(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111665648.7 (22)申请日 2021.12.31 (71)申请人 南京航空航天大 学 地址 210016 江苏省南京市秦淮区御道街 29号 (72)发明人 周文祥　王城浩　陆桑炜　高阁　 宋启波　刘伟　 (74)专利代理 机构 南京瑞弘专利商标事务所 (普通合伙) 32249 专利代理师 唐少群 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01) G06F 30/20(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种航空发动机设计点 参数设计方法 (57)摘要 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。 权利要求书7页 说明书17页 附图4页 CN 114491837 A 2022.05.13 CN 114491837 A 1.一种航空发动机设计点 参数设计方法， 其特 征在于， 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。 2.根据权利要求1所述的一种航空发动机设计点参数设计方法， 其特征在于， 在所述步 骤S1中， 所述总增压比， 其包括： Flade风扇压比πFlade、 风扇压比πFan、 核心驱动风扇级压比 πCDFS和高压压气机压比πHPC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 。 3.根据权利要求2所述的一种航空发动机设计点参数设计方法， 其特征在于， 在所述步 骤S2中， 所述涵道比和总涵道比的关系， 其表达式为： 公式(1)中， Wa321表示为第三外涵进口流量， Wa225表示为中涵道出口流量， Wa125表示为 CDFS涵道出口流量， Wa25表示为压气机进口流量， Wa21表示为第一级Flade风扇叶根出口， Wa24 表示为核心驱动风扇级出口流 量； 在所述步骤S3中， 根据各个部件分配到的压比， 以及自适应循环发动机各个截面上焓 熵之间的关系， 求得旋转部件出口总温、 总压和功率， 其中， 所述自适应循环发动机各个截 面上焓熵之间的关系的表达式为： 公式(2)中， Sin表示进口熵、 Tin表示进口总温、 fT2S为气体热力学计算函数由总温计算 熵、 Hin表示进口焓、 fT2H为气体热力学计算函数由总温计算焓、 Pout表示出口总压、 Pin表示进 口总压、 Sout表示出口熵、 fS为气体热力学计算函数由进口熵计算出口熵、 fS2H为气体热力学 计算函数由熵计算焓、 Hout表示出口焓、 Tout表示出口温度、 fH2T为气体热力学计算函数由焓权　利　要　求　书 1/7 页 2 CN 114491837 A 2计算总温、 Wain表示进口流 量， Hout,id表示出口理想焓， η表示 为部件效率， N表示 为功率。 4.根据权利要求3所述的一种航空发动机设计点参数设计方法， 其特征在于， 所述步骤 S3包括： 步骤S301、 构建压缩部件中Flade风扇设计点的计算模型， 包括： 首先根据步骤S1中确 定的四个总体循环参数、 以及各个部件的性能指标范围来确定设计点的压缩部件压比、 流 量和效率， 然后再求得各压缩部件叶尖与叶根的流量和出 口总压， 最后根据焓熵法求得各 压缩部件出口 的温度和 消耗的功率； 步骤S302、 构建压缩部件中高压压气机设计点的计算模型， 包括： 首先根据核心驱动风 扇级内涵出口流量确定高压压气 机进口流量， 再根据步骤S1中确定的四个总体循环参数和 部件指标参数范围获得高压压气机压比， 然后根据该高压压气机压比计算出口总压和各 引、 放气总压， 再根据高压压气机进口流量以及引放气比例， 确定各引、 放气流量以及高压 压气机出口流 量， 最后确定高压 压气机的总功率； 步骤S303、 建立发动 机燃烧室设计点计算模型， 具体包括： 先根据步骤S1中确定的燃烧 室温升， 求得燃烧室油气比， 再根据燃烧室进口流 量求出燃烧室供油和出口流 量； 步骤S304、 建立发动机涡轮设计点计算模型， 包括： 首先基于步骤S302中确定的高压压 气机的总功 率， 再选择轴效率和高压涡轮效率， 反求高压涡轮功 率和落压比， 然后再根据给 定的引气的温度和流量求得高压涡轮出口温度和流量， 其中， 在计算高压涡轮进口温度时， 忽略冷却气对燃气总压的影响； 步骤S305、 构建混合室设计点计算模型， 其中， 通过对中涵道模式选择中涵道出口面积 以及中涵道进口面积进行求 解， 并且考虑了前、 后可调涵道引射器面积变化的影响； 步骤S306、 构建内、 外层喷管设计点计算模型， 包括:在构建外层喷管设计点计算模型 时， 首先假定 设计点内、 外涵喷管完全膨胀， 然后根据内层喷管存在的关系求出尾喷管喉部 面积， 接着求得尾喷管出口总压和尾喷管出口总温， 最后根据求出的参数， 求得内层喷管推 力； 在构建内层喷管设计点计算模型时， 首先， 假定喷管出 口气流完全膨胀， 求得喷管可用 压力降和临界压比， 根据已知进口流量， 利用外层喷管出 口流量与外层喷管出 口面积的关 系反求外层喷管 出口面积， 最后外层喷管推力。 5.根据权利要求4所述的一种航空发动机设计点参数设计方法， 其特征在于， 所述步骤 S301， 具体包括如下子步骤： 步骤S3011、 根据公式(3)确定Flade风扇的出口总压和总温， 公式(3)的具体表达为： 公式(3)中， P321表示为第三外涵叶尖出口总压， P21表示为第一级Flade风扇叶根的出口 总压， T321表示为叶尖出口总温， T21表示为叶根出口总温,P2表示为第一级Flade风扇进口总 压， πTp表示第一级Flade叶尖压比、 πRt表示第一级Flade叶根压比、 fTp为叶尖油气比、 fRt为叶 根油气比、 h21Tp为第一级Flade风扇叶尖出口焓、 h21Rt第一级Flade风扇叶根出口焓； 步骤S3012、 根据步骤S1中的确定的Fla de风扇涵道比， 计算其叶尖出口流量Wa321和叶根权　利　要　求　书 2/7 页 3 CN 114491837 A 3