一种提高航空发动机S弯喷管匹配性的尾锥设计方法与流程

技术特征：
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lee曲线控制，控制公式为：式中：式中，x
i
、y
i
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；δy
j
表示中心线的进出口偏距，即沿程截面偏心距
△
s；l
j
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lee曲线控制，控制公式为：式中：式中，x
i
、y
i
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；δy
j
表示中心线的进出口偏距，即沿程截面偏心距
△
s；l
j
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lee曲线控制，控制公式为：式中：式中，x
i
、y
i
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；δy
j
表示中心线的进出口偏距，即沿程截面偏心距
△
s；l
j
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
的若干截面中心：z
′
k
＝z
k
；x
′
k
＝(x
k-x
i
)
·
cosα (y
k-y
i
)
·
sinα x
i
；y
′
k
＝-(x
k-x
i
)
·
sinα (y
k-y
i
)
·
cosα y
i
；式中，中心线在xy平面，(x
i
,y
i
)表示中心线在i点处坐标，α表示中心线上点(x
i
,y
i
)处的尾锥沿程圆形截面绕z轴旋转角，(x
k
,y
k
,z
k
)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。

技术总结
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。匹配性。匹配性。


技术研发人员：杨坤 杜凯 于明飞 邓洁 黄标 李环 姚伦标 刘静雨
受保护的技术使用者：中国航发贵阳发动机设计研究所
技术研发日：2022.09.20
技术公布日：2022/12/9