CN114547794B - 一种多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法 - Google Patents
一种多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114547794B CN114547794B CN202210143844.6A CN202210143844A CN114547794B CN 114547794 B CN114547794 B CN 114547794B CN 202210143844 A CN202210143844 A CN 202210143844A CN 114547794 B CN114547794 B CN 114547794B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- fan
- turbofan engine
- temperature
- turbine
- engine
- 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.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 29
- 238000005457 optimization Methods 0.000 title claims abstract description 12
- 230000008878 coupling Effects 0.000 title description 4
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 title description 4
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 title description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 13
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 claims description 12
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 9
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 8
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims description 4
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 claims description 3
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 2
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 abstract description 9
- 238000012216 screening Methods 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 5
- 230000008569 process Effects 0.000 description 5
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 5
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N Nitric oxide Chemical compound O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 3
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N Carbon dioxide Chemical compound O=C=O CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 208000006673 asthma Diseases 0.000 description 1
- 229910002090 carbon oxide Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000009194 climbing Effects 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000012938 design process Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000010206 sensitivity analysis Methods 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/02—Reliability analysis or reliability optimisation; Failure analysis, e.g. worst case scenario performance, failure mode and effects analysis [FMEA]
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/08—Thermal analysis or thermal optimisation
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- General Details Of Gearings (AREA)
- Gear Transmission (AREA)
Abstract
本申请属于飞机推进***设计发明领域，特别涉及一种多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法，包括步骤S1:齿轮传动涡扇发动机性能优化设计，筛选具有低耗油率特点的一系列齿轮传动涡扇发动机；步骤S2:齿轮传动涡扇发动机可行性评估：步骤S3:齿轮传动涡扇发动机可操作性评估，所述齿轮传动涡扇发动机可操作性评估不符合要求返回所述步骤S1；相较于传统的方法，本申请对齿轮传动涡扇发动机的设计提供更加全面可靠的设计评估***。
Description
技术领域
本申请属于飞机推进***设计发明领域，特别涉及一种多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法。
背景技术
随着航空发动机的不断发展，涌现出多种多样的新型发动机用以满足低排放、低成本及低油耗的要求，例如三轴涡扇发动机、齿轮传动涡扇发动机、开式转子发动机，其中齿轮传动涡扇发动机由于齿轮箱的引入使低压涡轮和风扇分别在最优的转速下工作，即低压涡轮高转速运行，工作效率高，少数的低压涡轮级数即可输出足够的功，从而发动机重量得到了明显降低；同时，风扇转速低，保证了风扇叶尖切线速度在许用范围内，降低了噪音污染。因此，齿轮传动风扇发动机可采用大尺寸风扇直径、超高涵道比，并具有噪音小，耗油率和耗油量低的显著特点。
目前常见的齿轮传动涡扇发动机大多缺少完整的设计流程和方法，仅考虑了发动机总体性能设计，缺少对发动机可实现性、可操作性进行设计和评估，无法考虑热负荷对齿轮箱及发动机总体性能的影响。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法，一种多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法，所述设计方法涉及涡扇发动机与涡扇发动机对应的齿轮传动装置，包括：
步骤S1：获取飞机最大许用的风扇直径与单位推力，并基于所述单位推力与所述最大许用的风扇直径确定风扇进口流量；
步骤S2：基于满足所述风扇进口流量，对风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度进行优化，所述优化包括通过使飞机起飞时的涡轮前温度、压气机出口温度达到材料温度上限预设值，使所述单位推力达到最小预设值，得到多个风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度的参数；
步骤S3：基于多个风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度参数，通过循环迭代使涡扇发动机的耗油率达到预设标准值，筛选出使涡扇发动机的耗油率达到预设标准值对应的风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度参数，并确定所述参数对应的涡扇发动机；
步骤S4：获取涡扇发动机的风扇叶尖切线速度许用范围，获取涡轮叶片根部应力许用范围；
步骤S5：基于所述风扇叶尖切线速度许用范围与所述最大许用的风扇直径确定风扇转速范围，基于所述涡轮叶片根部应力许用范围与所述最大许用的风扇直径确定低压涡轮转速范围；
步骤S6；基于所述风扇转速范围与所述低压涡轮转速范围通过迭代确定齿轮比，基于所述齿轮比确定齿轮传动装置。
优选的是，所述最大许用的风扇直径由最小离地间隙所确定。
优选的是，所述涡轮前温度、压气机出口温度的材料温度上限预设值具体为：所述涡轮前温度、压气机出口温度的材料温度上限临界点温度的80％～90％。
优选的是，步骤S3所述的通过循环迭代使涡扇发动机的耗油率达到预设标准值，筛选出使涡扇发动机的耗油率达到预设标准值对应的风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度参数，并确定所述参数对应的涡扇发动机，具体包括：
第一步：根据配装飞机的有效载荷-里程图，确定设计里程条件下飞机各项重量参数，所述各项关键重量参数包括载荷、最大起飞重量、飞机空重、油箱重量；
第二步：基于多个风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度参数确定发动机结构参数，所述发动机结构参数包括发动机重量、外罩长度和直径，以及在不同飞行条件下的马赫数时与所需推力；
第三步：基于所述重量参数、所述发动机结构参数进行飞行任务模拟分析，通过所述飞行任务模拟分析循环迭代出计算耗油量最低时的风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度参数对应的涡扇发动机。
优选的是，涡扇发动机的风扇叶尖切线速度许用范围为小于460m/s；所述涡轮叶片根部应力许用范围为小于13000m2/s2。
优选的是，所述齿轮比的范围为2.2-2.5。
优选的是，所述风扇进口流量计算公式为：
其中，W2为风扇进口流量，Ma为风扇前马赫数，AFan为风扇进口截面面积，P为进口压力，T为进口温度，γ为比热比，R为气体常数。
优选的是，所述风扇进口流量为最大爬升点的风扇进口流量
本申请的优点包括：提出的多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法，可用于指导发动机的优化设计-可行性评估-可操作性或过渡态评估，确保所设计的发动机方案高效、稳定、可靠。完成发动机优化设计后，开展涡轮叶根应力、涡轮级载荷、风扇叶尖切线速度和压缩部件级载荷、齿轮箱齿轮传输比、稳态点工作稳定性等检查工作，随后对各个关键部件和整机性能在过渡状态工作时，进行瞬态性能评估，对齿轮传动涡扇发动机的设计提供更加全面可靠的设计评估***。
附图说明
图1是多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计流程图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
如图1流程图所示：
首先进行齿轮传动发动机性能优化设计：
1)基于极限边界设计方法，开展齿轮传动发动机性能优化设计，在给定科技水平范围内，获得具有低耗油率特点的一系列齿轮传动涡扇发动机。
首先完成稳态齿轮传动发动机的热力循环设计和参数优化设计。通过识别发动机服役时的科技水平，包括发动机短舱最小离地间隙、部件效率、材料温度极限和高温部件冷气分配。
通过短舱最小离地间隙确定最大许用风扇直径，由此可以给出一组风扇直径方案，用于优化设计。优化设计过程中，风扇压比FPR是由单位推力FS和涵道比BPR共同确定，每个FS和BPR组合都对应一个最优FPR。
在满足主要工况推力要求的同时，对涡轮前温度T4、压气机出口温度T3、总压比OPR、涵道比BPR等关键参数进行循环迭代，使起飞(TO)时的T3、T4达到材料温度上限，使巡航设计点状态(CR)的单位推力达到最小，从而获得最优耗油率SFC。
2)获得不同风扇直径下各自性能最优的热力循环参数，开展设计里程下的飞行任务分析。通过各飞行状态下的高度、马赫数和推力需求生成发动机输入数据，综合考虑发动机重量、耗油率和短舱阻力，开展飞发一体化性能分析，获得耗油量最低的齿轮传动发动机，分析过程中考虑了氮氧化物排放NOx、碳氧化物排放CO2和水H2O，如公式(1)和(2)所示。
其中，P3为压气机出口压力，T3为压气机出口温度。
之后进行齿轮传动发动机可行性评估：
为了使优化设计的发动机性能达到最优，同时确保发动机的可行性和可操作性，需开展齿轮传动发动机可行性评估，检查压气机出口温度T3、涡轮叶片表面温度Tbl、涡轮前温度T4、压气机末级叶片高度H、风扇叶尖切线速度Utip、风扇级负荷Φ、低压涡轮级负荷涡轮叶根应力AN2是否在许用范围。其中，T3、Tbl和T4的限制值是为了保证发动机在性能最优的同时，压气机和涡轮叶片可以满足长时寿命使用要求。H是为了保证叶尖间隙合理，不产生过大的效率损失。Utip是为了保证风扇叶片的结构完整性和降噪要求。Φ和/>的限制是为了降低风扇和涡轮的级间气动负荷。AN2是为了保证合理的涡轮叶根应力。各项参数的限制值如表1所示。
2)开展风扇叶尖切线速度和叶根应力对齿轮传动选取影响分析，获得最优齿轮传动比。
定义如下参数：齿轮比G、风扇转速NFan、低压涡轮转速NLPT，涡轮叶片环形面积A，风扇半径RFan。
其中：
Utip＝(NFan/60)×RFan≤460 (3)
AN2＝(NLPT/60)2×A≤13000 (4)
G＝NLPT/NFan (5)
由公式(3)可知，风扇叶尖切线速度与风扇转速成正比，而设计过程中需保证风扇叶尖切线速度不超出限制值，因此，风扇转速范围可通过风扇叶尖切线速度确定。根据公式(4)，涡轮叶片根部应力与低压涡轮转速平方成正比。根据公式(5)，齿轮传动比为低压涡轮转速除以风扇转，由上述两个转速共同约束，可确定齿轮传动范围。当风扇直径较大时，须选取较小的齿轮比以保证AN2满足要求；当风扇直径较小时，可适当选取较大的齿轮比。经分析，齿轮比的选取范围为2.2-2.5之间。
3)开展各部件稳态喘振裕度分析，如公式(6)所示，根据喘振情况，提出防喘调节规律，确保稳态运行过程中不存在喘振风险。
其中，PRsurge为喘点的压比，PRoperatingline为工作点的压比。
步骤3齿轮传动发动机可操作性评估：
1)开展各部件瞬态工作特性和喘振裕度分析，确保瞬态运行过程中发动机稳定、可靠工作。考核的主要因素有：加减速时的供油特性、转子的转动惯量、压气机放气量、客舱引气量、涡轮冷却气量、可变几何结构(VIGV、BypassVAN)、齿轮传输效率、叶尖间隙和转速匹配等。重点评估的性能参数有压缩部件的喘振裕度、压缩部件的工作特性、气体流量变化、涡轮进口的超温情况。可开展敏感性分析以获得各参数对发动机过渡态性能的影响规律，最终获得该发动机最优控制规律。
2)开展发动机过渡态性能分析，确保发动机性能满足要求。重点关注的性能有净推力、耗油率、转速的变化情况。
3)开展瞬态运行过程中齿轮和轴承的热负荷分析，获得整个包线范围内齿轮和轴承热负荷对发动机性能影响规律，完善发动机的热管理***。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (8)
1.一种多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法，所述设计方法涉及涡扇发动机与涡扇发动机对应的齿轮传动装置，其特征在于，包括：
步骤S1：获取飞机最大许用的风扇直径与单位推力，并基于所述单位推力与所述最大许用的风扇直径确定风扇进口流量；
步骤S2：基于满足所述风扇进口流量，对风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度进行优化，所述优化包括通过使飞机起飞时的涡轮前温度、压气机出口温度达到材料温度上限预设值，使所述单位推力达到最小预设值，得到多个风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度的参数；
步骤S3：基于多个风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度参数，通过循环迭代使涡扇发动机的耗油率达到预设标准值，筛选出使涡扇发动机的耗油率达到预设标准值对应的风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度参数，并确定所述参数对应的涡扇发动机；
步骤S4：获取涡扇发动机的风扇叶尖切线速度许用范围，获取涡轮叶片根部应力许用范围；
步骤S5：基于所述风扇叶尖切线速度许用范围与所述最大许用的风扇直径确定风扇转速范围，基于所述涡轮叶片根部应力许用范围与所述最大许用的风扇直径确定低压涡轮转速范围；
步骤S6；基于所述风扇转速范围与所述低压涡轮转速范围通过迭代确定齿轮比，基于所述齿轮比确定齿轮传动装置。
2.如权利要求1所述的多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法，其特征在于，所述最大许用的风扇直径由最小离地间隙所确定。
3.如权利要求1所述的多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法，其特征在于，所述涡轮前温度、压气机出口温度的材料温度上限预设值具体为：所述涡轮前温度、压气机出口温度的材料温度上限临界点温度的80％～90％。
4.如权利要求1所述的多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法，其特征在于，步骤S3所述的通过循环迭代使涡扇发动机的耗油率达到预设标准值，筛选出使涡扇发动机的耗油率达到预设标准值对应的风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度参数，并确定所述参数对应的涡扇发动机，具体包括：
第一步：根据配装飞机的有效载荷-里程图，确定设计里程条件下飞机各项重量参数，所述各项关键重量参数包括载荷、最大起飞重量、飞机空重、油箱重量；
第二步：基于多个风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度参数确定发动机结构参数，所述发动机结构参数包括发动机重量、外罩长度和直径，以及在不同飞行条件下的马赫数时与所需推力；
第三步：基于所述重量参数、所述发动机结构参数进行飞行任务模拟分析，通过所述飞行任务模拟分析循环迭代出计算耗油量最低时的风扇压比、总压比、涡轮前温度、压气机出口温度参数对应的涡扇发动机。
5.如权利要求1所述的多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法，其特征在于，涡扇发动机的风扇叶尖切线速度许用范围为小于460m/s；所述涡轮叶片根部应力许用范围为小于13000m2/s2。
6.如权利要求1所述的多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法，其特征在于，所述齿轮比的范围为2.2-2.5。
7.如权利要求1所述的多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法，其特征在于，所述风扇进口流量计算公式为：
其中，W2为风扇进口流量，Ma为风扇前马赫数，AFan为风扇进口截面面积，P为进口压力，T为进口温度，γ为比热比，R为气体常数。
8.如权利要求1所述的多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法，其特征在于，所述风扇进口流量为最大爬升点的风扇进口流量。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210143844.6A CN114547794B (zh) | 2022-02-17 | 2022-02-17 | 一种多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210143844.6A CN114547794B (zh) | 2022-02-17 | 2022-02-17 | 一种多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114547794A CN114547794A (zh) | 2022-05-27 |
| CN114547794B true CN114547794B (zh) | 2024-03-19 |
Family
ID=81674799
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210143844.6A Active CN114547794B (zh) | 2022-02-17 | 2022-02-17 | 一种多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114547794B (zh) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116910923B (zh) * | 2023-09-13 | 2023-12-12 | 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 | 一种机载机电***的优化设计方法及装置 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101230802A (zh) * | 2006-12-06 | 2008-07-30 | 通用电气公司 | 涡扇发动机的高压转子和低压转子的可变耦合 |
| GB201908971D0 (en) * | 2019-06-24 | 2019-08-07 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine with highly efficient fan |
| GB202005032D0 (en) * | 2020-04-06 | 2020-05-20 | Rolls Royce Plc | Gearboxes for aircraft gas turbine engines |
| CN111914362A (zh) * | 2020-07-22 | 2020-11-10 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种研发阶段涡扇发动机模型自适应方法 |
| CN112677957A (zh) * | 2021-01-07 | 2021-04-20 | 重庆大学 | 一种双模构型多目标条件下基于帕累托最优性的参数优化方法 |
| CN113548179A (zh) * | 2021-08-03 | 2021-10-26 | 南京航空航天大学 | 面向多发配置的主旋翼变转速控制方法及装置 |
-
2022
- 2022-02-17 CN CN202210143844.6A patent/CN114547794B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101230802A (zh) * | 2006-12-06 | 2008-07-30 | 通用电气公司 | 涡扇发动机的高压转子和低压转子的可变耦合 |
| GB201908971D0 (en) * | 2019-06-24 | 2019-08-07 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine with highly efficient fan |
| GB202005032D0 (en) * | 2020-04-06 | 2020-05-20 | Rolls Royce Plc | Gearboxes for aircraft gas turbine engines |
| CN111914362A (zh) * | 2020-07-22 | 2020-11-10 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种研发阶段涡扇发动机模型自适应方法 |
| CN112677957A (zh) * | 2021-01-07 | 2021-04-20 | 重庆大学 | 一种双模构型多目标条件下基于帕累托最优性的参数优化方法 |
| CN113548179A (zh) * | 2021-08-03 | 2021-10-26 | 南京航空航天大学 | 面向多发配置的主旋翼变转速控制方法及装置 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 大涵道比涡扇发动机循环参数和几何流路优化设计;郑恒斌;王占学;蔡元虎;;机械设计与制造;20101208(12);全文 * |
| 大涵道比涡扇发动机总体性能与循环参数设计;沈锡钢;;航空科学技术;20110815(04);全文 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN114547794A (zh) | 2022-05-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11506131B2 (en) | Thermal management system | |
| CN110173355B (zh) | 热管理*** | |
| US11618580B2 (en) | Hybrid electric aircraft engine | |
| US11067000B2 (en) | Hydraulically driven local pump | |
| US20190128181A1 (en) | Gas turbine engine including a dual-speed split compressor | |
| US20230076976A1 (en) | Gas turbine engine with third stream | |
| US11236635B2 (en) | Gas turbine engine power setting | |
| CN114547794B (zh) | 一种多流程耦合的齿轮传动涡扇发动机优化设计方法 | |
| US11208895B2 (en) | Gas turbine engine | |
| Guha | Optimisation of aero gas turbine engines | |
| CN114547877A (zh) | 一种基于极限边界的超大涵道比涡扇发动机优化设计方法 | |
| CN114991962A (zh) | 燃气涡轮发动机热管理 | |
| US20240110514A1 (en) | Gas turbine engine with improved heat management | |
| Wadia et al. | Aerodynamic design and testing of an axial flow compressor with pressure ratio of 23.3: 1 for the LM2500+ gas turbine | |
| EP3633562A1 (en) | Multi-variable optimisation method and system | |
| Snyder et al. | Gas turbine characteristics for a large civil tilt-rotor (LCTR) | |
| Bringhenti et al. | Performance study of a 1 mw gas turbine using variable geometry compressor and turbine blade cooling | |
| US20200141333A1 (en) | Method of controlling a gas turbine engine | |
| EP4261397A1 (en) | Gas turbine engine with third stream | |
| US12031504B2 (en) | Gas turbine engine with third stream | |
| EP4365425A1 (en) | Gas turbine engine with third stream | |
| EP4144980A1 (en) | Gas turbine engine with third stream | |
| US11661851B1 (en) | Turbomachine and method of assembly | |
| US20240229679A9 (en) | Gas turbine engine accessory packaging | |
| US20240133345A1 (en) | Gas turbine engine accessory packaging |
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 | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |