿程截面偏心 距△S； Lj为尾椎中心线轴向的总长 。 6.如权利要求1所述的提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥设计方法， 其特征在于： 在步骤S3中， S型尾锥沿程截面设计为圆形； 沿程面积变化采用维托辛斯基曲线或Lee 曲线 规律控制。 7.如权利要求1所述的提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥设计方法， 其特征在于： 在步骤S5中， 按照以下公式， 将步骤S2确定的沿程中心线通过并垂直于步骤S4确定的沿程权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 115455597 A 2的若干截面中心： z′k＝zk； x′k＝(xk‑xi)·cosα +(yk‑yi)·sinα +xi； y′k＝‑(xk‑xi)·sinα +(yk‑yi)·cosα +yi； 式中， 中心线在xy平面， (xi,yi)表示中心线在i点处坐标， α 表示中心线上点(xi,yi)处的 尾锥沿程 圆形截面绕z轴旋转角， (xk,yk,zk)为未旋转前的坐标， (x'k,y'k,z'k)为旋转后的 坐标。 8.如权利要求1所述的提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥设计方法， 其特征在于： 还包括步骤S7： 开展S弯喷管流场仿真 分析， 评估S型尾锥对涵道比的影响。 9.如权利要求8所述的提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥设计方法， 其特征在于： 在步骤S7中， 若S型尾锥后端截面垂 直于流道方向的压力不均匀度大， 导致涵道比仍大于目 标涵道比， 则需继续调整S型尾锥的偏距。 10.如权利要求9所述的提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥设计方法， 其特征在于： S型尾锥的偏距为尾锥前端直径的四分之一至二分之一。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 115455597 A 3