买专利卖专利找龙图腾，真高效！ 查专利查商标用IPTOP,全免费！专利年费监控用IP管家,真方便！

申请/专利权人：南京航空航天大学

摘要：本发明公开了一种航空发动机设计点参数设计方法，包括：建立各部件设计点设计模型，通过发动机气动热力学计算，根据发动机构型设计其设计点参数，根据所提出的设计点参数指标与设计方法，实现发动机设计点参数的设计与调整。本发明解决了自适应循环发动机设计点参数选择的问题，适用于航空发动机设计状态的确定，对航空发动机建模、模型修正、工程应用等提供了参考，具备一定的实用性。

主权项：1.一种航空发动机设计点参数设计方法，其特征在于，所述设计方法包括如下步骤：步骤S1、针对一典型自适应循环发动机的构型，再根据各部件的性能指标范围，确定其在工作模式下的四个总体循环参数，包括：总增压比、总涵道比、进口流量和燃烧室温升；步骤S2、基于自适应循环发动机中各个部件的性能指标范围，以及涵道比和总涵道比的关系，将涵道比和流量分配到各个部件；步骤S3、构建各个部件的设计点计算模型，通过该模型，求得各个部件在设计状态下的总推力、单位推力和耗油率；其中，该设计状态为单外涵模式和三外涵模式下的设计状态；步骤S4、将步骤S3中的计算结果，与设计指标、单位推力、耗油率相对比，通过调整压缩部件压比、涵道比、效率、燃烧室温升大小和发动机轴效率，将发动机推力、单位推力、耗油率和混合室出口马赫数与指标值对比并调整，若不符合，重新调整相关参数，并重复以上步骤S2-步骤S3，直到符合设计指标；所述步骤S3包括：步骤S301、构建压缩部件中Flade风扇设计点的计算模型，包括：首先根据步骤S1中确定的四个总体循环参数、以及各个部件的性能指标范围来确定设计点的压缩部件压比、流量和效率，然后再求得各压缩部件叶尖与叶根的流量和出口总压，最后根据焓熵法求得各压缩部件出口的温度和消耗的功率；步骤S302、构建压缩部件中高压压气机设计点的计算模型，包括：首先根据核心驱动风扇级内涵出口流量确定高压压气机进口流量，再根据步骤S1中确定的四个总体循环参数和部件指标参数范围获得高压压气机压比，然后根据该高压压气机压比计算出口总压和各引、放气总压，再根据高压压气机进口流量以及引放气比例，确定各引、放气流量以及高压压气机出口流量，最后确定高压压气机的总功率；步骤S303、建立发动机燃烧室设计点计算模型，具体包括：先根据步骤S1中确定的燃烧室温升，求得燃烧室油气比，再根据燃烧室进口流量求出燃烧室供油和出口流量；步骤S304、建立发动机涡轮设计点计算模型，包括：首先基于步骤S302中确定的高压压气机的总功率，再选择轴效率和高压涡轮效率，反求高压涡轮功率和落压比，然后再根据给定的引气的温度和流量求得高压涡轮出口温度和流量，其中，在计算高压涡轮进口温度时，忽略冷却气对燃气总压的影响；步骤S305、构建混合室设计点计算模型，其中，通过对中涵道模式选择中涵道出口面积以及中涵道进口面积进行求解，并且考虑了前、后可调涵道引射器面积变化的影响；步骤S306、构建内、外层喷管设计点计算模型，包括:在构建外层喷管设计点计算模型时，首先假定设计点内、外涵喷管完全膨胀，然后根据内层喷管存在的关系求出尾喷管喉部面积，接着求得尾喷管出口总压和尾喷管出口总温，最后根据求出的参数，求得内层喷管推力；在构建内层喷管设计点计算模型时，首先，假定喷管出口气流完全膨胀，求得喷管可用压力降和临界压比，根据已知进口流量，利用外层喷管出口流量与外层喷管出口面积的关系反求外层喷管出口面积，最后外层喷管推力。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 南京航空航天大学 一种航空发动机设计点参数设计方法