一种航空发动机内锥冷却设计方法与流程

本申请属于飞机结构设计技术领域，特别涉及一种航空发动机内锥冷却设计方法。

背景技术：

隐身技术是军事领域中首要的高新技术，我国的某型机将隐身性能作为了一项重要的指标要求，而发动机的隐身性能又直接影响着机身整体的隐身能力。对于发动机，加力内锥是最主要的后向红外辐射源之一，为了提升隐身性能，降低内锥的后向红外辐射是必须解决的问题，而国内对该问题的研究尚少，更是缺乏系统的设计方法，所以亟需提出切实可行的设计方法。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现要素：

本申请的目的是提供了一种航空发动机内锥冷却设计方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机内锥冷却设计方法，包括：

步骤一：确定用于冷却内锥的冷却气源；

步骤二：根据发动机的总体结构以及燃烧室的组织燃烧形式设计扩压流路，确定内锥的基本型面；

步骤三：根据冷却气源的气动参数以及发动机的总体结构初步设计引气流路；

步骤四：根据冷却气源的气动参数以及内锥锥体壁面的目标温度选择冷却形式，确定内锥的主体结构；

步骤五：在内锥锥体壁面设计气膜孔；

步骤六：根据冷却气源的气动参数以及内锥锥体壁面气膜孔布局，计算满足隐身指标要求的最小冷却气体需求量；

步骤七：打开冷却气源进行引气，分析评估引气后的发动机性能，若性能损失超过允许范围，则返回步骤四；

步骤八：对引气流路进行优化，确保冷却气体的流量满足飞行要求。

可选地，还包括：

步骤九：获取优化后引气流路的冷却气体的流量，判断是否满足飞机全包线内对冷却气体的需求量，若否返回步骤八；

获取优化后引气流路的冷却气体的流量，通过仿真计算分析冷却效果，判断是否满足飞机飞行性能要求，若否返回步骤四。

可选地，步骤九中，所述获取优化后引气流路的冷却气体的流量，判断是否满足飞机全包线内对冷却气体的需求量，若否返回步骤八之后，还包括：

进一步获取优化后引气流路的冷却气体的流量，判断是否满足飞机全包线内对冷却气体的需求量，若否返回步骤三。

可选地，步骤十：根据最终的引气流路，设计能够满足气动需求的内锥冷却结构。

可选地，步骤一中，所述确定用于冷却内锥的冷却气源包括：

所述冷却气源的冷却气体的温度与内锥锥体的温度差不小于300k，且冷却气体的压力不小于内锥锥体表面内涵气压力的105％。

可选地，步骤二中，所述内锥为尖锥，锥角半角小于60°且不等于45°。

可选地，步骤三中，所述引气流路中设置有流量控制阀。

可选地，步骤四中，所述内锥的主体结构包括多层壁内锥结构和单层壁多斜孔内锥结构。

可选地，步骤五中，所述在内锥锥体壁面设计气膜孔包括：

s501：选择开孔类型，所述开孔类型包括斜孔、直孔以及异形孔；

s502：通过三维仿真计算锥体内腔静压以及锥体外表面气体静压，确定最后一排气膜孔的开孔位置；

s503：通过数值仿真确定开孔率；

s504：对比不同直径气膜孔的冷却效果，确定气膜孔的直径。

可选地，步骤六中，所述根据冷却气源的气动参数以及内锥锥体壁面气膜孔布局，计算满足飞行要求的最小冷却气体需求量包括：

计算不同飞行高度和飞行速度的状态点的冷却气体需求量，确定满足隐身指标要求的最小冷却气需求量。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的航空发动机内锥冷却设计方法，提设计效率高，能够提升飞机隐身性能，增加内锥的冷却效率，可以在各型号发动机的研制中进行推广应用。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的航空发动机内锥冷却设计方法流程图；

图2是本申请一个实施方式的内锥冷却结构示意图。

其中，

1-引气流路；2-冷气腔；3-气膜孔开孔段。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种航空发动机内锥冷却设计方法，包括：冷却气源选择、扩压流路设计、引气流路初步设计、内锥冷却形式确定、气膜孔设计、冷却气体需求量确定、发动机性能影响评估、引气流路优化设计。

具体的，步骤一：确定用于冷却内锥的冷却气源。具体为：根据发动机各截面气体的温度和压力选择能够用于冷却内锥的冷却气体。冷却气体需要与热端部件(锥体)有不小于300k的温度差，同时冷却气体的压力要不小于锥体表面内涵气压力的105％。主要从结构可行性和对发动机性能的影响两个方面评估来选择冷却气源。

步骤二：根据发动机的总体结构以及燃烧室的组织燃烧形式设计扩压流路，确定内锥的基本型面。在设计扩压流路时，需要基于发动机的整机匹配情况，保证不发生气动分离，且要尽量减小扩压段的总压损失。优选内锥为尖锥，锥角半角应小于60°且不等于45°。

步骤三：根据冷却气源的气动参数以及发动机的总体结构初步设计引气流路。引气流路的设计应考虑降低流阻损失，并优选通过设置流量控制阀进行流量控制。

步骤四：根据冷却气源的气动参数以及内锥锥体壁面的目标温度选择冷却形式，确定内锥的主体结构。根据冷却气源的压力、流量及锥体壁面的目标温度综合对比分析不同冷却形式的优劣，选取合适的冷却形式。当冷却气源的来流压力较高时，应选择多层壁内锥结构，进行均压；当冷却气源来流压力较低时，应尽量选择单层多斜孔内锥结构，以降低压力损失。

步骤五：在内锥锥体壁面设计气膜孔。具体包括：s501：选择开孔类型；应选取合适的开孔类型，如斜孔比直孔更利于形成气膜，经过特殊设计的异形孔虽然能提高冷却效果，但是其加工困难，现阶段不建议应用于工程实际中。s502：通过三维仿真计算锥体内腔静压以及锥体外表面气体静压，确定最后一排气膜孔的开孔位置；内锥锥体所在位置为扩压段，沿气流方向流道内静压逐渐升高，为了避免热气流(内涵主流气)倒灌进入内锥锥体，需要根据三维仿真计算的锥体内腔静压与锥体外表面附近气体静压，确定最后一排气膜孔的开孔位置，保证不发生热气流倒灌进入内锥锥体内腔的情况。s503：通过数值仿真确定开孔率。s504：对比不同直径气膜孔的冷却效果，确定气膜孔的直径。通过对不同直径气膜孔冷却效果的对比计算，优选气膜孔直径，进而确定开孔数量，相邻两排气膜孔应交错排布。

步骤六：根据冷却气源的气动参数以及内锥锥体壁面气膜孔布局，计算满足隐身指标要求的最小冷却气体需求量。对典型飞行高度和飞行速度的状态点的冷却气体需求量进行计算，确定能满足隐身指标要求的最小冷却气需求量，以尽量降低对发动机性能的影响。

步骤七：打开冷却气源进行引气，分析评估引气后的发动机性能，若性能损失超过允许范围，则返回步骤四。

步骤八：对引气流路进行优化，确保冷却气体的流量满足飞行要求。根据冷却气源的气动参数，通过一维公式确定引气流路的流通面积，确保冷却气体的流量能够满足飞机全包线内对冷却气体的需求。

本申请的航空发动机内锥冷却设计方法，还包括：校核设计以及结构设计。

根据执行过上述步骤的结果，开展校核计算。步骤九包括：获取优化后引气流路的冷却气体的流量，判断是否满足飞机全包线内对冷却气体的需求量，若否返回步骤八；进一步获取优化后引气流路的冷却气体的流量，判断是否满足飞机全包线内对冷却气体的需求量，若否返回步骤三。步骤九还包括：获取优化后引气流路的冷却气体的流量，通过仿真计算分析冷却效果，判断是否满足飞机飞行性能要求，若否返回步骤四。

在完成步骤一至步骤九的气动设计方案之后，本申请的航空发动机内锥冷却设计方法还包括步骤十：根据最终的引气流路，设计能够满足气动需求的内锥冷却结构。将气动方案转化为工程语言，在设计时应考虑减轻重量、便于安装维护等方面。

如图2所示，通过本申请设计的一个实施方式的内锥冷却结构中，冷却气体通过引气流路1被引至内锥的冷气腔2内，穿过气膜孔开孔段3实现对内锥的冷却。

本申请的航空发动机内锥冷却设计方法，从冷却气源选择、扩压流路设计、引气流路初步设计、内锥冷却形式确定、气膜孔设计、冷却气体流量确定、发动机性能影响评估、引气流路优化设计、校核设计、结构设计多方面对内锥冷却设计的流程进行阐述，提出了一种对内锥冷却设计具有普适性的方法，本申请系统地归纳了航空发动机内锥冷却的设计流程，可以大幅提高设计效率，并且为航空发动机的精细化设计提供有力的技术支持。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。