具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请提供了一种不同部件间的流场数据转换结构，如图1所示，主要包括截面为圆形的数据转换入口、数据转换出口及中间段，所述数据转换入口的圆形截面包括多个相同的第一扇形截面，所述第一扇形截面的大小被设置成适配于对接前端部件，所述数据转换出口的圆形截面包括多个相同的第二扇形截面，所述第二扇形截面的大小被设置成适配于对接后端部件，所述中间段设置在数据转换入口与数据转换出口之间，用于接收第一扇形截面数据，并进行旋转复制形成圆形截面数据，以及将所述圆形截面数据按第二扇形截面进行切割，形成第二扇形截面数据，其中，所述前端部件与所述后端部件在航空发动机流场结构上为相邻的两个部件。

本申请提出了一种转换模型，实现扇形向圆形数据或扇形向扇形转换，同时异形截面数据也可采用类似的转换模型进行转换数据。本申请是一种将扇形数据向360°圆形数据或另一种扇形数据的转换方法，此方法也可实现异形截面数据转换，实现不同部件、不同类型数据形式的转换，实现联合仿真计算。

在一些可选实施方式中，所述前端部件为航空发动机加力部件计算模型，所述第一扇形截面为六分之一或八分之一的圆形扇区。

图2给出了加力模型流场数据示意图，航空发动机加力部件计算模型的尾端出口类似于扇形，对应的第一扇形截面为六分之一或八分之一的圆形扇区，如图3所示，该第一扇形截面与航空发动机加力部件计算模型的尾端出口对接后，用于接收航空发动机加力部件计算模型输出的流场数据。

备选实施方式中，流场数据转换结构的入口扇形分区可随前端部件的结构特点进行自由设置，例如八等分、四等分、十六等分，也可设置成圆形出口，出口扇形分区同样需要根据后端部件的结构特点进行自由设置，例如入口面是8个45°扇形，出口面是15个24°扇形。应当理解的是，由于前端部件与后端部件形状不规则，原则上，所述第一扇形截面的尺寸被设置成至少被所述前端部件的尾端出口所覆盖，从而便于接收前端部件的数据，对应的，所述第二扇形截面的尺寸被设置成至少覆盖所述后端部件的入口，以便输出数据。在一些备选实施方式中，第一扇形截面的尺寸也可以大于所述前端部件的尾端出口，对于第一扇形截面的某些边缘位置不能被前端部件的尾端出口完全覆盖，可以进行数据填补，例如根据数据的在第一扇形截面的平面上的变化趋势进行空余位置的数据填补。

在一些可选实施方式中，所述第一扇形截面数据与所述第二扇形截面数据包括温度或者压力。

本申请中，流场数据转换结构的中间段为数据转为部分，如图4所示，中间段用于将提取的数据进行旋转复制，拼接出一个360°圆形数据，设置中间段的目的在于进行数据转换。

在一些可选实施方式中，所述后端部件为发动机喷管计算模型，所述第二扇形截面为二分之一的圆形扇区或者360°的圆形。

如图5及图6所示，经数值计算，出面得到与入口面一致的数值分布，提取出口面数据，可以是360°圆形数据也可是扇形数据，将转化后的数据作为后端部件数值计算的入口进行计算，完成了复杂部件模型间数据转化。

在一些可选实施方式中，所述第一扇形截面数据与所述第二扇形截面数据包括温度或者压力。

本申请的加力数据转化和喷流温度仿真分析可以推广应用于喷管温度场精细化分析，为后续喷管冷却设计、冷气量分配以及二元喷管等异形喷管的设计奠定基础。

本申请数据转换模型可推广至各发动机部件设计，实现利用各部件接口的全面数据作为入口参数，提升部件计算精度，改善发动机各部件设计方法。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。