[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有效
| 申请号： | 201810003350.1 | 申请日： | 2018-01-03 |
| 公开（公告）号： | CN108256184B | 公开（公告）日： | 2018-11-20 |
| 发明（设计）人： | 梁彩云;张跃学;阎巍;苏桂英;刘永泉;李睿;张博文 | 申请（专利权）人： | 中国航发沈阳发动机研究所 |
| 主分类号： | G06F17/50 | 分类号： | G06F17/50 |
| 代理公司： | 北京航信高科知识产权代理事务所(普通合伙) 11526 | 代理人： | 高原 |
| 地址： | 110015 *** | 国省代码： | 辽宁;21 |
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| 摘要： | 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。 | ||
| 搜索关键词： | 热力计算 热力循环 航空发动机设计 输出参数 循环特征 热力 航空发动机 参数组合 重要度 发动机 发动机设计 参数设定 方案设计 可调部件 | ||
【主权项】：
1.一种具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法，其特征在于，包括：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，所述热力输出参数包括中间参数及重要度设计参数；步骤四、根据步骤三的中间参数剔除不符合要求的组合方案；步骤五、设定航空发动机重要度设计参数的重要度，并根据公式∑(重要度设计参数/指标×重要度)计算任一组合方案的综合得分。
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