一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法及装置

摘要

本申请属于发动机设计领域，具体涉及一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法及装置。该方法包括步骤S1、获取初始的风扇压比及压气机压比；步骤S2、结合给定的发动机进口空气流量，确定发动机涵道比初值及涡轮前温度初值；步骤S3、遍历给定的风扇压比数组及压气机压比数组中的风扇压比及压气机压比，计算发动机推力及耗油率；步骤S4、选择满足要求的发动机推力及耗油率，进一步确定对应的风扇压比、压气机压比、发动机涵道比及涡轮前温度初值。本申请保证了基于成熟核心机派生发动机的设计点匹配的效果以及匹配效率，以此方法匹配出的设计点确保了核心机的喘振裕度以及涡轮前温度裕度，还可以达到指标需要的推力和耗油率等参数。