[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

本發明的目的在于提供一種航空發動機總體性能優化方法，包括兩輪優化過程，并且在第二優化計算中包括了對短艙阻力的優化，使得通過優化得到的航空發動機設計方案更加全面。優化平臺將第一優化計算的優化結果作為第二優化計算的輸入，以減少第二優化計算時的收斂時間。本發明公開的航空發動機總體性能優化方法能夠提高優化計算的速度，縮短研發周期，同時在發動機概念設計階段引入對短艙阻力的優化，使得方案設計更為合理。

技術領域

本發明涉及航空發動機設計領域，更具體地涉及一種航空發動機總體性能優化方法。

背景技術

國際民航組織對航空發動機噪聲、污染排放等指標的要求越來越嚴格，因而在航空發動機概念設計階段初期如果單一地考慮油耗指標，會使得優化結果過于片面，導致航空發動機設計存在缺陷。隨著涉及到的學科不斷增加，優化問題也轉化為多目標問題，傳統的手動迭代方法效率較低，且不能充分考慮各學科間的耦合關系，很難尋求到多目標問題的最優解。

以往的發動機概念設計階段并沒有考慮到短艙阻力的影響，而當發動機涵道比持續增加時，短艙阻力對發動機概念設計階段的設計方案具有不可忽略的影響。因此，針對于大涵道比發動機，有必要在發動機概念設計階段就將短艙阻力的影響納入到方案設計當中，從而使得方案設計更為合理。

發明內容

本發明的目的在于提供一種航空發動機總體性能優化優化方法，該優化方法能夠提高優化計算的速度，縮短研發周期，同時在發動機概念設計階段引入短艙阻力，使得方案設計更為合理。

為實現所述目的的航空發動機總體性能優化方法，用于優化航空發動機的設計方案，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；

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。

所述的優化方法，其進一步的特點是，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。

所述的優化方法，其進一步的特點是，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。