一种具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法

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。