[發明專利]一種航空發動機總體性能優化方法

有效

• 申請號: 201610863687.0
• 申請日: 2016-09-29
• 公開（公告）號: CN107885891B
• 公開（公告）日: 2021-02-12
• 發明（設計）人: 羅鉅;郭福水;邱超;魏芳;陳輝煌;龍丹;徐興亞
• 申請（專利權）人: 中國航發商用航空發動機有限責任公司
• 主分類號: G06F30/17
• 分類號: G06F30/17;G06F30/20;G06F111/04;G06F119/14
• 代理公司: 上海專利商標事務所有限公司 31100
• 代理人: 喻學兵

1.一種航空發動機總體性能優化方法，其特征在于，包括以下步驟：

a.建立包括航空發動機的設計變量、約束條件和多個優化目標的優化數學模型；

b.對多個優化目標中的第一優化目標進行第一優化計算，并獲得第一優化結果；

c.將第一優化結果作為輸入，進行第二優化計算，并獲得第二優化結果；

d.對第二優化結果中的多個總體性能最優方案的進行校核；

其中，所述第二優化計算包括以下步驟：

c01.將第一優化結果作為輸入，進行設計點性能計算；

c02.將設計點性能計算的結果作為輸入，進行非設計點性能計算；

c03.將非設計點性能計算的結果作為輸入，進行尺寸計算；

c04.將尺寸計算的結果作為輸入，進行重量計算；

c05.將非設計點性能計算的結果作為輸入，進行排放計算；

c06.將非設計點性能計算的結果和尺寸計算的結果作為輸入，進行噪聲計算；

c07.將尺寸計算的結果作為輸入，進行短艙阻力計算，其中，尺寸計算的結果包括短艙直徑，所述短艙阻力計算的方法包括：

c701.確定短艙的翼型參數，所述翼型參數包括前緣半徑、上翼面最大厚度位置、下翼面最大厚度位置、上翼面最大厚度、下翼面最大厚度、上翼面頂點曲率、下翼面頂點曲率、后緣寬度、后緣垂直高度、后緣楔角和后緣方向角；

c702.使用流場計算方法計算不同翼型參數和不同短艙直徑下的短艙阻力，并獲得多個短艙阻力的計算結果；

c703.根據多個所述短艙阻力的計算結果生成短艙阻力代理模型；

c704.對所述短艙阻力代理模型進行優化計算，得到對應所述短艙直徑下的短艙阻力最小的翼型方案；

c08.將非設計點性能計算的結果、重量計算的結果和短艙阻力計算的結果作為輸入，進行輪擋燃油計算；

c09.將排放計算的結果、噪聲計算的結果、輪擋燃油計算的結果和非設計點性能計算的結果作為輸入，對多個所述優化目標進行總體優化，并獲得第二優化結果。

2.如權利要求1所述的航空發動機總體性能優化方法，其特征在于，所述第一優化計算采用的計算方法是多島遺傳優化算法；所述第二優化計算采用的計算方法是第二代非劣解排序遺傳算法。

3.如權利要求1所述的航空發動機總體性能優化方法，其特征在于，所述設計變量包括涵道比、風扇外涵壓比、風扇內涵壓比、風扇增壓機壓比、高壓壓氣機壓比、燃燒室出口總溫、進口換算流量；所述約束條件包括高溫起飛高壓渦輪前總溫、高溫起飛低壓渦輪前總溫、高溫起飛壓氣機出口總溫、最大風扇直徑、高壓渦輪膨脹比、低壓渦輪膨脹比；所述優化目標包括輪擋燃油值、NO_X排放指標、整機噪聲、整機重量。

4.如權利要求1所述的航空發動機總體性能優化方法，其特征在于，用于所述尺寸計算的所述非設計點性能計算的結果包括最大爬升工況下的性能數據，所述最大爬升工況下的性能數據包括風扇、增壓級、壓氣機、高壓渦輪和低壓渦輪的進口的流量系數、功系數、動葉展弦比、質量流量，以及風扇、增壓級、壓氣機、高壓渦輪和低壓渦輪的出口的動葉展弦比、馬赫數、總溫、總壓、質量流量，以及部件功；

所述尺寸計算結果能夠通過方程(e1)、方程(e2)和方程(e3)進行迭代求解而獲得：

U_pitch＝f₁(R_tip，HTR，n) (e2)

其中，U_pitch、ψ和φ分別為葉尖切向速度、功系數和流量系數，R_tip為葉尖半徑，HTR為輪轂比，n為轉速，ΔH為部件功，Z為級數，U_pitch為葉尖速度，V_axial為氣流軸向速度。

5.如權利要求1所述的航空發動機總體性能優化方法，其特征在于，用于所述排放計算的所述非設計點性能計算的結果包括燃燒室起飛著陸循環中的起飛工況、爬升工況、慢車工況和進近工況下的壓氣機出口總溫、壓氣機出口總壓、燃油流量和發動機推力。