《表6 单设计点方法算例2的设计点参数设置》

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《航空发动机多设计点热力循环分析方法的构建及应用》

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单设计点方法算例1的设计域存在很大一部分区域为不可行域，且耗油率最优点也在不可行域内，需要调整设计点参数以改变设计域边界。从前文分析可知，总压比增加使冷却气温度增加，必须增加冷却气量才能使高压涡轮导向器金属温度满足技术限制；随着风扇压比的增加，必须降低爬升末端T4才能使起飞推力满足性能需求。为此，在单设计点方法算例1的基础上，单设计点方法算例2（SDP2）增加了冷却气量、降低了爬升末端T4（表6），以增加设计域的可行域，除此之外，两个算例的其他设置完全相同。