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摘要：本发明公开了一种考虑发动机性能退化的涡轮盘温度计算方法，包括以下操作：提取发动机高压轴转速和高压涡轮出口温度；获取高压轴转速和压气机出口温度、高压涡轮进出口温度函数关系；计算压气机出口温度和高压涡轮进口温度；计算稳态高压涡轮盘心、盘缘温度；计算瞬态高压涡轮盘心、盘缘温度。本发明考虑到发动机性能退化对涡轮盘温度的影响，为航空发动机载荷谱的编制和预测提供了基础，对航空发动机涡轮盘的强度分析、寿命研究具有重要的意义。

主权项：1.一种考虑发动机性能退化的涡轮盘温度计算方法，其特征在于：包括以下操作：提取发动机高压轴转速和高压涡轮出口温度；获取高压轴转速和压气机出口温度、高压涡轮进出口温度函数关系；计算压气机出口温度和高压涡轮进口温度；计算稳态高压涡轮盘心、盘缘温度；计算瞬态高压涡轮盘心、盘缘温度；所述获取高压轴转速和压气机出口温度、高压涡轮进出口温度函数关系的具体操作包括：构建发动机性能模型：高压涡轮进口截面流量连续方程： 其中，XWG41c为高压涡轮进口截面初猜流量，WG41为根据高压涡轮流量特性曲线计算出来的流量；低压涡轮进口截面流量连续方程： 其中，XWG45c为低压涡轮进口截面初猜流量，WG45为根据高压涡轮流量特性曲线计算出的流量；高压转子功率平衡方程： 其中，ηHT为高压转子传动效率，HPT为高压涡轮产生的功率，HPC为压气机消耗的功率，HPEXT为高压轴抽功量；低压转子功率平衡方程： 其中，ηLT为低压转子传动效率，HPL为低压涡轮产生的功率，HPC为风扇消耗的功率；外涵出口静压平衡方程： 其中，PS6为发动机内涵出口静压，PS16为发动机外涵出口静压，两者在掺混室进口处满足静压平衡；尾喷口出口压力平衡方程： 其中，PC8为尾喷口出口总压，P8为环境背压，两者在尾喷管出口处应满足压力相等；通过上述方程求解发动机参数，且满足以下原则：a、只考虑发动机转子惯性对发动机动态性能的影响，忽略高温燃气与结构部件的热交换；b、忽略燃气与空气流量的差别以及燃烧的延时；c、动态过程中发动机部件效率及流量退化参数保持不变；d、向主燃烧室和加力燃烧室供油的燃油泵不经过发动机带动；通过上述发动机性能模型获得性能退化前高压轴转速与压气机出口温度的函数关系f1和高压涡轮出口温度和高压涡轮进口温度的函数关系f2：f1nH＝A1nH-B1 通过构建航空发动机性能退化模型，即采用对部件设置退化参数方法来模拟部件的退化，获得退化后高压轴转速与压气机出口温度的函数关系f3和高压涡轮出口温度和高压涡轮进口温度的函数关系f4，表达式为：f3nH＝A2nH-B2 其中，nH为发动机高压轴转速，分别为发动机性能退化前、后高压涡轮出口温度，A1、B1、A2、B2、α1、α2均为常数；所述计算压气机出口温度和高压涡轮进口温度具体包括：利用提取的发动机高压轴转速和高压涡轮出口温度和获取的高压轴转速和压气机出口温度、高压涡轮出口温度和高压涡轮进口温度的函数关系，计算压气机出口温度和高压涡轮进口温度，表达式为： 其中，nH为发动机高压轴转速，分别为发动机性能退化前、后压气机出口温度，分别为发动机性能退化前、后高压涡轮进口温度，分别为发动机性能退化前、后高压涡轮出口温度，f1为退化前高压轴转速与压气机出口温度的函数关系，f2为退化前高压涡轮出口温度和高压涡轮进口温度的函数关系，f3为退化后高压轴转速与压气机出口温度的函数关系，f4为退化后高压涡轮出口温度和高压涡轮进口温度的函数关系；所述稳态高压涡轮盘心、盘缘温度的计算表达式为： 其中，K1,K'均为常数，Trim、T'rim分别为退化前后盘缘温度、Tbore、T'bore分别为退化前、后盘心温度。

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