一种航空发动机内锥冷却设计方法

标题：一种航空发动机内锥冷却设计方法

摘要：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。该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。本申请能够提升飞机隐身性能，增加内锥的冷却效率。

申请号：CN201811496390.0

申请日：2018/12/7

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种航空发动机内锥冷却设计方法，其特征在于，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。

专利类型：发明申请