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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AN2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AN2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AN2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AN2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。
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单位中国航发沈阳发动机研究所
