[发明专利]一种航空发动机设计点参数设计方法

说明书

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。

技术领域

本发明涉及航空发动机建模领域，特别是涉及一种航空发动机设计点参数设计方法。

背景技术

随着世界各国对变循环发动机的深入研究，变循环发动机由于综合了中、高涵道比涡扇发动机在亚声速巡航状态下的低耗油率和小涵道比涡扇发动机在超声速飞行状态下的高单位推力的性能，其优势越来越明显，世界各国尤其是美国对变循环发动机的研究投入巨大，进展迅速。自适应循环发动机作为目前最新的变循环发动机结构型式，是世界各国研究的重点。

研究人员通过建立发动机模型的方式对一些先进的航空发动机概念进行评估与验证，这大大降低了研究发动机过程中的耗费与失误。目前，建立自适应循环发动机性能模型并对其进行性能分析与控制研究是当前对自适应循环发动机研究的主要方式，要建立自适应循环发动机性能模型，首先需要确定该发动机模型的设计状态，选择合理的设计状态，可以大致确定发动机的工作范围，并且方便对发动机控制规律进行建模。

设计点参数的确定需要根据相关指标进行设计，利用相关指标对发动机的设计点参数进行优化更新是一个漫长的过程，直接对发动机模型的参数进行调整是比较常见的方法，在这一过程中不断改变发动机输入参数、特性图等并且匹配发动机模型的计算，虽然这种方法比较普遍，但是设计点参数的调整过程及其复杂，许多参数无法直接求得精确的数值，需要多次反复的计算。本专利采用的航空发动机设计点设计方法是通过建立各个部件的设计点参数模型，对各部件设计点输入参数进行反向求解的过程，是一种比较合理、精确和快速的计算方法。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种航空发动机设计点参数设计方法，用以解决背景技术中提及的技术问题，本发明根据典型自适应循环发动机的流路特点确定了一种自适应循环发动机结构，并对其设计点参数进行了设计。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种航空发动机设计点参数设计方法，所述涉及方法包括如下步骤：

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。

进一步的，在所述步骤S1中，所述总增压比，其包括：Flade风扇压比π_Flade、风扇压比π_Fan、核心驱动风扇级压比π_CDFS和高压压气机压比π_HPC的总压比；

所述总涵道比，其表示为进入其他所有外涵道的气流与进入压气机气流之比；

所述进口流量，其表示为发动机整机进口流量；

所述燃烧室温升，其表示为燃烧室出口与燃烧室进口温度差。