CN117905606A - 一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法 - Google Patents

一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN117905606A
CN117905606A CN202410017443.5A CN202410017443A CN117905606A CN 117905606 A CN117905606 A CN 117905606A CN 202410017443 A CN202410017443 A CN 202410017443A CN 117905606 A CN117905606 A CN 117905606A
Authority
CN
China
Prior art keywords
optimal
fuel consumption
consumption rate
guide vane
vane angle
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202410017443.5A
Other languages
English (en)
Inventor
好毕斯嘎拉图
吕安琪
陈仲光
张志舒
邴连喜
陈泽华
姜繁生
薛海波
阮文博
周吉利
杨龙龙
朱振坤
张少丽
张西厂
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202410017443.5A priority Critical patent/CN117905606A/zh
Publication of CN117905606A publication Critical patent/CN117905606A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/15—Control or regulation
    • F02K1/16—Control or regulation conjointly with another control
    • F02K1/165—Control or regulation conjointly with another control with air intake control
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/20—Control of working fluid flow by throttling; by adjusting vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/002—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids by varying geometry within the pumps, e.g. by adjusting vanes
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本申请属于飞机设计领域，为一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，通过选获取整机亚声速巡航状态初始性能录取结果，分析判断小涵道比涡扇发动机工作状态是否在最佳状态，并优化巡航耗油率调试方案初步设计，确定最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案；从而进一步调整喷管喉部面积A8、喷管出口面积A9至不同的面积，确定最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9；最后进行飞机整机条件下的安装耗油率判断，在安装耗油率为最佳时得到安装最佳耗油率状态。系统、规范的提出了优化亚声速巡航状态耗油率的调试步骤，能够有效降低发动机安装耗油率。

Description

一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法
技术领域
本申请属于飞机设计领域，特别涉及一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法。
背景技术
随着飞机性能的提升，飞机对航空发动机的需求越来越高，在进口空气流量和重量一定的条件下要求高空不加力推力大的同时在亚声速巡航状态耗油率低，这就对发动机的设计带来了很大的难度。
在进口空气流量和重量一定的条件下要求的高空不加力推力越大，就需要选取更高的涡轮前温度或更小的涵道比。由于涡轮材料的耐高温能力以及涡轮叶片的冷却技术的限制，空中涡轮前温度通常不能过高，因此提高空中不加力推力通常选择小涵道比的设计方案。
在小涵道比的设计方案下，会带来亚声速巡航状态的耗油率偏高的问题，影响飞机的留空时间和航程等重要指标的实现，因此需要尽可能的降低亚声速巡航时耗油率。
如何对高性能小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率进行有效优化是一个需要解决的问题。
发明内容
本申请的目的是提供了一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，以解决现有技术中小涵道比在现有设计方案下耗油率偏高的问题。
本申请的技术方案是：一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，包括：
进行整机初始巡航性能试验和小涵道比涡扇发动机的各部件试验，根据整机亚声速巡航状态初始性能录取结果和各部件试验结果，根据整机亚声速巡航状态初始性能录取结果，分析判断小涵道比涡扇发动机工作状态是否在最佳状态，获得分析结果；
根据分析结果和各部件试验结果，进行优化巡航耗油率调试方案初步设计，根据优化巡航耗油率调试方案确定最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案；
根据最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案，调整喷管喉部面积A8至不同的面积，并确定最佳喷管喉部面积A8；
在确定最佳喷管喉部面积A8后，调整喷管出口面积A9至不同的面积，并确定最佳喷管出口面积A9；
将最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9输入至飞机整机内，根据实际情况进行适应性调整，确定飞机整机下的最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9。
优选地，所述最佳风扇导叶角度a1通过分别选取节点中关小风扇导叶角度5°、3°和开大5°、3°进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的风扇导叶角度a1调整方案作为最佳最佳风扇导叶角度a1。
优选地，所述最佳压气机导叶角度a2通过分别选取节点中关小压气机导叶角度5°、3°和开大5°、3°进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的压气机导叶角度a2调整方案作为最佳压气机导叶角度a2。
优选地，所述最佳喷管喉部面积A8通过分别选取节点中放大喷管喉部面积A85％、10％、15％、20％、25％进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的喷管喉部面积A8作为最佳喷管喉部面积A8。
优选地，所述最佳喷管出口面积A9通过分别选取节点中收小喷管出口面积A95％、10％、15％、20％进行性能录取，同时开展放大喷管出口面积A95％、10％、15％、20％进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的喷管出口面积A9作为最佳喷管出口面积A9。
优选地，当安装耗油率不为最佳时，则在得到最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案的基础上，重新确定最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9，并再次导入至飞机整机内，重新进行安装耗油率的判断，直至飞机整机的安装耗油率达到最佳。
本申请的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，通过选获取整机亚声速巡航状态初始性能录取结果，分析判断小涵道比涡扇发动机工作状态是否在最佳状态，并优化巡航耗油率调试方案初步设计，确定最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案；从而进一步调整喷管喉部面积A8、喷管出口面积A9至不同的面积，确定最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9；最后进行飞机整机条件下的安装耗油率判断，在安装耗油率为最佳时得到安装最佳耗油率状态。系统、规范的提出了优化亚声速巡航状态耗油率的调试步骤，能够有效降低发动机安装耗油率。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请整体流程示意图；
图2为本申请亚声速巡航状态A8放大对喷管推力系数的影响示意图；
图3为本申请亚声速巡航状态A8放大对发动机空气流量的影响示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，如图1所示，包括如下步骤：
步骤S100，由于亚声速巡航状态推力和燃油流量绝对值比较小，高空模拟试验中测量误差比较大，为了消除不同上台试验次对发动机推力和燃油流量测量误差导致耗油率偏差大，通常在亚声速巡航状态耗油率调试前开展一次亚声速巡航状态初始性能录取，为后续调试效果判断奠定基础。
进行整机初始巡航性能试验和小涵道比涡扇发动机的各部件试验，根据整机亚声速巡航状态初始性能录取结果和各部件试验结果，根据整机亚声速巡航状态初始性能录取结果，分析判断小涵道比涡扇发动机工作状态是否在最佳状态，如风扇、压气机、高压涡轮、低压涡轮是否工作在最高效率区，涡轮后机匣或中介机匣是否工作在最佳总压恢复系数区域，喷管是否工作在最高的推力系数状态，为后续巡航耗油率优化提供支持，从而获得分析结果。
步骤S200，根据分析结果和各部件试验结果，进行优化巡航耗油率调试方案初步设计，根据优化巡航耗油率调试方案确定最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案。
根据巡航耗油率调试方案不仅能够确定最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2，还能够确定其它导叶角度，因此还可以获取其它导叶的最佳角度进行同步判断。
优选地，最佳风扇导叶角度a1通过分别选取节点中关小风扇导叶角度5°、3°和开大5°、3°进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的风扇导叶角度a1调整方案作为最佳最佳风扇导叶角度a1。
最佳压气机导叶角度a2通过分别选取节点中关小压气机导叶角度5°、3°和开大5°、3°进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的压气机导叶角度a2调整方案作为最佳压气机导叶角度a2。
步骤S300，高性能小涵道比发动机为了保证空中加力推力需求，通常喷管出口面积A9选择的调节范围的上限比较大，由于机构限制，通常喷管出口面积A9调节的下限也比较大，因此正常工作情况下亚声速巡航状态喷管通常是过膨胀的状态，推力系数较大偏离最佳推力系数区域(见图2)。同时由于隐身、推力矢量等需求，喷管的工作环境和密封结构等复杂，理论分析结果通常偏离实际状态，因此喷管喉部面积A8、喷管出口面积A9的调试方案确定时需要制定较大的调整范围。
从安装耗油率的角度看，喷管喉部面积A8放大发动机空气流量增加(见图3)，巡航状态飞机溢流阻力降低，喷管出口面积A9放大飞机后体阻力减少，因此确定A8、A9调试方案时还要考虑安装耗油率的情况。具体为：
根据最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案，调整喷管喉部面积A8至不同的面积，并确定最佳喷管喉部面积A8。
优选地，最佳喷管喉部面积A8通过分别选取节点中放大喷管喉部面积A85％、10％、15％、20％、25％进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的喷管喉部面积A8作为最佳喷管喉部面积A8。
步骤S400，在确定最佳喷管喉部面积A8后，调整喷管出口面积A9至不同的面积，并确定最佳喷管出口面积A9。
优选地，最佳喷管出口面积A9通过分别选取节点中收小喷管出口面积A95％、10％、15％、20％进行性能录取，以及考虑后续的安装耗油率优化还需开展放大喷管出口面积A95％、10％、15％、20％进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的喷管出口面积A9作为最佳喷管出口面积A9。
步骤S500，将最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9输入至飞机整机内，判断安装耗油率是否为最佳，若是，确定飞机整机下的最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9。
上述一系列调试获得了发动机比较优的亚声速巡航耗油率，但使安装耗油率最低是综合发动机本身的耗油率以及飞机阻力，因此获得一系列调整参数后把相关参数给飞机部门提供，开展飞发一体化设计，最终确定最佳的A8、A9面积(从分析看a1、a2角度调整通常不影响飞机阻力参数)，使得按状态耗油率最低。
优选地，当安装耗油率不为最佳时，则在得到最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案的基础上，重新确定最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9，如选取节点中放大喷管喉部面积A86％、11％、16％、21％、26％进行性能录取，并再次导入至飞机整机内，重新进行安装耗油率的判断，直至飞机整机的安装耗油率达到最佳。
本申请通过选获取整机亚声速巡航状态初始性能录取结果，分析判断小涵道比涡扇发动机工作状态是否在最佳状态，并优化巡航耗油率调试方案初步设计，确定最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案；从而进一步调整喷管喉部面积A8、喷管出口面积A9至不同的面积，确定最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9；最后进行飞机整机条件下的安装耗油率判断，在安装耗油率为最佳时得到安装最佳耗油率状态。
具有如下优点：
1)系统、规范的提出了优化亚声速巡航状态耗油率的调试步骤，包括发动机本身的耗油率优化以及飞发一体化设计优化安装耗油率的步骤，完善和补充了调试步骤。
2)打破常规认识的调试方法和范围，在理论分析、试验验证和飞发一体化设计的基础上，借助先进控制系统提出并实现了大幅度调整喷管喉部面积A8的同时大幅度减少喷管出口面积A9的优化亚声速巡航状态耗油率的方法。从验证结果看，该方法能够有效降低发动机安装耗油率。
最后应说明的是：本发明公开实施例附图中，只涉及到与本公开实施例涉及到的结构，其他结构可参考通常设计，在不冲突情况下，本发明同一实施例及不同实施例可以相互组合；
最后：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于，包括：
进行整机初始巡航性能试验和小涵道比涡扇发动机的各部件试验，根据整机亚声速巡航状态初始性能录取结果和各部件试验结果，根据整机亚声速巡航状态初始性能录取结果，分析判断小涵道比涡扇发动机工作状态是否在最佳状态，获得分析结果；
根据分析结果和各部件试验结果，进行优化巡航耗油率调试方案初步设计，根据优化巡航耗油率调试方案确定最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案；
根据最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案，调整喷管喉部面积A8至不同的面积，并确定最佳喷管喉部面积A8；
在确定最佳喷管喉部面积A8后，调整喷管出口面积A9至不同的面积，并确定最佳喷管出口面积A9；
将最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9输入至飞机整机内，判断安装耗油率是否为最佳，若是，确定飞机整机下的最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9。
2.如权利要求1所述的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于：所述最佳风扇导叶角度a1通过分别选取节点中关小风扇导叶角度5°、3°和开大5°、3°进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的风扇导叶角度a1调整方案作为最佳最佳风扇导叶角度a1。
3.如权利要求1所述的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于：所述最佳压气机导叶角度a2通过分别选取节点中关小压气机导叶角度5°、3°和开大5°、3°进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的压气机导叶角度a2调整方案作为最佳压气机导叶角度a2。
4.如权利要求1所述的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于：所述最佳喷管喉部面积A8通过分别选取节点中放大喷管喉部面积A85％、10％、15％、20％、25％进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的喷管喉部面积A8作为最佳喷管喉部面积A8。
5.如权利要求1所述的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于：所述最佳喷管出口面积A9通过分别选取节点中收小喷管出口面积A95％、10％、15％、20％进行性能录取，同时开展放大喷管出口面积A95％、10％、15％、20％进行性能录取，而后分别获取不同性能录取节点下的耗油率，选取亚声速巡航耗油率最低的喷管出口面积A9作为最佳喷管出口面积A9。
6.如权利要求1所述的小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，其特征在于：当安装耗油率不为最佳时，则在得到最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案的基础上，重新确定最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9，并再次导入至飞机整机内，重新进行安装耗油率的判断，直至飞机整机的安装耗油率达到最佳。
CN202410017443.5A 2024-01-05 2024-01-05 一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法 Pending CN117905606A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202410017443.5A CN117905606A (zh) 2024-01-05 2024-01-05 一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202410017443.5A CN117905606A (zh) 2024-01-05 2024-01-05 一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN117905606A true CN117905606A (zh) 2024-04-19

Family

ID=90697007

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202410017443.5A Pending CN117905606A (zh) 2024-01-05 2024-01-05 一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN117905606A (zh)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110222401A (zh) 航空发动机非线性模型建模方法
CN107885891B (zh) 一种航空发动机总体性能优化方法
CN112613119B (zh) 一种多几何参数可调的进/排/发一体化航空推进系统建模方法
CN109460628B (zh) 一种进气道与发动机共同工作的流量匹配评估方法
Linyuan et al. Designing method of acceleration and deceleration control schedule for variable cycle engine
CN110647052B (zh) 一种变循环发动机模式切换自适应身份证模型构建方法
US20220121787A1 (en) Method for component-level non-iterative construction of airborne real-time model of variable-cycle engine
CN111914367B (zh) 一种航空发动机部件级模型
CN115217635B (zh) 一种涡扇发动机全包线自适应加速控制方法
CN117892458B (zh) 一种涡扇发动机涡轮前燃气温度正向设计及调试方法
CN118211341A (zh) 一种核心机后机匣流通面积设计方法
CN116595680B (zh) 一种跨代发展小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配方法
CN112417658B (zh) 双外涵变循环发动机设计点参数循环建模方法
CN116595790B (zh) 一种发动机整机低导流通能力需求精准确定方法
CN105785791A (zh) 一种超声速状态下机载推进系统的建模方法
CN110362960B (zh) 基于多胞折合平衡流形展开模型的航空发动机系统辨识方法
CN117905606A (zh) 一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法
Zhang et al. Analysis of mode transition performance for a tandem TBCC engine
CN115758923A (zh) 基于分布式动力系统的发动机总体仿真建模方法及系统
CN115419509A (zh) 一种燃气涡轮发动机动态模型
CN112507476B (zh) 一种变几何进气道与发动机的一体化建模方法
Arif et al. Analytical modelling and validation of a turbofan engine at design conditions
Geyr et al. A correct thrust determination method for turbine powered simulators in wind tunnel testing
Ren et al. Variable compression component interpolation method for turbine engine
Gou et al. Research on Variable Cycle Engine Modeling Technology

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination