Способ моделирования ДЛЯ вентиляторного узла авиационного двигателя

1. Вентиляторный узел авиационного двигателя, содержащий ступицу, кожух и множество лопастей, расположенных между ступицей и кожухом, причем неосесимметричные криволинейные поверхности торцевой стенки ступицы в каскадном канале сконструированы посредством:
определения, с использованием способа проектирования пути потока для двойного пути потока торцевой зоны лопасти, начального радиуса осесимметричной кривой ступицы и радиуса самой нижней точки углубленной кривой неосесимметричных криволинейных поверхностей ступицы; и
конструирования неосесимметричных криволинейных поверхностей торцевой стенки ступицы в каскадном канале в соответствии с начальным радиусом осесимметричной кривой и радиусом самой нижней точки углубленной кривой.
2. Вентиляторный узел авиационного двигателя по п. 1, в котором способ проектирования пути потока для двойного пути потока торцевой зоны лопасти включает:
определение начального осесимметричного обычного пути потока между передней кромкой лопасти и задней кромкой лопасти и определение начального радиуса осесимметричной кривой в соответствии с начальным осесимметричным обычным путем потока; и
в пределах диапазона расстояний не более чем 5% хвостовика лопасти в осевом положении от задней кромки хвостовика лопасти, обеспечено то, что путь потока углубленной кривой неосесимметричных криволинейных поверхностей совпадает с начальным осесимметричным обычным путем потока, и определен радиус самой нижней точки углубленной кривой в соответствии с путем потока углубленной кривой.
3. Вентиляторный узел авиационного двигателя по п. 1, в котором конструирование неосесимметричных криволинейных поверхностей торцевой стенки ступицы в каскадном канале в соответствии с начальным радиусом осесимметричной кривой и радиусом самой нижней точки углубленной кривой включает конструирование неосесимметричных криволинейных поверхностей торцевой стенки в каскадном канале с использованием способа моделирования многосегментной вогнутой кривой, при этом способ моделирования многосегментной вогнутой кривой включает конструирование многосегментной вогнутой кривой с использованием по меньшей мере трех контрольных точек.
4. Вентиляторный узел авиационного двигателя по п. 3, в котором между поверхностью давления и поверхностью разрежения двух смежных лопастей образован канал течения, при этом способ моделирования многосегментной вогнутой кривой включает:
вычисление тангенциального угла поверхности давления и тангенциального угла поверхности разрежения лопастей в одном и том же осевом положении;
конструирование первого сегмента кривой, второго сегмента кривой и третьего сегмента кривой соответственно в трех угловых под-интервалах в пределах углового диапазона от поверхности разрежения до поверхности давления, причем два концевых радиуса первого сегмента кривой представляют собой соответственно начальный радиус осесимметричной кривой и радиус самой нижней точки углубленной кривой; второй сегмент кривой является зоной равного радиуса, и его радиус является радиусом самой нижней точки углубленной кривой; и два концевых радиуса третьего сегмента кривой представляют собой соответственно радиус самой нижней точки углубленной кривой и начальный радиус осесимметричной кривой; и
конструирование первого сегмента кривой, второго сегмента кривой и третьего сегмента кривой соответственно с использованием формулы угла и радиуса.
5. Вентиляторный узел авиационного двигателя по п. 4, в котором формула угла и радиуса для конструирования первого сегмента кривой представляет собой:
причем формула угла и радиуса для конструирования второго сегмента кривой представляет собой:  ; а
формула угла и радиуса для конструирования третьего сегмента кривой представляет собой:
p
p
p
s
s
s
где A, B, C, A, B и C являются установленными значениями.
6. Вентиляторный узел авиационного двигателя по п. 3, в котором вогнутые кривые сконструированы во множестве осевых положений, и вогнутые кривые в осевых положениях соединены для формирования неосесимметричных криволинейных поверхностей торцевой стенки ступицы в каскадном канале.
7. Вентиляторный узел авиационного двигателя по любому из пп. 1-6, дополнительно содержащий обтекатель, представляющий собой конус отклонения обтекателя, при этом обтекатель сконструирован после конструирования неосесимметричных криволинейных поверхностей торцевой стенки ступицы в каскадном канале.
8. Вентиляторный узел авиационного двигателя по п. 7, в котором обтекатель сконструирован посредством:
вычисления окружного положения точки передней кромки неосесимметричной криволинейной поверхности торцевой стенки ступицы в каскадном канале;
в осевом направлении, продолжения вперед от точки передней кромки до точки соединения неосесимметричной криволинейной поверхности торцевой стенки ступицы в каскадном канале с криволинейной поверхностью конуса отклонения обтекателя, постепенного уменьшения разности радиусов между неосесимметричной криволинейной поверхностью торцевой стенки и поверхностью меридианного потока обтекателя до нуля в точке соединения и вычисления окружного положения точки соединения с использованием формулы треугольника скорости; и
определения, с использованием способа формирования многосегментной вогнутой кривой, перехода между неосесимметричной криволинейной поверхностью торцевой стенки ступицы и осесимметричной начальной криволинейной поверхностью обтекателя для получения криволинейной поверхности конуса отклонения обтекателя.
9. Вентиляторный узел авиационного двигателя по п. 8, в котором неосесимметричная криволинейная поверхность торцевой стенки в каскадном канале, криволинейная поверхность конуса отклонения обтекателя и лопасти выполнены с возможностью формирования интегральной криволинейной поверхности.