● 摘要
摘要现今的先进飞机的推进系统都是采用基于喷气式发动机的推进系统，该系统使用空气作为工质将热能转换成机械能。飞行器技术的进步使得发动机的效率提高，排放降低。使用涡轮间燃烧室的主要优点是增加了推力并降低了NOX排放量。主燃烧室的温度峰值的降低使得NOX的排放更低，需要的冷气量更少。本文进行了带涡轮间燃烧室的双轴分排涡扇发动机的设计点循环分析。所探讨的涡轮间燃烧室在现代喷气推进系统中是一个相对较新的概念。涡轮间燃烧室作为一个辅助的燃烧室，位于高低压涡轮之间，也就是过渡段。本研究的目的是使用设计参数，如飞行马赫数、压气机压比、风扇压比、涵道比和涡轮前温度来获得发动机性能参数，如单位推力和耗油率。本文的研究结果可以为分辨不同类型发动机部件的性能特性提供参考，并可以用于发展、分析、集成、优化带涡轮间燃烧室的涡扇发动机系统性能。