本申请提供一种反推力装置导流叶栅叶片入口气流角确定方法，其基于导流叶栅所在外涵流场的实际，综合考虑外涵外壁、阻流门的影响，将叶片入口气流角，拟合为外涵外壁型线与轴线的夹角、反推态时阻流门型线与轴线的夹角，关于叶片至导流叶栅前端的距离与导流叶栅的轴向长度相对关系的一次分段函数，各项含义明确，以此对反推力装置导流叶栅叶片入口气流角确定，具有较高的效率，且经试验及其仿真验证具有较高的准确性，可满足快速设计、迭代的需求。此外，提供一种反推力装置导流叶栅叶片几何入口角确定方法，其基于上述的反推力装置导流叶栅叶片入口气流角确定方法实施。流叶栅叶片入口气流角确定方法实施。流叶栅叶片入口气流角确定方法实施。
【技术实现步骤摘要】
反推力装置导流叶栅叶片入口气流角几何入口角确定方法
[0001]本申请属于领域，具体涉及一种反推力装置导流叶栅叶片入口气流角几何入口角确定方法。
技术介绍
[0002]为缩短飞机的着陆滑跑距离，设计有航空发动机反推力装置，主要包括阻流门、导流叶栅，阻流门铰接在外涵外壁的开槽中，具有：
[0003]正推态，阻流门封堵外涵外壁上的开槽，构成外涵外壁的一部分，航发动机外涵气流能够正常排出，为飞机提供推力；
[0004]反推态，阻流门向外涵外壁内侧偏转，将航空发动机外涵阻断，使外涵气流自外涵外壁上的开槽，经导流叶栅排出，可为飞机提供反推力，以此能够缩短飞机的着陆滑跑距离，如图1所示。
[0005]导流叶栅在航空发动机反推力装置处于反推态时，对气流进行加速及转向，进而产生反推力，导流叶栅的气动性能直接决定了航空发动机反推态下，对飞机的反推效率，导流叶栅的最佳攻角范围越宽，其通道内流动损失越小，其气动性能与来流攻角适应性越强。
[0006]导流叶栅的入口气流角直接影响其气动性能，实际中导流叶栅的入口气流角从前至后存在较大的差异，其叶片工作的条件不尽相同，将叶片进行简单阵列排布，不能够保证叶片全部工作在最佳攻角范围，导致叶栅通道内出现分离及漩涡，致使叶栅通道流通能力降低，甚至于发生堵塞，对气流的折转效率下降、流动损失增加，对飞机的反推效率降低。
[0007]由于航空发动机反推力装置及其导流叶栅，涉及的构件较大，结构复杂，处于反推态时流动复杂，叶片入口气流角与气动性能通常并不能形成强关联关系，当前，多是依据初步排布方案进行三维流场仿真分析结果，进行优化调整，进而设计叶片几何入口角，该种技术方案，需要进行大量的数值计算与迭代设计，耗时、费力，难以满足航空发动机反推力装置及其导流叶栅快速设计、迭代的需求。
[0008]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0009]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
技术实现思路
[0010]本申请的目的是提供一种反推力装置导流叶栅叶片入口气流角几何入口角确定方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0011]本申请的技术方案是：
[0012]一方面提供一种反推力装置导流叶栅叶片入口气流角确定方法，包括：
[0013]L＝c1·
L0时，β1＝a1·
β
A
‑
b1；其中，0≤c1≤0.01，0.99≤a1≤1.01，1.99
°
≤b1≤2.01
°
；
[0014]L＝c2·
L0时，β1＝a2·
β
A
‑
b2；其中，0.05≤c2≤0.06，0.65≤a2≤0.75，
‑
0.01
°
≤b2≤0.01
°
；
[0015]L＝c3·
L0时，β1＝a3·
β
A
‑
b3；其中，0.80≤c3≤0.85，1.15≤a3≤1.35，
‑
0.01
°
≤b3≤0.01
°
；
[0016]L＝c4·
L0时，β1＝a4·
β
E
‑
b4；其中，0.90≤c4≤0.97，1.2≤a4≤1.6，
‑
0.01
°
≤b4≤0.01
°
；
[0017]L＝c5·
L0时，β1＝a5·
β
E
‑
b5；其中，0.99≤c5≤1，0.99≤a5≤1.01，20
°
≤b5≤30
°
；
[0018]其中，
[0019]L为叶片至导流叶栅前端的距离；
[0020]L0为导流叶栅的轴向长度；
[0021]β1为叶片入口气流角；
[0022]β
A
为外涵外壁型线与轴线的夹角；
[0023]β
E
为反推态时，阻流门型线与轴线的夹角。
[0024]根据本申请的至少一个实施例，上述的反推力装置导流叶栅叶片入口气流角确定方法中，c1＝0，a1＝1，b1＝2
°
；
[0025]c2＝0.055，a2＝0.70，b2＝0
°
；
[0026]c3＝0.825，a3＝1.25，b3＝0
°
；
[0027]c4＝0.935，a4＝1.40，b4＝0
°
；
[0028]c5＝1，a5＝1，b5＝25
°
。
[0029]另一方面提供一种反推力装置导流叶栅叶片几何入口角确定方法，包括：
[0030]基于任一上述的反推力装置导流叶栅叶片入口气流角确定方法，确定叶片入口气流角β1；
[0031]计算叶片几何入口角β
1k
＝β1‑
i，i＝
‑5°
～
‑
10
°
；
[0032]其中，
[0033]i为叶片攻角。
[0034]根据本申请的至少一个实施例，上述的反推力装置导流叶栅叶片几何入口角确定方法中，i＝
‑
7.5
°
。
附图说明
[0035]图1是本申请实施例提供的航空发动机反推力装置处于反推态时的示意图；
[0036]图2是图1的A
‑
A向局部剖视图；
[0037]图3是本申请实施例提供的导流叶栅的示意图；
[0038]图4是本申请实施例提供的叶片几何入口角、入口气流角、攻角的关系示意图；
[0039]图5是本申请实施例提供的反推力装置导流叶栅叶片入口气流角确定方法的示意图；
[0040]其中：
[0041]β1为叶片入口气流角，是叶片入口气流方向与轴线的夹角；
[0042]β
1k
为叶片几何入口角，是叶片叶形几何型线切线与轴线的夹角；
[0043]i为叶片攻角；
[0044]β1为叶片入口气流角；
[0045]β
A
为外涵外壁型线与轴线的夹角；
[0046]β
E
为反推态时，阻流门型线与轴线的夹角；
[0047]L为叶片至导流叶栅前端的距离；
[0048]L0为导流叶栅的轴向长度。
[0049]为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
[005本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种反推力装置导流叶栅叶片入口气流角确定方法，其特征在于，包括：L＝c1·
L0时，β1＝a1·
β
A
‑
b1；其中，0≤c1≤0.01，0.99≤a1≤1.01，1.99
°
≤b1≤2.01
°
；L＝c2·
L0时，β1＝a2·
β
A
‑
b2；其中，0.05≤c2≤0.06，0.65≤a2≤0.75，
‑
0.01
°
≤b2≤0.01
°
；L＝c3·
L0时，β1＝a3·
β
A
‑
b3；其中，0.80≤c3≤0.85，1.15≤a3≤1.35，
‑
0.01
°
≤b3≤0.01
°
；L＝c4·
L0时，β1＝a4·
β
E
‑
b4；其中，0.90≤c4≤0.97，1.2≤a4≤1.6，
‑
0.01
°
≤b4≤0.01
°
；L＝c5·
L0时，β1＝a5·
β
E
‑
b5；其中，0.99≤c...
【专利技术属性】
技术研发人员：黄敬杰，刘立平，杨树楷，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：
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