【技术实现步骤摘要】
本申请属于飞机设计领域，特别涉及一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法。
技术介绍
1、随着飞机性能的提升，飞机对航空发动机的需求越来越高，在进口空气流量和重量一定的条件下要求高空不加力推力大的同时在亚声速巡航状态耗油率低，这就对发动机的设计带来了很大的难度。
2、在进口空气流量和重量一定的条件下要求的高空不加力推力越大，就需要选取更高的涡轮前温度或更小的涵道比。由于涡轮材料的耐高温能力以及涡轮叶片的冷却技术的限制，空中涡轮前温度通常不能过高，因此提高空中不加力推力通常选择小涵道比的设计方案。
3、在小涵道比的设计方案下，会带来亚声速巡航状态的耗油率偏高的问题，影响飞机的留空时间和航程等重要指标的实现，因此需要尽可能的降低亚声速巡航时耗油率。
4、如何对高性能小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率进行有效优化是一个需要解决的问题。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供了一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，以解决现有技术中小涵道比在现有设计方案下耗油率偏高的问题。
2、本申请的技术方案是：一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，包括：
3、进行整机初始巡航性能试验和小涵道比涡扇发动机的各部件试验，根据整机亚声速巡航状态初始性能录取结果和各部件试验结果，根据整机亚声速巡航状态初始性能录取结果，分析判断小涵道比涡扇发动机工作状态是否在最佳状态，获得分析结果；
4、根据分析结果和各部件
5、根据最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案，调整喷管喉部面积a8至不同的面积，并确定最佳喷管喉部面积a8；
6、在确定最佳喷管喉部面积a8后，调整喷管出口面积a9至不同的面积，并确定最佳喷管出口面积a9；
7、将最佳喷管喉部面积a8和最佳喷管出口面积a9输入至飞机整机内，根据实际情况进行适应性调整，确定飞机整机下的最佳喷管喉部面积a8和最佳喷管出口面积a9。
8、优选地，所述最佳风扇导叶角度a1通过分别选取节点中关小风扇导叶角度5°、3°和开大5°、3°进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的风扇导叶角度a1调整方案作为最佳最佳风扇导叶角度a1。
9、优选地，所述最佳压气机导叶角度a2通过分别选取节点中关小压气机导叶角度5°、3°和开大5°、3°进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的压气机导叶角度a2调整方案作为最佳压气机导叶角度a2。
10、优选地，所述最佳喷管喉部面积a8通过分别选取节点中放大喷管喉部面积a85％、10％、15％、20％、25％进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的喷管喉部面积a8作为最佳喷管喉部面积a8。
11、优选地，所述最佳喷管出口面积a9通过分别选取节点中收小喷管出口面积a95％、10％、15％、20％进行性能录取，同时开展放大喷管出口面积a95％、10％、15％、20％进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的喷管出口面积a9作为最佳喷管出口面积a9。
12、优选地，当安装耗油率不为最佳时，则在得到最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案的基础上，重新确定最佳喷管喉部面积a8和最佳喷管出口面积a9，并再次导入至飞机整机内，重新进行安装耗油率的判断，直至飞机整机的安装耗油率达到最佳。
13、本申请的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，通过选获取整机亚声速巡航状态初始性能录取结果，分析判断小涵道比涡扇发动机工作状态是否在最佳状态，并优化巡航耗油率调试方案初步设计，确定最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案；从而进一步调整喷管喉部面积a8、喷管出口面积a9至不同的面积，确定最佳喷管喉部面积a8和最佳喷管出口面积a9；最后进行飞机整机条件下的安装耗油率判断，在安装耗油率为最佳时得到安装最佳耗油率状态。系统、规范的提出了优化亚声速巡航状态耗油率的调试步骤，能够有效降低发动机安装耗油率。
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1.一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于：所述最佳风扇导叶角度a1通过分别选取节点中关小风扇导叶角度5°、3°和开大5°、3°进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的风扇导叶角度a1调整方案作为最佳最佳风扇导叶角度a1。
3.如权利要求1所述的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于：所述最佳压气机导叶角度a2通过分别选取节点中关小压气机导叶角度5°、3°和开大5°、3°进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的压气机导叶角度a2调整方案作为最佳压气机导叶角度a2。
4.如权利要求1所述的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于：所述最佳喷管喉部面积A8通过分别选取节点中放大喷管喉部面积A85％、10％、15％、20％、25％进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的喷管喉部面积A8作为最
5.如权利要求1所述的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于：所述最佳喷管出口面积A9通过分别选取节点中收小喷管出口面积A95％、10％、15％、20％进行性能录取，同时开展放大喷管出口面积A95％、10％、15％、20％进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的喷管出口面积A9作为最佳喷管出口面积A9。
6.如权利要求1所述的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于：当安装耗油率不为最佳时，则在得到最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案的基础上，重新确定最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9，并再次导入至飞机整机内，重新进行安装耗油率的判断，直至飞机整机的安装耗油率达到最佳。
...【技术特征摘要】
1.一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于：所述最佳风扇导叶角度a1通过分别选取节点中关小风扇导叶角度5°、3°和开大5°、3°进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的风扇导叶角度a1调整方案作为最佳最佳风扇导叶角度a1。
3.如权利要求1所述的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于：所述最佳压气机导叶角度a2通过分别选取节点中关小压气机导叶角度5°、3°和开大5°、3°进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的压气机导叶角度a2调整方案作为最佳压气机导叶角度a2。
4.如权利要求1所述的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于：所述最佳喷管喉部面积a8通过分别选取节点中放大喷管喉部面积a85％、10...
【专利技术属性】
技术研发人员：好毕斯嘎拉图，吕安琪，陈仲光，张志舒，邴连喜，陈泽华，姜繁生，薛海波，阮文博，周吉利，杨龙龙，朱振坤，张少丽，张西厂，
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：
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