一种航空发动机过渡态涡轮转子与静子温度计算方法

本发明涉及航空发动机过渡态特性及其控制过程温度计算技术领域，具体是一种考虑冷却的航空发动机过渡态涡轮转子与静子温度计算方法。其通过引入热侧燃气与冷侧冷却空气双热源模型，建立独立微分方程，适用于冷却结构复杂的航空发动机场景；采用集总参数法对三维导热方程进行合理简化，在保证Bi数较小构件的工程精度前提下，将温度分布简化为均匀场，显著降低计算维度，结合显式欧拉法数值积分方法，实现微分方程的快速离散求解，满足机载模型对过渡态计算的实时性要求，时间步长自适应调整保障数值稳定性。本发明通过实时输出涡轮转/静子温度，可准确评估过渡态下金属构件与气流的动态换热效应，支撑发动机控制律设计与稳定性优化。