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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。
本申请属于飞机发动机结构设计领域，特别涉及一种升力风扇非对称排气结构。包括：非对称尾椎(4)、转接机匣(5)以及喷管(6)。所述转接机匣(5)设置有光顺转接段，其中，所述光顺转接段的一端与所述非对称尾椎(4)连接，且该端与升力风扇同轴；所述光顺转接段的另一端与所述喷管(6)连接，且该端与所述喷管(6)同轴；所述光顺转接段的中部为光滑的曲面段。本申请的升力风扇非对称排气结构，采用设置有光顺转接段的转接机匣连接非对称尾椎与喷管，能够减小升力风扇排气损失，保证喷管性能和风扇气动性能。
本申请公开了一种动态大位移补偿的柔性管路设计方法，包括如下步骤：获取安装状态的柔性管路端头坐标和方向矢量；获取在多种预定位移补偿工况下柔性管路端头坐标增量；得到3次样条曲线，根据3次样条曲线确定多种预定位移补偿工况下柔性管路的管路长度；选取最大值为管路设计的基准长度；建立柔性管路的分析模型，采用有限元法对柔性管路的变形进行计算，以获取柔性管路在多种预定位移补偿工况下的曲率半径；计算出柔性管路最小弯曲半径，进而与产品指标进行对比，以评估管形设计是否满足位移补偿条件。本申请的动态大位移补偿的柔性管路设计方法，实现空间多向布置的管路设计，并能够满足动态大位移多向补偿的使用要求。
本申请公开了一种主燃烧室流量分配方法，其包括：保持进口压力温度、压力恒定不变，封堵待测孔，测得气流进入火焰筒前任意位置的压力和火焰筒出口位置的压力之间的相对差值计算参考压力损失值来获取流量特性曲线；建立封堵不同待测孔状态下的流量特性曲线方程，根据上述流量特性曲线方程计算火焰筒的流量分配比例。本申请的主燃烧室流量分配方法通过改变试验进口状态要求，将进气常温常压环境改为恒定温度、压力测量，从而避免了因环境和设备长期工作造成的温度、压力波动对试验结果的影响；其次，对孔前孔后的压力位置不做具体要求，只选择气流进入火焰筒前任意位置或壁面位置的压力和火焰筒出口压力相对差值为参考损失值来获取流量特性曲线。