[發(fā)明專利]一種航空發(fā)動機模型修正方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202210011989.0
• 申請日: 2022-01-07
• 公開（公告）號: CN114398731A
• 公開（公告）日: 2022-04-26
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 鐘文城;汪勇;李善成;張海波;宋劼
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號: G06F30/17
• 分類號: G06F30/17;G06F30/15;G06N3/00
• 代理公司: 北京德崇智捷知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11467
• 代理人: 楊楠

本發(fā)明公開了一種航空發(fā)動機模型修正方法，根據(jù)航空發(fā)動機的實際飛行數(shù)據(jù)對航空發(fā)動機部件級模型的部件特性圖進行縮放和平移修正；該航空發(fā)動機模型修正方法還包括對縮放和平移修正后的壓氣機部件特性圖進行旋轉(zhuǎn)修正，所述旋轉(zhuǎn)修正是以縮放和平移后的壓氣機部件特性圖中每條轉(zhuǎn)速線的數(shù)據(jù)均值作為旋轉(zhuǎn)中心對每條轉(zhuǎn)速線進行旋轉(zhuǎn)。相比現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明可對壓氣機特性線進行縮放、平移與旋轉(zhuǎn)的三自由度調(diào)整，為修模過程中特性線的變化提供了一個更寬的調(diào)整域以增加尋得最優(yōu)解的概率，可較大幅度提高發(fā)動機數(shù)學(xué)模型的精度，所獲得的發(fā)動機模型與實際發(fā)動機飛行數(shù)據(jù)相匹配，具有重要的工程應(yīng)用價值。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航空宇航推進理論與工程中的系統(tǒng)建模與仿真領(lǐng)域，具體涉及一種航空發(fā)動機模型修正方法。

背景技術(shù)

建立高置信度的航空發(fā)動機熱力性能模型可以準確地掌握每臺發(fā)動機性能變化規(guī)律，而部件特性的準確性對發(fā)動機模型精度的影響最為顯著。通常，壓氣機、渦輪等部件的特性與具體發(fā)動機的部件特性有一定的偏差，加之部件裝配前后的特性也會有一定的偏差，因此以部件特性為基礎(chǔ)所建立的發(fā)動機模型與實際發(fā)動機之間往往存在較大的差異。為了更準確地表達真實發(fā)動機的工作特性，亟需對所建立的發(fā)動機數(shù)學(xué)模型進行修正。

根據(jù)國內(nèi)外學(xué)者進行的大量研究工作，航空發(fā)動機部件特性修正方法大致可以分為兩類：一是基于回歸分析的特性圖擬合方法，即通過性能自適應(yīng)對表征部件特性曲線的數(shù)學(xué)模型進行調(diào)整。Flack等人首先提出將特性圖表示成數(shù)學(xué)解析函數(shù)，并應(yīng)用于F404-GE-400渦扇發(fā)動機數(shù)學(xué)建模。Kong等人利用三次多項式，分別構(gòu)建壓氣機流量、效率關(guān)于壓比與轉(zhuǎn)速的函數(shù)表達式。Tsoutsanis等人利用旋轉(zhuǎn)的橢圓方程來表征壓氣機特性圖，將橢圓的長短軸和旋轉(zhuǎn)角表示成轉(zhuǎn)速的函數(shù)，在此基礎(chǔ)上，采用復(fù)雜函數(shù)表示渦輪部件特性，楊慶材等人在此基礎(chǔ)上根據(jù)具體的工況點，將壓氣機特性線表示成極坐標系上的旋轉(zhuǎn)橢圓方程以達到減少待優(yōu)化參數(shù)個數(shù)的目的。二是通過特性圖縮放實現(xiàn)模型修正的方法，即用參考發(fā)動機的部件特性數(shù)據(jù)乘以一個特定的縮放因子，以獲得實際發(fā)動機的部件特性數(shù)據(jù)。Stamatic等人率先引入了一種通過優(yōu)化算法尋求一組最優(yōu)的修正因子來修正部件特性線的燃氣輪機性能自適應(yīng)方法。Kong等人分別利用比例縮放法和基于遺傳算法的壓氣機特性參數(shù)耦合方法對發(fā)動機性能進行自適應(yīng)計算。而謝光華和劉永葆等人在優(yōu)化算法的層面做了改進，在保證解質(zhì)量的同時提高了收斂的速度。Li等人提出非線性縮放因子函數(shù)以匹配多個非設(shè)計點的修模方法，之后又有學(xué)者使用三階拉格朗日插值方法代替最小二乘法以適應(yīng)于其他飛行條件。

上述兩種方法，在一定條件下都可以達到提升模型精度的目的，但均存在一定的不足。基于回歸分析的特性圖擬合方法需要基于大量的特性數(shù)據(jù)，才能用數(shù)學(xué)表達式準確的表征，加之需要引入非常多的待定系數(shù)，優(yōu)化時容易陷入局部最優(yōu)而出現(xiàn)過擬合的現(xiàn)象。而通過特性圖縮放實現(xiàn)模型修正的方法僅僅考慮特性圖的縮放和平移，當(dāng)參考發(fā)動機與實際發(fā)動機并非高度相似時，容易造成發(fā)動機數(shù)學(xué)模型的精度難以提升，無法滿足精度要求。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于克服現(xiàn)有技術(shù)不足，提供一種航空發(fā)動機模型修正方法，通過在現(xiàn)有縮放和平移修正之外對壓氣機部件特性圖進行旋轉(zhuǎn)修正來進一步提高航空發(fā)動機模型精度。

本發(fā)明具體采用以下技術(shù)方案解決上述技術(shù)問題：

一種航空發(fā)動機模型修正方法，根據(jù)航空發(fā)動機的實際飛行數(shù)據(jù)對航空發(fā)動機部件級模型的部件特性圖進行縮放和平移修正；該航空發(fā)動機模型修正方法還包括對縮放和平移修正后的壓氣機部件特性圖進行旋轉(zhuǎn)修正，所述旋轉(zhuǎn)修正是以縮放和平移后的壓氣機部件特性圖中每條轉(zhuǎn)速線的數(shù)據(jù)均值作為旋轉(zhuǎn)中心對每條轉(zhuǎn)速線進行旋轉(zhuǎn)，各條轉(zhuǎn)速線的旋轉(zhuǎn)角度θ按下式確定：

其中，n_cor,rel,DP、n_cor,rel,OD分別為該條轉(zhuǎn)速線在設(shè)計點和非設(shè)計點的相對折合轉(zhuǎn)速；旋轉(zhuǎn)因子的二次項函數(shù)系數(shù)b、c是以其為待優(yōu)化參數(shù)，以航空發(fā)動機部件級模型的預(yù)測數(shù)據(jù)與實際飛行數(shù)據(jù)之間的平均誤差最小為優(yōu)化目標進行優(yōu)化得到。