发动机热力循环参数对流路参数的影响

摘要

为了研究航空发动机热力循环参数与流路参数之间的相互影响关系,基于航空发动机稳态性能计算模型和涡扇发动机流路参数计算模型,建立航空发动机热力循环参数与流路参数之间的迭代模型。利用该计算模型研究了军用小涵道比涡扇发动机总增压比、涡轮前温度和涵道比等热力循环参数变化对发动机流路参数、涡轮AN 2值等参数的影响。研究结果表明,总增压比、涡轮前温度、涵道比对发动机流路参数和AN 2值等有非常大的影响。在尺寸和级数不变的情况下,增加总增压比会带来核心机部件气动负荷和机械应力的增加;涡轮前温度增加有利于降低涡轮AN 2值;涵道比增加导致核心机部件尺寸减小,低压涡轮尺寸增加。该计算模型能够实现在开展航空发动机热力循环参数分析时,兼顾考虑部件流路尺寸、叶轮机负荷系数和涡轮AN 2值等参数,在航空发动机总体性能概念设计阶段具有较好的工程实用价值。