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龙图腾网恭喜中国航发沈阳发动机研究所申请的专利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获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN114547877B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-04-04发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202210143868.1，技术领域涉及：G06F30/20；该发明授权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是由莫妲;刘一雄设计研发完成，并于2022-02-17向国家知识产权局提交的专利申请。

本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在说明书摘要公布了：本申请属于飞机发动机设计领域，特别涉及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，根据飞机需求，确定所需推力、最大许用的风扇直径与飞行包线；基于所述推力与所述飞行包线确定涡扇发动机性能参数范围，基于最大许用的风扇直径确定涡扇发动机的尺寸范围；根据给定的科技水平，确定约束条件；基于最大许用的风扇直径、所述约束条件与所述飞行包线，通过迭代进一步确定所述涡扇发动机性能参数；可以在给定的科技范围内，使关键设计参数趋近于科技约束的极限值，从而获得最低耗油率和安装耗油量的发动机。该方法具有快速、稳健、充分利用科技允许值的特点。

本发明授权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在权利要求书中公布了：1.一种基于极限边界的超大涵道比涡扇发动机优化设计方法，其特征在于，包括：步骤S1：根据飞机设计需求，确定飞机最大许用的风扇直径与单位推力；步骤S2：基于所述推力与所述最大许用的风扇直径确定风扇进口流量；步骤S3：建立风扇压比与单位推力和涵道比的关系式；步骤S4：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，基于所述关系式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S5：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；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；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；风扇压比与单位推力和涵道比的所述关系式如下： 其中，ηFan为风扇部件效率，ηLPT为低压涡轮部件效率，FS为单位推力，T为进口温度，γ为比热比，R为气体常数，Ma为风扇前马赫数。

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