CN110566348B - 一种短舱进气道的中心线设计方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于短舱进气道中心线设计技术领域，具体涉及一种短舱进气道中心线的设计方法，包括以下步骤：步骤一：以短舱进气道的进口前罩角正切值为短舱进气道的进口中心点处的导数，以发动机安装角正切值为短舱进气道出口中心点处的导数，差值构造多个位于进口中心点与出口中心点之间的中心线离散点；步骤二、以进口中心点的坐标、出口中心点的坐标、各个中心线离散点的坐标为元素，以短舱进气道的进口直径中垂线为进口中心点处的切线，以发动机轴线为出口中心点处的切线，用样条曲线生成短舱进气道的中心线。
Description
技术领域
本申请属于短舱进气道中心线设计技术领域，具体涉及一种短舱进气道中心线的设计方法。
背景技术
当前，在对短舱进气道的中心线进行设计时，多以发动机轴线、短舱进气道的进口的中心水平线为中心线两端点的切线，该种中心线设计方法主要是考虑发动机安装角对中心线设计的约束，基于该设计方法得到的中心线，其存在以下缺陷：
1)、中心线在短舱进气道的进口中心点处缺少唇口前罩角的约束，与进气道的进口剖面在进口的中心点处不正交，飞机正常飞行时进口与来流不正对；
2)、中心线前段与进气来流方向不一致，进气道管道对气流的导流效率不高；
3)、中心线直接以两端点和两端点切线采用样条曲线生成，中心线两端点间的主体上缺少参数化点坐标约束，与实际期望存在偏差。
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。
发明内容
本申请的目的是提供一种短舱进气道中心线的设计方法，以克服或减轻上述至少一方面的缺陷。
本申请的技术方案是：
一种短舱进气道中心线的设计方法，包括以下步骤：
步骤一：以短舱进气道的进口前罩角正切值为短舱进气道的进口中心点处的导数，以发动机安装角正切值为短舱进气道出口中心点处的导数，差值构造多个位于进口中心点与出口中心点之间的中心线离散点；
步骤二、以进口中心点的坐标、出口中心点的坐标、各个中心线离散点的坐标为元素，以短舱进气道的进口直径中垂线为进口中心点处的切线，以发动机轴线为出口中心点处的切线，用样条曲线生成短舱进气道的中心线。
根据本申请的至少一个实施例，进口前罩角根据发动机安装角、机翼安装角计算求得。
根据本申请的至少一个实施例，进口前罩角根据以下公式计算得到：
θ为进口前罩角；
α为发动机安装角；
根据本申请的至少一个实施例，出口中心点的坐标为P1(x1,y1)，其中，
x1＝0；
y1＝0。
根据本申请的至少一个实施例，进口中心点的坐标根据短舱进气道的出口直径、进口前罩角、发动机安装角计算得到。
根据本申请的至少一个实施例，进口中心点的坐标为Pn(xn,yn)，其中，
n≥3；
xn＝(0.25～0.85)*D；
yn＝[tanα-tan(θ+α)]*xn；
其中，
D为短舱进气道的出口直径；
θ为进口前罩角；
α为发动机安装角。
根据本申请的至少一个实施例，各个中心线离散点的坐标根据进口中心点的坐标、进口前罩角、发动机安装角计算得到。
根据本申请的至少一个实施例，各个中心线离散点的坐标为
Pi(xi,yi)，i＝2,3,4…n-1；其中，
其中，
xn为进口中心点的横坐标；
yn为进口中心点的纵坐标；
θ为进口前罩角；
α为发动机安装角。
根据本申请的至少一个实施例，样条曲线为B-Spine样条曲线。
根据本申请的至少一个实施例，进口中心点的坐标、出口中心点的坐标、各个中心线离散点的坐标存放在一个以IGS文件中；
中心线在CATIA中生成。
附图说明
图1是本申请实施例提供的短舱进气道中心线的设计方法原理图；
图2是图1的部分示意图；
其中：
| 1 | 出口中心点 | 2 | 发动机轴线 |
| 3 | 出口直径 | 4 | 进口前罩角 |
| 5 | 发动机安装角 | 6 | 出口中心处水平线 |
| 7 | 进口中心处水平线 | 8 | 进口数值铅垂线 |
| 9 | 进口直径 | 10 | 进口直径中垂线 |
| 11 | 进口中心点 | 12 | 中心线离散点 |
| 13 | 中心线 | 14 | 短舱进气道的下型线 |
| 15 | 短舱外罩下型线 | 16 | 短舱外罩上型线 |
| 17 | 短舱进气道的上型线 |
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
需要说明的是，在本申请的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示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的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，还需要说明的是，在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。
一种短舱进气道中心线的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：以短舱进气道的进口前罩角4正切值为短舱进气道的进口中心点11处的导数，以发动机安装角5正切值为短舱进气道出口中心点1处的导数，差值构造多个位于进口中心点与出口中心点之间的中心线离散点12；
步骤二、以进口中心点11的坐标、出口中心点1的坐标、各个中心线离散点12的坐标为元素，以短舱进气道的进口直径中垂线10为进口中心点11处的切线，以发动机轴线2为出口中心点1处的切线，用样条曲线生成短舱进气道的中心线13。
上述实施例公开的短舱进气道中心线的设计方法中，
中心线13位于短舱进气道内，为短舱进气道和外罩在发动机进口前的部分所有法向控制剖面中心的连线，进口中心点11为其前端点，出口中心点1为其后端点，其处于XY设计平面内；
进口前罩角4在数值上与中心线13在进口中心点11处的切线角相等；
进口直径中垂线10经过进口中心点11且在进口中心点11处与进口直径垂直，其为中心线13在进口中心点11处的切线，是中心线13设计过程中以进口中心点11为基准构造的设计辅助线。
对于上述实施例公开的设计方法，本领域技术人员可以理解的是，前端点、后端点分别考虑前进口前罩角4、发动机安装角5对中线线13的约束，使设计得到的中心线13能够与来流对正；采用样条曲线生成中心线，其中增加了多个中心线离散点12的约束，使生成的中心线13与实际期望相吻合，且以进口直径中垂线10为设计辅助线，使生成得到的中心线13前端与气流方向一致，提高了对气流的导流效率，提高了进气效率、抗畸变能力，有效地改善了短舱进气管道的气动性能。
在一些可选的实施例中，进口前罩角4根据发动机安装角5、机翼安装角计算求得。
在一些可选的实施例中，进口前罩角4根据以下公式计算得到：
θ为进口前罩角4；
α为发动机安装角5；
在一些可选的实施例中，出口中心点1的坐标为P1(x1,y1)，
其中，
x1＝0；
y1＝0。
进一步地，进口中心点11的坐标根据短舱进气道的出口直径、进口前罩角4、发动机安装角5计算得到；进口中心点11的坐标为Pn(xn,yn)，其中，
n≥3；
xn＝(0.25～0.85)*D；
yn＝[tanα-tan(θ+α)]*xn；
其中，
D为短舱进气道的出口直径3；
θ为进口前罩角4；
α为发动机安装角5。
进一步地，各个中心线离散点12的坐标根据进口中心点11的坐标、进口前罩角4、发动机安装角5计算得到；各个中心线离散点12的坐标为Pi(xi,yi)，i＝2,3,4…n-1；其中，
xn为进口中心点11的横坐标；
yn为进口中心点11的纵坐标；
θ为进口前罩角4；
α为发动机安装角5。
对于上述实施例公开的设计方法，本领域技术人员可以理解的是，其是设定以出口中心点1为XY设计平面的坐标原点，即设定以中心线13的一个端点为XY设计平面的坐标原点，以此为基准对进口中心点11的坐标即中心线13的另一个端点的坐标、给个中心线离散点12的坐标进行确定，其推导、计算过程简洁，可提高中心线13的设计效率。
对于上述实施例，选取出n＝12，即进口中心点11的坐标为P12(x12,y12)，各个中心线离散点12的坐标为Pi(xi,yi)，i＝2,3,4…11；
步骤二中，即是以(0，0)、P12(x12,y12)、Pi(xi,yi)，i＝2,3,4…11为元素，以短舱进气道的进口直径中垂线10为P12(x12,y12)处的切线，以发动机轴线2为(0，0)处的切线，用样条曲线生成短舱进气道的中心线13。
在一些可选的实施例中，样条曲线为B-Spine样条曲线，进口直径中垂线10与发动机轴线2矢量方向一致，B-Spine样条曲线约束在XY设计平面内。
在一些可选的实施例中，进口中心点11的坐标、出口中心点1的坐标、各个中心线离散点12的坐标存放在一个以IGS文件中，在XY设计平面中显示出来；中心线13在CATIA中生成。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种短舱进气道中心线的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：以短舱进气道的进口前罩角(4)正切值为短舱进气道的进口中心点(11)处的导数，以发动机安装角(5)正切值为短舱进气道出口中心点(1)处的导数，差值构造多个位于所述进口中心点与所述出口中心点之间的中心线离散点(12)；
步骤二、以所述进口中心点(11)的坐标、所述出口中心点(1)的坐标、各个所述中心线离散点(12)的坐标为元素，以短舱进气道的进口直径中垂线(10)为所述进口中心点(11)处的切线，以发动机轴线(2)为所述出口中心端处的切线，用样条曲线生成短舱进气道的中心线(13)。
2.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，
所述进口前罩角(4)根据所述发动机安装角(5)、机翼安装角计算求得。
3.根据权利要求2所述的设计方法，其特征在于，
所述进口前罩角(4)根据以下公式计算得到：
θ为所述进口前罩角(4)；
α为所述发动机安装角(5)；
4.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，
所述出口中心点(1)的坐标为P1(x1,y1)，其中，
x1＝0；
y1＝0。
5.根据权利要求4所述的设计方法，其特征在于，
所述进口中心点(11)的坐标根据短舱进气道的出口直径、所述进口前罩角(4)、所述发动机安装角(5)计算得到。
6.根据权利要求5所述的设计方法，其特征在于，
所述进口中心点(11)的坐标为Pn(xn,yn)，其中，
n≥3；
xn＝(0.25～0.85)*D；
yn＝[tanα-tan(θ+α)]*xn；
其中，
D为短舱进气道的出口直径(3)；
θ为所述进口前罩角(4)；
α为所述发动机安装角(5)。
7.根据权利要求5所述的设计方法，其特征在于，
各个所述中心线离散点(12)的坐标根据所述进口中心点(11)的坐标、所述进口前罩角(4)、所述发动机安装角(5)计算得到。
8.根据权利要求7所述的设计方法，其特征在于，
各个所述中心线离散点(12)的坐标为Pi(xi,yi)，i＝2,3,4....n-1；其中，
其中，
xn为所述进口中心点(11)的横坐标；
yn为所述进口中心点(11)的纵坐标；
θ为所述进口前罩角(4)；
α为所述发动机安装角(5)。
9.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，
所述样条曲线为B-Spine样条曲线。
10.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，
所述进口中心点(11)的坐标、所述出口中心点(1)的坐标、各个所述中心线离散点(12)的坐标存放在一个以IGS文件中；
所述中心线(13)在CATIA中生成。
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