CN108108528B - 一种分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法 - Google Patents

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CN108108528B CN201711247717.6A CN201711247717A CN108108528B CN 108108528 B CN108108528 B CN 108108528B CN 201711247717 A CN201711247717 A CN 201711247717A CN 108108528 B CN108108528 B CN 108108528B
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Abstract

本发明涉及一种分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，该方法可用于为分轴式航改燃机的燃气发生器快速匹配设计动力涡轮一维方案，并避免整机超温和进入喘振区。该方法包括以下步骤：根据燃气发生器压气机喘振裕度及燃烧室出口总温限制获得动力涡轮流通能力下限、采用正交设计获取不同动力涡轮设计参数组合方案、按设计点需求进行动力涡轮一维设计及分析、选出大于流通能力下限且效率最高的一维方案并进行总体仿真验证。本发明所建立的分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，结合总体部件法分析与部件正反问题设计，可快速获得动力涡轮一维设计方案，保证燃机设计点性能的同时，改善低转速起动特性，从而避免压气机进喘和涡轮超温。

Description

一种分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法
技术领域
本发明涉及燃气轮机领域，更具体地，涉及一种分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法。
背景技术
航改燃机是一类基于成熟航空发动机改型的燃气轮机，可共享航空发动机的设计、制造和试验体系，降低研制风险，缩短研制周期，减少研制成本。以某航空发动机改型分轴式燃气轮机为例，可采用航空发动机核心机作为燃气发生器，在下游匹配设计动力涡轮用以输出功率。目前人们主要关注于动力涡轮在设计点的性能，然而由于动力涡轮的流量堵塞效果，导致燃气涡轮膨胀比下降，为了维持燃气发生器转速不变，需要增加燃油量，由此导致涡轮进口总温提高，压气机压比增加，对燃气发生器非设计工况性能特别是起动过程带来一系列影响，如压气机进喘、涡轮进口温度较高等问题，因此需要考虑设计具备较宽的大流量特性的动力涡轮。
上述需求带来以下两方面问题：一方面，为保证动力涡轮特性可满足整机非设计工况要求，需要验证不同动力涡轮方案对燃机总体性能的影响，即反复结合动力涡轮特性与上游燃气发生器特性进行总体计算，耗时较长。另一方面，验证动力涡轮是否满足总体性能要求就需要获得动力涡轮特性曲线，而动力涡轮一维方案设计本身精度不足，特别是流量对燃气发生器影响较大，因此需要结合涡轮一维反问题设计和一维正问题分析以获得合理可信的一维方案及特性，并结合总体需求选取方案，以改善整机非设计点工况性能。
发明内容
本发明为解决以上现有技术的缺陷和不足，提供了一种基于总体仿真求解部件流量特性限值和涡轮一维正反问题迭代设计的分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，在保证燃机设计点性能的同时，可改善低转速起动特性，从而避免压气机进喘和涡轮超温。
该方法结合分轴式航改燃气轮机的特点，即燃气发生器部件特性为已知,动力涡轮流量特性对燃气发生器影响明显而效率特性仅影响出功大小，因此通过总体仿真可推导动力涡轮流量特性下限，从而为动力涡轮设计是否合理提供了验证，只需动力涡轮的流量特性满足大于其下限的要求，即可满足总体的需要，避免了将动力涡轮特性反复代入总体仿真进行验证的工作。而动力涡轮的一维设计存在着流量精度不足的缺点，可通过一维设计和一维分析反复修正迭代实现设计点的精确控制，同时还可获得非设计工况的流量特性，以方便与上述动力涡轮流量特性下限进行对比。
为实现以上发明目的，本发明采用的技术方案是：
一种分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，所述分轴式航改燃机包括燃气发生器和动力涡轮，所述动力涡轮位于燃气发生器的下游，其特征在于：所述方法包括以下步骤：
SS1.结合总体分析获取动力涡轮流通能力下限
首先，确定由压气机喘振裕度边界所限制的动力涡轮流通能力下限，然后，确定由燃烧室出口温度
Figure BDA0001491055510000023
所限制的动力涡轮流通能力下限，最后，结合上述两个流通能力下限范围，即为动力涡轮流通能力下限。
SS2采用正交设计给定不同设计变量组合方案
对5个动力涡轮一维设计变量进行正交设计，包括载荷系数Ht、反力度Ω、流量系数
Figure BDA0001491055510000021
轴向速比系数Ka和进出口中径比
Figure BDA0001491055510000022
等，按需要给定各参数的约束范围及不同取值，并选择合适的正交表以获得上述参数的不同组合方案。
SS3.动力涡轮一维反问题设计
按照燃气轮机总体设计需求，针对SS2中不同的参数组合方案，进行设计点下动力涡轮一维反问题设计，输入参数包括设计点下的
Figure BDA0001491055510000037
膨胀比πPTd、流量GPTd、转速NPT、级数等，结合输入参数和SS2中确定的参数，通过反问题设计，即可获得动力涡轮中径处的一维气动参数及初始流道尺寸。
SS4.动力涡轮一维正问题分析及设计修正
由于SS3中的一维反问题设计精度有限，因此结合正问题分析修正该结果。首先，采用一维欧拉方程与体积力相结合的正问题分析方法评估动力涡轮在不同工况下的气动性能，即效率特性
Figure BDA0001491055510000031
及流量特性
Figure BDA0001491055510000038
并提取设计点下的效率ηPTd和流量GPT′。然后，将GPT′与GPTd进行比对，得到差值ΔGPT＝GPTd-GPT'，若残差|ΔGPT/GPTd|＜0.02，则该方案可行，否则修正设计流量，即GPTd'＝GPTd+ΔGPT，再次按Gd'进行反问题设计及正问题分析，直至残差满足要求。至此可完成SS2中所有组合方案的动力涡轮一维设计。
SS5.方案筛选及验证
首先进行方案筛选，提取SS4中所有方案的动力涡轮流量特性线
Figure BDA0001491055510000033
与SS1中获得的动力涡轮流量下限线
Figure BDA0001491055510000034
进行对比。筛选后的方案应满足在各转速的上述不同膨胀比下，对应的折合流量
Figure BDA0001491055510000035
均大于SS1中获得的动力涡轮流量下限
Figure BDA0001491055510000036
然后，取筛选后方案中ηd最大的方案为最终方案。最后，将该方案的动力涡轮特性结合燃气发生器特性线即可获得匹配该动力涡轮的整机共同工作线以进行最终的验证。
优选地，考虑超温限制及喘振裕度限制，结合燃气发生器特性，通过总体性能计算获得动力涡轮流量特性下限，以指导动力涡轮设计。
优选地，步骤SS1中，确定由压气机喘振裕度边界所限制的动力涡轮流通能力下限的具体方法为：参考已有的燃气发生器压气机特性，给定喘振裕度k，确定压气机在不同转速下的该裕度对应的工况，并将上述工况定义为喘振裕度边界，通过求解非线性方程组，获得该边界对应的动力涡轮流通能力。
进一步地，给定压气机喘振裕度边界和某一个燃气发生器转速NG，已知燃气轮机进口总温
Figure BDA0001491055510000043
和总压
Figure BDA0001491055510000042
压气机进口折合转速为
Figure BDA0001491055510000041
T′表示标准大气温度，由NcorC插值已有的压气机喘振裕度边界线，可得压气机压比πC、压气机进口流量GC和压气机效率ηC；对于燃气发生器来说，其工作状态还需要两个变量确定，包括燃烧室出口温度
Figure BDA0001491055510000047
以及燃气涡轮进口流量GT，燃气涡轮膨胀比πT、燃气涡轮效率ηT可以由涡轮折合转速
Figure BDA0001491055510000044
和涡轮进口折合流量
Figure BDA0001491055510000045
通过特性图插值得到；
按照流量守恒，有GC＝GT-Gf；
按照功率守恒，有PC＝PT；
其中，Gf为燃油质量流量，PC、PT分别代表压气机耗功和燃气涡轮出功，利用牛顿-拉夫森法求解上述非线性方程组，可求出未知参数
Figure BDA0001491055510000048
和GT，至此，燃气发生器各部件的工作状况以及各截面参数得到确定；通过求解不同的NG，便可得到不同的动力涡轮膨胀比πPT和折合流量
Figure BDA0001491055510000046
综上，动力涡轮因喘振裕度边界线而确立的流通能力下限得到确立。
优选地，步骤SS1中，确定由燃烧室出口温度
Figure BDA0001491055510000049
所限制的动力涡轮流通能力下限的具体方法为：给定燃烧室出口总温
Figure BDA0001491055510000058
限制值
Figure BDA0001491055510000054
确定
Figure BDA0001491055510000059
限制边界，通过求解非线性方程组，获得
Figure BDA00014910555100000510
限制边界对应的动力涡轮流通能力。
进一步地，通过计算不同燃气发生器转速情况下
Figure BDA00014910555100000511
达到上限时的燃气发生器工况，进而确定动力涡轮因
Figure BDA00014910555100000512
限制的流通能力下限。具体计算过程如下：给定
Figure BDA00014910555100000513
上限值和某一NG，燃气轮机进口条件为已知量，未知量为压气机进口流量GC和燃气涡轮进口流量GT，压气机和涡轮效率、压气机压比和涡轮膨胀比可以通过已知的部件特性图插值得到；
按照流量守恒，有GC＝GT-Gf，
按照功率守恒，有PC＝PT，
利用牛顿-拉夫森法求解上述非线性方程组，可求出未知参数GC和GT，至此，燃气发生器各部件的工作状况以及各截面参数得到确定。通过求解不同的NG，便可得到不同的动力涡轮膨胀比πPT和折合流量
Figure BDA0001491055510000055
综上，燃烧室出口温度
Figure BDA00014910555100000514
所限制的动力涡轮流通能力下限得到确定。
优选地，步骤SS1中，确定动力涡轮流通能力的具体方法为：取不同动力涡轮膨胀比πPT对应的折合流量
Figure BDA0001491055510000051
最大值，定义动力涡轮流量特性下限
Figure BDA0001491055510000052
其中
Figure BDA0001491055510000053
Figure BDA0001491055510000056
为动力涡轮进口总压，
Figure BDA0001491055510000057
为动力涡轮进口总温，GPT为动力涡轮进口流量。
优选地，步骤SS2中，选择合适的正交表以获得上述参数的不同组合方案，需尽可能减少方案数量，同时保证上述不同的组合方案在整个范围内具有代表性。
优选地，采用一维反问题设计与一维正问题分析相结合的方法，通过修正流量进行反复迭代以保证设计点流量要求，同时采用一维欧拉方程与体积力相结合可快速获得满足设计点要求的动力涡轮在不同工况下的性能。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
本发明提供了一种分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，该方法首先通过总体仿真获得动力涡轮流量特性下限，从而避免了将动力涡轮流量特性重复代入总体仿真计算的工作；其次，结合动力涡轮一维正反问题设计与分析，参照上述流量特性下限可筛选获得效率最高点方案，即满足设计点需求的同时避免整机进喘和超温；再次，本方法中采取正交设计方法减少样本规模，并采用动力涡轮一维分析减小计算量，从而可快速实现动力涡轮的一维方案匹配设计。
附图说明
图1为本发明的分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法的流程图。
图2为示例的表述在压气机压比-流量特性图上的喘振裕度限制线及
Figure BDA0001491055510000061
限制曲线。
图3为示例的由喘振裕度限制线及
Figure BDA0001491055510000062
限制曲线获得的动力涡轮流量特性下限。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解。需要说明的是，以下所述仅为本发明的较佳实施例，并不因此而限定本发明的保护范围。实际上，在未背离本发明的范围或精神的情况下，可以在本发明中进行各种修改和变化，这对本领域技术人员来说将是显而易见的。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一个实施例一起使用来产生又一个实施例。因此，意图是本发明将这样的修改和变化包括在所附的权利要求书和它们的等同物的范围内。
本发明的分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，所述分轴式航改燃机包括燃气发生器和动力涡轮两个组件，其中燃气发生器为成熟航空发动机核心机，动力涡轮位于燃气发生器的下游，为全新匹配设计。如图1所示，本发明提供的变几何分轴式燃气轮机实时仿真建模方法包括以下步骤：
SS1.结合总体分析获取动力涡轮流通能力下限
首先，确定由压气机喘振裕度边界所限制的动力涡轮流通能力下限：
给定压气机喘振裕度边界(见附图2)和某一个燃气发生器转速NG，已知燃气轮机进口总温
Figure BDA0001491055510000072
和总压
Figure BDA0001491055510000073
压气机进口折合转速为
Figure BDA0001491055510000071
T′表示标准大气温度，由NcorC插值已有的压气机喘振裕度边界线，可得压气机压比πC、压气机进口流量GC和压气机效率ηC。对于燃气发生器来说，其工作状态还需要两个变量确定，包括燃烧室出口温度
Figure BDA0001491055510000077
以及燃气涡轮进口流量GT(燃气涡轮膨胀比πT、燃气涡轮效率ηT可以由涡轮折合转速
Figure BDA0001491055510000074
和涡轮进口折合流量
Figure BDA0001491055510000075
通过特性图插值得到)。
按照流量守恒，有GC＝GT-Gf。
按照功率守恒，有PC＝PT。
其中，Gf为燃油质量流量，PC、PT分别代表压气机耗功和燃气涡轮出功，利用牛顿-拉夫森法求解上述非线性方程组，可求出未知参数
Figure BDA0001491055510000078
和GT，至此，燃气发生器各部件的工作状况以及各截面参数得到确定。通过求解不同的NG，便可得到不同的动力涡轮膨胀比πPT和折合流量
Figure BDA0001491055510000076
综上，动力涡轮因喘振裕度边界线而确立的流通能力下限得到确立(见附图3)。
然后，确定燃烧室出口温度
Figure BDA0001491055510000079
所限制的动力涡轮流通能力下限：通过计算不同燃气发生器转速情况下
Figure BDA00014910555100000710
达到上限时的燃气发生器工况，进而确定动力涡轮因
Figure BDA00014910555100000711
限制的流通能力下限。具体计算过程如下：给定
Figure BDA00014910555100000712
上限值(见附图2)和某一NG，燃气轮机进口条件为已知量，未知量为压气机进口流量GC和燃气涡轮进口流量GT(其余诸如压气机和涡轮效率、压气机压比和涡轮膨胀比可以通过已知的部件特性图插值得到)。
按照流量守恒，有GC＝GT-Gf。
按照功率守恒，有PC＝PT。
利用牛顿-拉夫森法求解上述非线性方程组，可求出未知参数GC和GT，至此，燃气发生器各部件的工作状况以及各截面参数得到确定。通过求解不同的NG，便可得到不同的动力涡轮膨胀比πPT和折合流量
Figure BDA0001491055510000081
综上，燃烧室出口温度
Figure BDA0001491055510000088
所限制的动力涡轮流通能力下限得到确定(见附图3)。
结合上述两个流通能力下限范围，即为动力涡轮流通能力下限。
SS2采用正交设计给定不同设计变量组合方案
对5个无量纲动力涡轮一维设计变量进行正交设计，包括载荷系数Ht、反力度Ω、流量系数
Figure BDA0001491055510000082
轴向速比系数Ka和进出口中径比
Figure BDA0001491055510000083
等，给定各参数的约束范围如下：Ht∈[1.2,1.8]，Ω∈[0.3,0.7]，
Figure BDA0001491055510000084
Ka∈[1,1.4]，
Figure BDA0001491055510000085
Figure BDA0001491055510000086
定各参数的水平数为4，各参数分别取值为约束范围内的0，33％，66％和100％，选择正交表L256(54)以获得上述参数的不同组合方案，从而尽可能减少方案数量，并保证上述方案组合在整个范围内具有代表性。
SS3.动力涡轮一维反问题设计
按照燃气轮机总体设计需求，针对SS2中不同的参数组合方案，进行设计点下动力涡轮一维反问题设计，输入参数包括设计点下的
Figure BDA0001491055510000087
膨胀比πPTd、流量GPTd、转速NPT、级数等，结合输入参数和SS2中确定的参数，通过反问题设计，即可获得动力涡轮中径处的一维气动参数及初始流道尺寸。
SS4.动力涡轮一维正问题分析及设计修正
由于SS3中的一维反问题设计精度有限，因此结合正问题分析修正该结果。首先，采用一维正问题分析方法评估动力涡轮在不同工况下的气动性能，可采用AMDCKO损失模型，获得效率特性
Figure BDA0001491055510000091
及流量特性
Figure BDA0001491055510000097
并提取设计点下的效率ηPTd和流量GPT′。然后，将GPT′与GPTd进行比对，得到差值ΔGPT＝GPTd-GPT'，若残差|ΔGPT/GPTd|＜0.02，则该方案可行，否则修正设计流量，即GPTd'＝GPTd+ΔGPT，再次按Gd'进行反问题设计及正问题分析，直至残差满足要求。至此可完成SS2中所有组合方案的动力涡轮一维设计。
SS5.方案筛选及验证
首先进行方案筛选，提取SS4中所有方案的动力涡轮流量特性线
Figure BDA0001491055510000093
与SS1中获得的动力涡轮流量下限线
Figure BDA0001491055510000094
进行对比。筛选后的方案应满足在各转速的上述不同膨胀比下，对应的折合流量
Figure BDA0001491055510000095
均大于SS1中获得的动力涡轮流量下限
Figure BDA0001491055510000096
然后，取筛选后方案中ηd最大的方案为最终方案。最后，将该方案的动力涡轮特性结合燃气发生器特性线即可获得匹配该动力涡轮的整机共同工作线以进行最终的验证。
显然，本发明的上述实例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，所述分轴式航改燃机包括燃气发生器和动力涡轮，所述动力涡轮位于燃气发生器的下游，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
SS1.结合总体分析获取动力涡轮流通能力下限
首先确定由压气机喘振裕度边界所限制的动力涡轮流通能力下限，然后确定由燃烧室出口温度
Figure FDA0002920644500000011
所限制的动力涡轮流通能力下限，最后结合上述两个流通能力下限范围，即为动力涡轮流通能力下限线
Figure FDA0002920644500000012
SS2采用正交设计给定不同设计变量组合方案
对多个动力涡轮一维设计变量进行正交设计，所述一维设计变量包括载荷系数Ht、反力度Ω、流量系数
Figure FDA0002920644500000013
轴向速比系数Ka和进出口中径比
Figure FDA0002920644500000014
按需要给定各参数的约束范围及不同取值，并选择正交表以获得上述参数的不同组合方案；
SS3.动力涡轮一维反问题设计
按照燃气轮机总体设计需求，针对步骤SS2中不同的参数组合方案，进行设计点下动力涡轮一维反问题设计，输入参数包括设计点下的
Figure FDA0002920644500000015
膨胀比πPTd、流量GPTd、转速NPT、级数，结合输入参数和步骤SS2中确定的参数，通过反问题设计，获得动力涡轮中径处的一维气动参数及初始流道尺寸；
SS4.动力涡轮一维正问题分析及设计修正
结合正问题方法修正步骤SS3中的一维反问题设计结果，首先，采用正问题分析方法评估动力涡轮在不同工况下的气动性能，即效率特性
Figure FDA0002920644500000016
及流量特性
Figure FDA0002920644500000017
并提取设计点下的效率ηPTd和流量GPT′；
然后，将GPT′与GPTd进行比对，得到差值ΔGPT＝GPTd-GPT'，若残差|ΔGPT/GPTd|＜0.02，则该方案可行，否则修正设计流量，即GPTd'＝GPTd+ΔGPT；
再次，按Gd'进行反问题设计及正问题分析，直至残差满足要求，至此完成步骤SS2中所有组合方案的动力涡轮一维设计；
SS5.方案筛选及验证
首先，进行方案筛选，提取步骤SS4中所有方案的动力涡轮流量特性线
Figure FDA0002920644500000021
与步骤SS1中获得的动力涡轮流通能力下限线
Figure FDA0002920644500000022
进行对比，筛选后的方案应满足在各转速的上述不同膨胀比下，对应的折合流量
Figure FDA0002920644500000023
均大于SS1中获得的动力涡轮流量下限
Figure FDA0002920644500000024
然后，取筛选后方案中ηd最大的方案为最终方案；
最后，将该方案的动力涡轮特性结合燃气发生器特性线即可获得匹配该动力涡轮的整机共同工作线以进行最终的验证。
2.根据权利要求1所述的分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，其特征在于：考虑超温限制及喘振裕度限制，结合燃气发生器特性，通过总体性能计算获得动力涡轮流量特性下限，以指导动力涡轮设计。
3.根据权利要求1所述的分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，其特征在于：步骤SS1中，确定由压气机喘振裕度边界所限制的动力涡轮流通能力下限的具体方法为：参考已有的燃气发生器压气机特性，给定喘振裕度k，确定压气机在不同转速下的该裕度对应的工况，并将上述工况定义为喘振裕度边界，通过求解非线性方程组，获得该边界对应的动力涡轮流通能力。
4.根据权利要求3所述的分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，其特征在于：给定压气机喘振裕度边界和某一个燃气发生器转速NG，已知燃气轮机进口总温
Figure FDA0002920644500000031
和总压
Figure FDA0002920644500000032
压气机进口折合转速为
Figure FDA0002920644500000033
T′表示标准大气温度，由NcorC插值已有的压气机喘振裕度边界线，可得压气机压比πC、压气机进口流量GC和压气机效率ηC；
对于燃气发生器来说，其工作状态还需要两个变量确定，包括燃烧室出口温度
Figure FDA0002920644500000034
以及燃气涡轮进口流量GT，燃气涡轮膨胀比πT、燃气涡轮效率ηT可以由涡轮折合转速
Figure FDA0002920644500000035
和涡轮进口折合流量
Figure FDA0002920644500000036
通过特性图插值得到；
按照流量守恒，有GC＝GT-Gf；
按照功率守恒，有PC＝PT；
其中，Gf为燃油质量流量，PC、PT分别代表压气机耗功和燃气涡轮出功，利用牛顿-拉夫森法求解上述非线性方程组，可求出未知参数
Figure FDA0002920644500000037
和GT，至此，燃气发生器各部件的工作状况以及各截面参数得到确定；
通过求解不同的NG，便可得到不同的动力涡轮膨胀比πPT和折合流量
Figure FDA0002920644500000038
综上，动力涡轮因喘振裕度边界线而确立的流通能力下限得到确立。
5.根据权利要求1所述的分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，其特征在于：步骤SS1中，确定由燃烧室出口温度
Figure FDA0002920644500000039
所限制的动力涡轮流通能力下限的具体方法为：给定燃烧室出口总温
Figure FDA00029206445000000310
限制值
Figure FDA00029206445000000311
确定
Figure FDA00029206445000000312
限制边界，通过求解非线性方程组，获得
Figure FDA00029206445000000313
限制边界对应的动力涡轮流通能力。
6.根据权利要求5所述的分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，其特征在于：通过计算不同燃气发生器转速情况下
Figure FDA00029206445000000314
达到上限时的燃气发生器工况，进而确定动力涡轮因
Figure FDA00029206445000000315
限制的流通能力下限，具体计算过程如下：
给定
Figure FDA00029206445000000316
上限值和某一NG，燃气轮机进口条件为已知量，未知量为压气机进口流量GC和燃气涡轮进口流量GT，压气机和涡轮效率、压气机压比和涡轮膨胀比可以通过已知的部件特性图插值得到；
按照流量守恒，有GC＝GT-Gf，
按照功率守恒，有PC＝PT，
利用牛顿-拉夫森法求解上述非线性方程组，可求出未知参数GC和GT，至此，燃气发生器各部件的工作状况以及各截面参数得到确定；
通过求解不同的NG，便可得到不同的动力涡轮膨胀比πPT和折合流量
Figure FDA0002920644500000041
综上，燃烧室出口温度
Figure FDA0002920644500000042
所限制的动力涡轮流通能力下限得到确定。
7.根据权利要求1所述的分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，其特征在于：步骤SS1中，确定动力涡轮流通能力的具体方法为：取不同动力涡轮膨胀比πPT对应的折合流量
Figure FDA0002920644500000043
最大值，定义动力涡轮流量特性下限
Figure FDA0002920644500000044
其中
Figure FDA0002920644500000045
Figure FDA0002920644500000046
为动力涡轮进口总压，
Figure FDA0002920644500000047
为动力涡轮进口总温，GPT为动力涡轮进口流量。
8.根据权利要求1所述的分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，其特征在于：步骤SS2中，给定各参数的约束范围如下：Ht∈[1.2,1.8]，Ω∈[0.3,0.7]，
Figure FDA0002920644500000048
Ka∈[1,1.4]，
Figure FDA0002920644500000049
定各参数的水平数为4，各参数分别取值为约束范围内的0，33％，66％和100％，选择正交表L256(54)以获得上述参数的不同组合方案，从而尽可能减少方案数量，并保证上述方案组合在整个范围内具有代表性。
9.根据权利要求1所述的分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法，其特征在于：采用一维反问题设计与一维正问题分析相结合的方法，通过修正流量进行反复迭代以保证设计点流量要求，同时采用一维欧拉方程与体积力相结合可快速获得满足设计点要求的动力涡轮在不同工况下的性能。
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