航空发动机设计42-52
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要求 ， 和 有较大的变化以便对F/ 和S产生一定程序的影响，尤其在最大推力情况下如此.增大 是最有希望的，它将在加力和不加力时改善F/m 和S.下面要考虑在保证军用推力 的F/ 降低不多的条件下增加 ，由于改变 会产生相互矛盾的影响，因此对 的最终选择还不能提出明确的建议.
改变 ,对性能无影响.使 并不能使性能改进，并且如预料的那样，如果 和 相差太大则性能将受损失，尾喷管不能正确地膨胀.
4. 4. 3.10. 9M/43000英尺下的BCM/BCA亚音速巡航爬升
对图4.El—4.E3表示的计算结果的研究表明，非安装的耗 油率（S)和单位推力（F/ 。）显著地受涵道比（ )和压气机压 比（ )的影响.另一方面，图4.E1和4.E2的比较表明，风扇压 比（ ）对发动机性能的影响较小，而图4.E1和4.E2的比较得 到一个熟悉的结果，即S和F/ 均随最大循环温度增髙而增大.因此，主要目标集中于 和 可使用范围的选择，而 和 将留在后面的结果中考虑.
≤3200°R
≤3600°R
0.4≤ ≤0.6
4.4.5敏感性分析
发动机设计点循环性能计算的能力可通过敏感性分析这项最 后的研究得到更好的认识和评价.在此分析过程中，所有输出变量随每个独立的输入变量的变化百分比可通过每次仅改变一个输 入参数来确定•例如，要了解耗油率（S)对循环涵道比（ )的敏感性如何，则可以由两步相连续的（差别仅在于 ≤ ）设计点计算求得关系式如下：
百分比变化
军用推力
最大推力
参数
F/m0
S
F/m0
S
+1.3103
+0.2694
+0.2268
-0.2333
-
-
+0.7856
+0.4161
-0.0756
-0.0928
+0.0343
-0.0303
+0.0400
-0.0411
+0.0326
-0.0348
-0.1590
-0.0700
-0.0253
+0.0280
发动机设计将根据下列的部件性能参数和信息:
说明
设计值
多变效率
风扇（ ）
0.89
高压压气机（ )
0.90
离压树轮（ )
0.89
低压涡轮（ ）
0.91
总压比
进气道（ )
0.97
燃烧室（ )
0.97
混合器（ )
0.97
加力燃烧室（ )
0.96
喷管（ )
0.98
部件效率
燃烧室（ ）
0.98
加力燃烧室（ )
0.97
4.4设计点循环分析举例
使用前一节中提出的方法，开始搜索第ー章的招标书（RFP）中描述的空战战斗机（AAF)发动机设计参数的最佳组合.将研究 几个关键飞行状态下发动机设计点的可能的组合，以便缩小主要 的发动机设计参数的范围.确定这些参数的合理范围后，着手非 设计状态分析（第五章）并选出能够产生所需安装推力的发动机 尺寸（第六章）.
非设计点循环分析的目的是确定工作包线内的发动机性能的 预估值，然后比较几种不同发动机的非设计点性能，从而找出发 动机性能随设计条件不同的变化趋势.这样才有可能将主要精力 集中在最有希望的设计上，并有可能最后找出在整个飞行谱中具.有最佳综合性能特性的发动机循环•一旦选定了发动机的循环和 设计点，就可通过第六章中给出的方法，采用非设计点循环分析 的结果确定发动机的尺寸.也可采用选定的发动机的非设计点性 能确定出发动机是否很好地满足推力变化模型和燃油消耗预估值 的要求•推力变化模型和燃油消耗预估值已经在第二章和第三章 的约束条件和任务分析中采用过.
非设计点性能分析与设计点分析有很大的不同.在设计点循 环分析中，设计人员可以自由地挑选所有的设计选择（包括飞行状态），并且对每组选出的设计选择可确定每单位质量流量的发动机性能特性.相反，在非设计点分析中，已经给定了设计选择，并且需要在所有可能的工作状态下求出特定设计点的发动机性能.非设计分析的自变量包括飞行状态、油门杆位置和喷口位置.只要确定了发动机的尺寸和质量流量，在飞行包线内就可通过非设计点分析确定选定的发动机是如何在飞行包线的所有工作状态下工作的.
为此在图4.6和4.8中加入3个关键工作点，它们是AAF用 的发动机的有代表性的工作状态，图4.E6和4.E7再次示出所得到的结果.
从图4.E6可看出， 的期望值和可用值均随 而减小，所 以在1. 5M/35000英尺状态下选择的10< <25可在任何别的飞 行状态下提供期望的 值.换句话说，利用图4.E6的趋势并想象 设计点在1. 5M/35000英尺选择的 在10—25的范围内，则可以 看到在其他飞行状态下 的期望值也包含在内了.
根据对亚音速涡扇发动机一般的估计，增大 将使F/ 和S均减小，因为可用推进能量扩散到更多的流入的空气中.因为等 直线斜率表明F/ 。的下降速度约为S的两倍，那么选择大于0.5的 似乎是不合适的.反过来，既然1.1S/(C )在每处均大于1,则 不应小于0.3.因此，此飞行状态的最佳 值可能 在0.3—0.5之间.
tS3
图4. E41.5M/30000英尺， = 3200°R, =3.5,不加力
另外，AAF的起飞重量（ ）将超过第三章中的初始估计值，既然确定 的方程（3. 44)是非线性的，则 可能大得不可接受.当发动机油门杆拉回至需要的推力时,S仍将可能减小Βιβλιοθήκη Baidu或安装损失小于估计值，目前结果无法肯定.
结果，此飞行状态下产生的发动机性能表明，20< <30，0< <0.4,而 对性能影响仍较小.至此所获得的结果要求必须 限制 和 ，尽管增加 和 可以增大发动机的单位推力并因 此而使发动机尺寸减小.它们的极限将被任意地选定为 ≤3200°R和 ≤3600°R，因为即使是这些值也是十分髙的.如果后 面的计算获得好的结果，则这些假设和其它假设均可改变.
为更完整起见，分析中包括发动机性能对设计点马赫数和高度的敏感性.减小马赫数和增大高度带来的较大收益是不实在的，因为当发动机回到现在的设计点（例如1.5M/35000英尺）时此收益就会消失.为了更充分地理解这一点，我们来回想一下单 一排气喷气发动机的情况
而
式中， 为燃油能量转换为推力功的总的循环能量转换效率.既然 随飞行状态的变化相对较慢，则减小 或 （即增大高度）均使F/ 和S得以改善.
由上述种种论述得出这样的结论，即： 和 应该选其各自范围的最高值，而 和/或 应允许自它们的极限值逐步往下选 和 则无关紧要.
第五章发动机选择：非设计点循环分析
5.1概.念
第四章的循环分析介绍了如何通过设计选择来确定设计点动机的性能.这样就有可能研究发动机性能随设计变量变化的趋 势，也有可能开始缩小每个设计参数的范围.既然已经朝着寻找 特定用途的最佳发动机迈出了第一步，那么，现在就该是确定发 动机非设计点稳态工作特性的时候了.
4. 4. 3.21.5M/30000英尺下的超音速突防和脱离冲刺
在此飞行状态下 , , 和 对S和F/ 的影响可以作出与上面非常相似的定性和定量的结论.从图4. E4可以看出，主要 的不同在于在曲线弯曲部位下面的关键区域F/ 随 下降较快而随 的下降较慢，且无核心流堵塞的迹象.考虑所有的因素，包 括在此飞行状态下对大推力的特殊需要，参数的适用范围为10< <20和0.2< <0.4.
说明
设计值
机械效率
低压轴（ ）
0.99•
高压轴（ ）
0.98
功率分出( )
0.98
燃油(JP-4)热值( )
1800英热量单位/磅
加力燃烧宰总温( )
3600°R
涡轮冷却空气
>2400 R = = ( -2400) /16000
2400 R = = 0
4.4.3结果分析
附在本教科书中的ONX设计点计算机程序可用来研究4.4.1节中选出的三个关键飞行状态下设计参数 , , 和 的60个不同的设计点组合.图4. El—4. E5的曲线是最有希望 的设计组合的研究结果.这些结果示出了非安装的耗油率随非安 装的单位推力的变化.非安装的耗油率（S）用1.1S/(C )表示，以便与非安装的油耗的估计值比较.请注意α=0相应于零涵道比涡扇发动机，即通常所说的涡喷发动机.
现在来研究一种混排式涡扇发动机的单位推力和耗油率对飞 行状态和发动机设计选择的敏感性，这种发动机的部件性能设计值与4. 2. 7节的打印结果相同，其设计点上有
=1.5 =0.3
=35000英尺 =3200°R
=16 =3600°R
=3.5
表4. El示出F/ 和S对于发动机设计点设计选择的敏感性.这
-0.0023
+0.0030
-0.0021
+0.0022
-0.0035
+0.0030
-0.0030
+0.0034
+0.0038
-0.0030
+0.0034
-0.0034
-0.4505
+0.1111
-0.1376
+0.0482
高度
+0.1544
-0.0457
+0.0901
-0.0606
些数据是给定的每个设计选择以+ 0.05%的增量变化时求得的.因为当 为1时S和P/ 。分别达最小和最大值，所以敏感性包括 的（+)或（-）变化.例如，由表可以看出耗油率对 于涵道比变化的敏感性为
军用推力
最大推力
两个值均表明S对 的敏感性不显著.然而，此不敏感性并非所 有分析结果的典型情况.
参考表4. El并且尽一切努力减小特别在军用推力下的由此可得到某些有用的启示，即:
通过减小 和 可改进总的任务油耗，但F/ 会有较大的下降并且发动机尺寸也会增大.这一点证实了早先的结论，即有必要规定 和 的上限以便实现油耗的目标.从这一点上讲,使发动机“更热”并没有实际效益.
仅增大 将使F/ 。和S的特性更加复杂，因为在F/ 达到 最大值时S还在继续减小.正如参考文献[2]所述，此脖点是涡轮发动机的特征.逻辑上选择的 值应在曲线的弯曲部位以下，但不能太靠下，否则S稍有减小便会使F/ 。迅速下降.而且 不应超过合理的范围（目前此范围为35—40).不幸的是，在核心 流的不允许的堵塞出现在混合器进口之前， 甚至达不到这些值.总的来说，这些原因表明，对于此飞行状态来说^应该保持 在20—35之间•
1. 5M/30000英尺超音速突防和脱离冲刺，因为在6-7航段G分航段（∏=0.9331)和8-9航段（∏=0.9769)要求大的推 力，以保证不打开加力时具有低的油耗.
1. 2M/30000英尺下的超音加速，因为在6-7航段F分航段(∏=0. 9808)和7-8航段J分航段（∏=0.9801)均要求打开 加力时的大推力和低油耗.
此比例的极限代表了数学斜率或导数，对这类复杂的方程组来说 通常很难以严密的方式求得导数（即直接求导).
定性了解这些比例的含义是很容易的.当它们远小于1时,输入变量对输出变量几乎没有影响.如果全部导数均远小于1,则设计点将位于曲线极值点附近，可能接近最佳点.那些量级为1的比例提供改进的机会并指出期望的改进方向.
4.4.4综合结果——设计选择的范围
在最终选择主要的发动机设计点参数的有意义的范围之前必
(磅力/磅/秒）图4. E5 1.2M/30000英尺，7^ = 3200°R，
7V = 4, Ti7 = 3600oR
须承认这样两个事实.第一，要说明它们仅与某一特定的飞行状 态（即 ， 和马赫数）有关，这最好是靠近最终设计点的飞行状态.既然AAF在整个0.9< <2.0/30000—45000英尺范围内 必须很好工作，那么可以合理地得出结论把设计点放在1.5M/35000英尺附近.第二，任何选择都应考虑到当发动机在非设计点 工作时参数的正常特性.一个明显的目的就是在所有关键工作点 使发动机主要参数均在其最好的范围内.因此对每一关键工作点 来说发动机似乎都是设计得合适的.
由图4.E7可看出不同的情况，并且只有在1.5M/30000英尺
设计点选较小的 值范围（0.3< <0.5)，在其它关键飞行状态下 才能提供 的期望值.
按照前面的推理获得了发动机主要设计参数范围的最终选择：
1.2≤ ≤1.6
30000英尺≤ ≤45000英尺
10≤ ≤25
0.3≤ ≤0.5
2≤ ≤5
4.4.1选择合适的设计点参数的范围
为使大量有希望的设计点选择缩小至易于控制的范围，不必 详细研究飞机飞行状态和发动机设计点所有可能的组合.相反，一些具有明显不同特性和燃油消耗较多（TT较小）的关键飞行状态 可用于确定重要的趋势.对RFP中的AAF来说，下面提出了这样一个范例：
0.9M/43000英尺BCM/BCA亚音速巡航爬升，因为在3-4航段（∏=0.9768)和10-11航段（∏=0. 9620)要求低油耗•
4. 4. 3.31. 2M/.30000英尺下的超音速加速
图4. E5所示的计兑结果表明，增加 和减小 均可使S减 小和F/ 有所增加.同样， 的变化对结果几乎无影响，可能是因为混合器使影响减弱.而增大 和 均可使S和F/ 。有所增加.
至此，已经很清楚在任何飞行状态F均难以满足期望的油耗率.此后，为此用途的设计点的搜索必须完全集中于减小油耗率.
改变 ,对性能无影响.使 并不能使性能改进，并且如预料的那样，如果 和 相差太大则性能将受损失，尾喷管不能正确地膨胀.
4. 4. 3.10. 9M/43000英尺下的BCM/BCA亚音速巡航爬升
对图4.El—4.E3表示的计算结果的研究表明，非安装的耗 油率（S)和单位推力（F/ 。）显著地受涵道比（ )和压气机压 比（ )的影响.另一方面，图4.E1和4.E2的比较表明，风扇压 比（ ）对发动机性能的影响较小，而图4.E1和4.E2的比较得 到一个熟悉的结果，即S和F/ 均随最大循环温度增髙而增大.因此，主要目标集中于 和 可使用范围的选择，而 和 将留在后面的结果中考虑.
≤3200°R
≤3600°R
0.4≤ ≤0.6
4.4.5敏感性分析
发动机设计点循环性能计算的能力可通过敏感性分析这项最 后的研究得到更好的认识和评价.在此分析过程中，所有输出变量随每个独立的输入变量的变化百分比可通过每次仅改变一个输 入参数来确定•例如，要了解耗油率（S)对循环涵道比（ )的敏感性如何，则可以由两步相连续的（差别仅在于 ≤ ）设计点计算求得关系式如下：
百分比变化
军用推力
最大推力
参数
F/m0
S
F/m0
S
+1.3103
+0.2694
+0.2268
-0.2333
-
-
+0.7856
+0.4161
-0.0756
-0.0928
+0.0343
-0.0303
+0.0400
-0.0411
+0.0326
-0.0348
-0.1590
-0.0700
-0.0253
+0.0280
发动机设计将根据下列的部件性能参数和信息:
说明
设计值
多变效率
风扇（ ）
0.89
高压压气机（ )
0.90
离压树轮（ )
0.89
低压涡轮（ ）
0.91
总压比
进气道（ )
0.97
燃烧室（ )
0.97
混合器（ )
0.97
加力燃烧室（ )
0.96
喷管（ )
0.98
部件效率
燃烧室（ ）
0.98
加力燃烧室（ )
0.97
4.4设计点循环分析举例
使用前一节中提出的方法，开始搜索第ー章的招标书（RFP）中描述的空战战斗机（AAF)发动机设计参数的最佳组合.将研究 几个关键飞行状态下发动机设计点的可能的组合，以便缩小主要 的发动机设计参数的范围.确定这些参数的合理范围后，着手非 设计状态分析（第五章）并选出能够产生所需安装推力的发动机 尺寸（第六章）.
非设计点循环分析的目的是确定工作包线内的发动机性能的 预估值，然后比较几种不同发动机的非设计点性能，从而找出发 动机性能随设计条件不同的变化趋势.这样才有可能将主要精力 集中在最有希望的设计上，并有可能最后找出在整个飞行谱中具.有最佳综合性能特性的发动机循环•一旦选定了发动机的循环和 设计点，就可通过第六章中给出的方法，采用非设计点循环分析 的结果确定发动机的尺寸.也可采用选定的发动机的非设计点性 能确定出发动机是否很好地满足推力变化模型和燃油消耗预估值 的要求•推力变化模型和燃油消耗预估值已经在第二章和第三章 的约束条件和任务分析中采用过.
非设计点性能分析与设计点分析有很大的不同.在设计点循 环分析中，设计人员可以自由地挑选所有的设计选择（包括飞行状态），并且对每组选出的设计选择可确定每单位质量流量的发动机性能特性.相反，在非设计点分析中，已经给定了设计选择，并且需要在所有可能的工作状态下求出特定设计点的发动机性能.非设计分析的自变量包括飞行状态、油门杆位置和喷口位置.只要确定了发动机的尺寸和质量流量，在飞行包线内就可通过非设计点分析确定选定的发动机是如何在飞行包线的所有工作状态下工作的.
为此在图4.6和4.8中加入3个关键工作点，它们是AAF用 的发动机的有代表性的工作状态，图4.E6和4.E7再次示出所得到的结果.
从图4.E6可看出， 的期望值和可用值均随 而减小，所 以在1. 5M/35000英尺状态下选择的10< <25可在任何别的飞 行状态下提供期望的 值.换句话说，利用图4.E6的趋势并想象 设计点在1. 5M/35000英尺选择的 在10—25的范围内，则可以 看到在其他飞行状态下 的期望值也包含在内了.
根据对亚音速涡扇发动机一般的估计，增大 将使F/ 和S均减小，因为可用推进能量扩散到更多的流入的空气中.因为等 直线斜率表明F/ 。的下降速度约为S的两倍，那么选择大于0.5的 似乎是不合适的.反过来，既然1.1S/(C )在每处均大于1,则 不应小于0.3.因此，此飞行状态的最佳 值可能 在0.3—0.5之间.
tS3
图4. E41.5M/30000英尺， = 3200°R, =3.5,不加力
另外，AAF的起飞重量（ ）将超过第三章中的初始估计值，既然确定 的方程（3. 44)是非线性的，则 可能大得不可接受.当发动机油门杆拉回至需要的推力时,S仍将可能减小Βιβλιοθήκη Baidu或安装损失小于估计值，目前结果无法肯定.
结果，此飞行状态下产生的发动机性能表明，20< <30，0< <0.4,而 对性能影响仍较小.至此所获得的结果要求必须 限制 和 ，尽管增加 和 可以增大发动机的单位推力并因 此而使发动机尺寸减小.它们的极限将被任意地选定为 ≤3200°R和 ≤3600°R，因为即使是这些值也是十分髙的.如果后 面的计算获得好的结果，则这些假设和其它假设均可改变.
为更完整起见，分析中包括发动机性能对设计点马赫数和高度的敏感性.减小马赫数和增大高度带来的较大收益是不实在的，因为当发动机回到现在的设计点（例如1.5M/35000英尺）时此收益就会消失.为了更充分地理解这一点，我们来回想一下单 一排气喷气发动机的情况
而
式中， 为燃油能量转换为推力功的总的循环能量转换效率.既然 随飞行状态的变化相对较慢，则减小 或 （即增大高度）均使F/ 和S得以改善.
由上述种种论述得出这样的结论，即： 和 应该选其各自范围的最高值，而 和/或 应允许自它们的极限值逐步往下选 和 则无关紧要.
第五章发动机选择：非设计点循环分析
5.1概.念
第四章的循环分析介绍了如何通过设计选择来确定设计点动机的性能.这样就有可能研究发动机性能随设计变量变化的趋 势，也有可能开始缩小每个设计参数的范围.既然已经朝着寻找 特定用途的最佳发动机迈出了第一步，那么，现在就该是确定发 动机非设计点稳态工作特性的时候了.
4. 4. 3.21.5M/30000英尺下的超音速突防和脱离冲刺
在此飞行状态下 , , 和 对S和F/ 的影响可以作出与上面非常相似的定性和定量的结论.从图4. E4可以看出，主要 的不同在于在曲线弯曲部位下面的关键区域F/ 随 下降较快而随 的下降较慢，且无核心流堵塞的迹象.考虑所有的因素，包 括在此飞行状态下对大推力的特殊需要，参数的适用范围为10< <20和0.2< <0.4.
说明
设计值
机械效率
低压轴（ ）
0.99•
高压轴（ ）
0.98
功率分出( )
0.98
燃油(JP-4)热值( )
1800英热量单位/磅
加力燃烧宰总温( )
3600°R
涡轮冷却空气
>2400 R = = ( -2400) /16000
2400 R = = 0
4.4.3结果分析
附在本教科书中的ONX设计点计算机程序可用来研究4.4.1节中选出的三个关键飞行状态下设计参数 , , 和 的60个不同的设计点组合.图4. El—4. E5的曲线是最有希望 的设计组合的研究结果.这些结果示出了非安装的耗油率随非安 装的单位推力的变化.非安装的耗油率（S）用1.1S/(C )表示，以便与非安装的油耗的估计值比较.请注意α=0相应于零涵道比涡扇发动机，即通常所说的涡喷发动机.
现在来研究一种混排式涡扇发动机的单位推力和耗油率对飞 行状态和发动机设计选择的敏感性，这种发动机的部件性能设计值与4. 2. 7节的打印结果相同，其设计点上有
=1.5 =0.3
=35000英尺 =3200°R
=16 =3600°R
=3.5
表4. El示出F/ 和S对于发动机设计点设计选择的敏感性.这
-0.0023
+0.0030
-0.0021
+0.0022
-0.0035
+0.0030
-0.0030
+0.0034
+0.0038
-0.0030
+0.0034
-0.0034
-0.4505
+0.1111
-0.1376
+0.0482
高度
+0.1544
-0.0457
+0.0901
-0.0606
些数据是给定的每个设计选择以+ 0.05%的增量变化时求得的.因为当 为1时S和P/ 。分别达最小和最大值，所以敏感性包括 的（+)或（-）变化.例如，由表可以看出耗油率对 于涵道比变化的敏感性为
军用推力
最大推力
两个值均表明S对 的敏感性不显著.然而，此不敏感性并非所 有分析结果的典型情况.
参考表4. El并且尽一切努力减小特别在军用推力下的由此可得到某些有用的启示，即:
通过减小 和 可改进总的任务油耗，但F/ 会有较大的下降并且发动机尺寸也会增大.这一点证实了早先的结论，即有必要规定 和 的上限以便实现油耗的目标.从这一点上讲,使发动机“更热”并没有实际效益.
仅增大 将使F/ 。和S的特性更加复杂，因为在F/ 达到 最大值时S还在继续减小.正如参考文献[2]所述，此脖点是涡轮发动机的特征.逻辑上选择的 值应在曲线的弯曲部位以下，但不能太靠下，否则S稍有减小便会使F/ 。迅速下降.而且 不应超过合理的范围（目前此范围为35—40).不幸的是，在核心 流的不允许的堵塞出现在混合器进口之前， 甚至达不到这些值.总的来说，这些原因表明，对于此飞行状态来说^应该保持 在20—35之间•
1. 5M/30000英尺超音速突防和脱离冲刺，因为在6-7航段G分航段（∏=0.9331)和8-9航段（∏=0.9769)要求大的推 力，以保证不打开加力时具有低的油耗.
1. 2M/30000英尺下的超音加速，因为在6-7航段F分航段(∏=0. 9808)和7-8航段J分航段（∏=0.9801)均要求打开 加力时的大推力和低油耗.
此比例的极限代表了数学斜率或导数，对这类复杂的方程组来说 通常很难以严密的方式求得导数（即直接求导).
定性了解这些比例的含义是很容易的.当它们远小于1时,输入变量对输出变量几乎没有影响.如果全部导数均远小于1,则设计点将位于曲线极值点附近，可能接近最佳点.那些量级为1的比例提供改进的机会并指出期望的改进方向.
4.4.4综合结果——设计选择的范围
在最终选择主要的发动机设计点参数的有意义的范围之前必
(磅力/磅/秒）图4. E5 1.2M/30000英尺，7^ = 3200°R，
7V = 4, Ti7 = 3600oR
须承认这样两个事实.第一，要说明它们仅与某一特定的飞行状 态（即 ， 和马赫数）有关，这最好是靠近最终设计点的飞行状态.既然AAF在整个0.9< <2.0/30000—45000英尺范围内 必须很好工作，那么可以合理地得出结论把设计点放在1.5M/35000英尺附近.第二，任何选择都应考虑到当发动机在非设计点 工作时参数的正常特性.一个明显的目的就是在所有关键工作点 使发动机主要参数均在其最好的范围内.因此对每一关键工作点 来说发动机似乎都是设计得合适的.
由图4.E7可看出不同的情况，并且只有在1.5M/30000英尺
设计点选较小的 值范围（0.3< <0.5)，在其它关键飞行状态下 才能提供 的期望值.
按照前面的推理获得了发动机主要设计参数范围的最终选择：
1.2≤ ≤1.6
30000英尺≤ ≤45000英尺
10≤ ≤25
0.3≤ ≤0.5
2≤ ≤5
4.4.1选择合适的设计点参数的范围
为使大量有希望的设计点选择缩小至易于控制的范围，不必 详细研究飞机飞行状态和发动机设计点所有可能的组合.相反，一些具有明显不同特性和燃油消耗较多（TT较小）的关键飞行状态 可用于确定重要的趋势.对RFP中的AAF来说，下面提出了这样一个范例：
0.9M/43000英尺BCM/BCA亚音速巡航爬升，因为在3-4航段（∏=0.9768)和10-11航段（∏=0. 9620)要求低油耗•
4. 4. 3.31. 2M/.30000英尺下的超音速加速
图4. E5所示的计兑结果表明，增加 和减小 均可使S减 小和F/ 有所增加.同样， 的变化对结果几乎无影响，可能是因为混合器使影响减弱.而增大 和 均可使S和F/ 。有所增加.
至此，已经很清楚在任何飞行状态F均难以满足期望的油耗率.此后，为此用途的设计点的搜索必须完全集中于减小油耗率.