[发明专利]一种具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法

说明书

本发明提供了一种具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法，属于发动机设计技术领域。所述方法包括步骤一、选取至少两个航空发动机设计点；步骤二、对所述航空发动机的热力循环参数设定变化步长，根据所述变化步长获得有限多的热力循环参数组合方案；步骤三、对所述热力循环参数组合方案中的所有方案进行热力计算，获得热力输出参数；步骤四、设定航空发动机热力输出参数的重要度，并根据公式∑(热力输出参数/指标×重要度)计算任一组合方案的综合得分。本发明可以有效满足具有变循环特征发动机的设计点热力计算需求，实现发动机最优热力循环方案设计，并获取可调部件/截面的调节范围。

技术领域

本发明属于发动机设计技术领域，具体涉及一种具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法。

背景技术

在航空发动机总体性能设计过程中，设计点热力计算是重要并不可或缺的一环。通过设计点热力计算，可以确定发动机典型工作状态(设计状态)性能参数，评估设计指标的可实现性，确定部件设计状态气动要求及重要截面参数(面积、流量、速度、温度、压力等)。

现有设计点热力计算主要基于单一的设计点完成，设计点根据使用特点进行确定和选取。军用中小涵道比发动机通常需适应反复起降，起飞对发动机性能、可靠性和寿命等均提有要求，因此一般选取起飞状态(高度H＝0km、马赫数M＝0)作为设计点；而民用大涵道比发动机更强调的经济性，需尽量降低巡航飞行状态的耗油率，一般采用空中巡航状态作为设计点。

随着航空动力技术的不断进步，逐步衍生发展出具有变循环特征的发动机。具有变循环特征的发动机可以通过改变可调部件/截面的几何形状、尺寸、位置等途径来改变热力循环，能够根据飞行状态和使用需求实现发动机循环参数调节和优化，使动力装置在亚/超音速等各个飞行状态下具有良好的性能。因此，具有变循环特征的发动机需要兼顾小涵道比发动机起飞等高功率输出和大涵道比发动机巡航飞行的经济性。

现有的设计点热力计算方法主要基于单一的设计点完成，设计点根据使用特点进行确定和选取，可以适应简单任务发动机的设计需求。但是，应用于具有变循环特征发动机，存在以下缺点和不足之处：

1、具有变循环特征的发动机优势在于多个典型状态性能最优化，采用单一的设计点热力计算方法在很大程度上限制了发动机性能最优；

2、具有变循环特征的发动机具有多个可调部件/截面，单一的设计点热力计算方法不能完整评估多个典型状态下部件和截面参数需求，即不能获得部件的调节范围；

3、无法通过设计点热力计算优化具有变循环特征的发动机的不可调部件/截面与可调部件/截面的匹配关系。

发明内容

为了解决至少一个上述问题，本发明提供了一种具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法，主要包括以下步骤：

步骤一、选取至少两个航空发动机设计点，所述设计点至少涵盖所述航空发动机的大小涵道比工作状态；

步骤二、对所述航空发动机的热力循环参数设定变化步长，根据所述变化步长获得有限多的热力循环参数组合方案；

步骤三、对所述热力循环参数组合方案中的所有方案进行热力计算，获得热力输出参数；

步骤四、根据步骤三的热力计算结果剔除不符合要求的组合方案；

步骤五、设定航空发动机热力输出参数的重要度，并根据公式∑(热力输出参数/指标×重要度)计算任一组合方案的综合得分。

优选的是，根据步骤五选取综合得分最高的组合方案作为最优方案，根据所述最优方案从所述步骤二中提取可调部件或者可调截面的调节范围。

优选的是，所述步骤一中，选取发动机起飞点与超音速巡航点作为航空发动机设计点。