(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202211302913.X (22)申请日 2022.10.24 (71)申请人 中国航发沈阳发动机 研究所 地址 110015 辽宁省沈阳市沈河区万 莲路1 号 (72)发明人 黄敬杰　刘立平　杨树楷　 (74)专利代理 机构 北京航信高科知识产权代理 事务所(普通 合伙) 11526 专利代理师 郭鹏鹏 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01) G06F 30/20(2020.01) B64F 5/00(2017.01) (54)发明名称 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 (57)摘要 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。 权利要求书1页 说明书4页 附图3页 CN 115510591 A 2022.12.23 CN 115510591 A 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·βA‑b1； 其中， 0≤c1≤0.01， 0.9 9≤a1≤1.01， 1.9 9°≤b1≤2.01°； L＝c2·L0时， β1＝a2·βA‑b2； 其中， 0.05≤c2≤0.06， 0.65≤a2≤0.75，‑0.01°≤b2≤ 0.01°； L＝c3·L0时， β1＝a3·βA‑b3； 其中， 0.80≤c3≤0.85， 1.15≤a3≤1.35，‑0.01°≤b3≤ 0.01°； L＝c4·L0时， β1＝a4·βE‑b4； 其中， 0.90≤c4≤0.97， 1.2≤a4≤1.6，‑0.01°≤b4≤ 0.01°； L＝c5·L0时， β1＝a5·βE‑b5； 其中， 0.9 9≤c5≤1， 0.99≤a5≤1.01， 20 °≤b5≤30°； 其中， L为叶片至导 流叶栅前端的距离； L0为导流叶栅的轴向长度； β1为叶片入口气流角； βA为外涵外壁型线与轴线的夹角； βE为反推态时， 阻流门型线与轴线的夹角。 2.根据权利要求1所述的反推力装置导 流叶栅叶片入口气流角确定方法， 其特 征在于， c1＝0， a1＝1， b1＝2°； c2＝0.055， a2＝0.70， b2＝0°； c3＝0.825， a3＝1.25， b3＝0°； c4＝0.935， a4＝1.40， b4＝0°； c5＝1， a5＝1， b5＝25°。 3.一种反推力装置导 流叶栅叶片几何入口角确定方法， 其特 征在于， 包括： 基于权利要求1 ‑2任一所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； 计算叶片几何入口角 β1k＝β1‑i， i＝‑5°～‑10°； 其中， i为叶片攻角。 4.根据权利要求1所述的反推力装置导 流叶栅叶片几何入口角确定方法， 其特 征在于， i＝‑7.5°。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115510591 A 2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 技术领域 [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。 背景技术 [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， 以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及 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， 上述背景技 术不应当用于 评价本申请的新颖性和创造性。 发明内容 [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·βA‑b1； 其中， 0≤c1≤0.01， 0.99≤a1≤1.01， 1.99 °≤b1≤ 2.01°；说　明　书 1/4 页 3 CN 115510591 A 3