一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法及装置制造方法及图纸

本申请属于发动机设计领域，具体涉及一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法及装置。该方法包括步骤S1、获取初始的风扇压比及压气机压比；步骤S2、结合给定的发动机进口空气流量，确定发动机涵道比初值及涡轮前温度初值；步骤S3、遍历给定的风扇压比数组及压气机压比数组中的风扇压比及压气机压比，计算发动机推力及耗油率；步骤S4、选择满足要求的发动机推力及耗油率，进一步确定对应的风扇压比、压气机压比、发动机涵道比及涡轮前温度初值。本申请保证了基于成熟核心机派生发动机的设计点匹配的效果以及匹配效率，以此方法匹配出的设计点确保了核心机的喘振裕度以及涡轮前温度裕度，还可以达到指标需要的推力和耗油率等参数。率等参数。率等参数。

【技术实现步骤摘要】
一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法及装置


[0001]本申请属于发动机设计领域，具体涉及一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法及装置。

技术介绍

[0002]根据世界各国的航空发动机研制经验，现代最有效的航空发动机的研制方法是以成熟的核心机为基础，即在保持一台成熟的核心机基本几何参数不变的条件下，根据来自飞机方不同装备对象的需求、不同性能指标的需求和不同外廓尺寸的需求，通过改变低压部件来改变发动机的主要循环参数，如总增压比、涵道比、空气流量、涡轮进口温度等，来进行发动机设计点匹配和优化，研制出满足需求的成熟可靠的航空发动机。这样不但可以保证研制发动机处于一个较高的成熟度状态，同时可以大幅缩减研制时间和研制经费，可以短时间内保质保量的完成发动机研制。
[0003]目前航空发动机的设计点匹配的方法是根据来自用户的性能需求，进行整机设计点参数匹配。对于新研发动机来说，需要确定进口条件、发动机工作参数、部件效率和流道损失系数等参数，并且各个参数是无约束的。
[0004]对于基于成熟核心机进行设计点参数匹配，高压压气机工作本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法，其特征在于，包括：步骤S1、获取初始的风扇压比及压气机压比；步骤S2、结合给定的发动机进口空气流量，确定发动机涵道比初值及涡轮前温度初值；步骤S3、遍历给定的风扇压比数组及压气机压比数组中的风扇压比及压气机压比，计算发动机推力及耗油率；步骤S4、选择满足要求的发动机推力及耗油率，进一步确定对应的风扇压比、压气机压比、发动机涵道比及涡轮前温度初值。2.如权利要求1所述的基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法，其特征在于，步骤S2中，确定发动机涵道初值比进一步包括：步骤S21、根据给定的压气机压比，确定压气机效率及压气机进口换算流量；步骤S22、根据压气机效率及风扇效率确定压气机进口总温及进口总压；步骤S23、确定压气机进口物理流量；步骤S24、根据压气机进口物理流量及发动机进口空气流量确定涵道比初值。3.如权利要求1所述的基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法，其特征在于，在步骤S2中，确定涡轮前温度初值包括：步骤S25、根据给定的压气机压比，确定压气机进口换算流量；步骤S26、根据压气机效率及风扇效率确定压气机进口总温；步骤S27、根据压气机进口换算流量、压气机进口总温、涡轮器温度之间的对应关系，确定涡轮前温度初值。4.如权利要求1所述的基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法，其特征在于，在步骤S2之后，进一步包括：步骤S201、根据涵道比初值、涡轮前温度初值确定新的压气...

【专利技术属性】
技术研发人员：王赫，韩文俊，王晨，王军，边家亮，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：