CN104346499A - 一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法，包括以下步骤：1)使用NSGA-II多目标遗传算法分析设计变量的设计权重，并设定设计参数的迭代次数和增量；2)设计参数输入推进系统设计单元；3)进行推进系统机构布局，设计点热力性能、流场分布和非设计点工作性能进行模拟计算，得到推进系统的结构参数和性能参数；4)把得到推进系统结构参数和性能参数输入飞推一体化设计单元；5)进行飞行器和推进系统的一体化设计；6)把各项计算性能参数输入整体优化模块中进行总体性能评估，记录评估结果。与现有技术相比，本发明具有大幅缩短整机设计周期和成本等优点。

Description

一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法

技术领域

本发明涉及一种客机发动机设计方法，尤其是涉及一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法。

背景技术

多风扇涡轮发动机是下一代民用宽体客机的推进系统，由于其在结构上和现在的涡扇发动机区别大，因此传统的设计软件无法使用。目前，对多风扇涡轮发动机的设计主要是通过经验公式配合实验数据来实现，但是其缺点是：成本高，设计参数有限，设计周期长等，因此无法高效实现大量数据的同时处理。

发明内容

本发明的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法。

本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：

一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)使用NSGA-II多目标遗传算法分析设计变量的设计权重，并设定设计参数的迭代次数和增量；

2)设计参数输入推进系统设计单元；

3)进行推进系统机构布局，设计点热力性能、流场分布和非设计点工作性能进行模拟计算，得到推进系统的结构参数和性能参数；

4)把得到推进系统结构参数和性能参数输入飞推一体化设计单元；

5)进行飞行器和推进系统的一体化设计；

6)把各项计算性能参数输入整体优化模块中进行总体性能评估，记录评估结果：

7)根据步骤1)设定的增量重新选取设计参数，并且重复执行步骤2)到6)，直至设定的迭代次数；

8)使用设计优化模块中的结果可视化程序进行不同设计参数评估结果分析，进而选取最佳设计方案。

所述的推进系统设计单元具体步骤如下：

101)对推进系统进行设计工况点一维热力学计算；

102)计算推进风扇的数量、尺寸、性能参数和进气口流场状态数据；

103)根据进气口流场分布，使用平行压气机模拟法(PARALLELCOMPRESSOR METHOD)对一维热力学计算结果进行修正；

104)使用平行流线拟合法(PARELLEL STREAM METHOD)进行推进系统非设计工况点一维热力学计算；

105)进行推力风扇三维流体计算，并用计算数据修正所有工况点的一维热力学计算结果。

所述的进气口流场状态计算采用二维流线计算法(STREAMLINECURVATURE)或三维数值模拟法。

所述的非设计工况点包括起飞阶段、爬升阶段、最大巡航高度阶段和时速阶段。

所述的飞推一体化设计单元具体步骤如下：

201)设计推进风扇和飞机之间的安装布局；

202)设计涡轮发电机单元和飞机之间的安装布局；

203)计算飞机机身对发动机进行流场的影响，并且对推进系统耗油量和产生推力数据进行修正；

204)对飞机进行整机风洞数值模拟，并且对步骤201)和步骤202)中的布局进行修正；

205)计算最终的燃油消耗率、排放量和起飞噪音。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

1)大幅缩短整机设计周期和成本；

2)程序模块化处理，大大提高系统的运行效率；

3)具有良好的扩展性。

附图说明

图1为设计方法整体架构图；

图2为本发明具体流程图；

图3为本发明设计参数输入界面。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

实施例

图1所示为本发明的整体构架图。系统采用串联模式，主要由推进系统设计单元，飞推一体化设计单元和整体优化单元组成。针对每一个设计任务，系统会自动对所有可能设计方案进行计算，然后通过结果分析，筛选出最佳设计方案。

图2所示为本发明的具体流程。下面通过设计一台装配某型号宽体民航客机的多风扇涡轮系统为例，对各步骤进行详细描述：

在步骤1中，使用多目标遗传算法分析设计变量的设计权重，总结设计参数的迭代次序和增量；

其中多目标遗传算法是指同时实施最优化的问题就是多目标优化问题，也可称为多准则优化问题、多性能优化问题或者矢量优化问题，多目标优化问题的数学表达式为：

目标函数 f_m(x)，       m＝1，2，…，M

约束函数 g_j(x)≤0，    j＝1，2，…，J

         h_k(x)＝0，    k＝1，2，…，K

$X_i^{\left(L\right)}\≤X_i\≤X_i^{\left(U\right)},i=\mathrm{1,2},...,n$

其中，f_m(x)为第m个目标函数，M为目标函数的总数；g_j(x)为第j个不等式约束函数，J为不等式约束函数的总数；h_k(x)为第k个等式约束函数，K为等式约束函数的总数；X_i为第i个设计变量，n为设计变量的总数；与为第i个设计变量取值的上限与下限。

例如，民航客机推进系统目标设计函数为油耗的最小化，分析目标函数、取值范围和分析权重如表1所示：

表1

目标函数	f1(x)为油耗的最小化
			约束函数	权重	变量取值

核心机进气流量	1	50kg/s到200kg/s
			风扇压比	2	1.15到1.55
风扇推进器进气流量	3	500kg/s到4000kg/s
			核心机燃烧室出口温度	4	1200k到2200k
推力分配系数	5	0到1

在步骤201中，推进系统设计点一维热力学计算采用模块化计算方法，即对不同的部件分别进行性能计算，然后再进行匹配计算；

计算部件包括：1.能量产生单元，即核心机；2.推力产生单元，即多风扇推进器；3.电力传输单元；4.整机冷却系统。

在步骤202中，在进行推进风扇单元的数量、尺寸和性能计算过程中需要考虑电动机和风扇的配合工作问题；

例如，民航客机允许安装最大风扇数量为N1，满足电机的最小允许直径可以使用的最大风扇数量为N2：

风扇数量＝最小值.(N1，N2)

风扇直径＝(风扇推进器截面总长度)/(风扇数量×间隙系数)

电机功率(W)＝发电机总功率×电能利用率/电机数量

推力计算公式：

Fn＝F1-D+F2

$F1=\stackrel{\·}{m}(V_j-V_0)$

$D=\left\{\begin{array}{cc}(p_1-p_0)A_1;& \mathrm{DC}60>0.2\\ 0;& \mathrm{DC}60<0.2\end{array}\right.$

其中Fn为推力，F1为动量推力，D为畸变损失推力，F2为喷嘴修正推力项，Vj为喷嘴出口平均速度，V0为飞机飞行速度，po为大气压强，p1为风扇进口平均压强，p9为喷嘴出口平均压强，DC60为风扇进口处畸变系数。m为进气流量，A1为进气面积，A9为喷嘴出口面积。

在步骤203中，风扇进口流场的流动状态可以使用两种方法：第一种是STREAMLINE CURVATURE方法，优点是计算时间短，缺点是计算精度低；第二种是三维数值模拟，优点是计算精度高，缺点是计算量大。在初始设计过程中推荐使用第一种方法，在高精度设计优化过程中推荐使用第二种方法；

其中STREAMLINE CURVATURE控制方程为(基于柱坐标系)：

$-\frac{1}{\mathrm{\&rho;}}\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;}P=\frac{d\stackrel{\&RightArrow;}{W}}{\mathrm{dt}}+\stackrel{\&RightArrow;}{\mathrm{\&omega;}}\&times;(\stackrel{\&RightArrow;}{\mathrm{\&omega;}}\&times;\stackrel{\&RightArrow;}{r})+2\stackrel{\&RightArrow;}{\mathrm{\&omega;}}\&times;\stackrel{\&RightArrow;}{\mathrm{\&omega;}}+\stackrel{\&RightArrow;}{F}$

计算方程：

$\begin{array}{c}-\frac{1}{\mathrm{\&rho;}}\stackrel{\&RightArrow;}{\&dtri;}P=(-\frac{1}{\mathrm{\&rho;}}\frac{\&PartialD;P}{\&PartialD;r}){\stackrel{\&RightArrow;}{e}}_r+(-\frac{1}{\mathrm{r\&rho;}}\frac{\&PartialD;P}{\&PartialD;w}){\stackrel{\&RightArrow;}{e}}_w+(-\frac{1}{\mathrm{\&rho;}}\frac{\&PartialD;P}{\&PartialD;z}){\stackrel{\&RightArrow;}{e}}_z\\ \frac{{\mathrm{dW}}_r}{\mathrm{dt}}=W_r\frac{{\&PartialD;W}_r}{\&PartialD;r}+\frac{W_w}{r}\frac{{\&PartialD;W}_r}{\&PartialD;w}+W_z\frac{{\&PartialD;W}_r}{\&PartialD;z}\\ \frac{{\mathrm{dW}}_w}{\mathrm{dt}}=W_r\frac{{\&PartialD;W}_w}{\&PartialD;r}+\frac{W_w}{r}\frac{{\&PartialD;W}_w}{\&PartialD;w}+W_z\frac{{\&PartialD;W}_w}{\&PartialD;z}\\ \frac{{\mathrm{dW}}_z}{\mathrm{dt}}=W_r\frac{{\&PartialD;W}_z}{\&PartialD;r}+\frac{W_w}{r}\frac{{\&PartialD;W}_z}{\&PartialD;w}+W_z\frac{{\&PartialD;W}_z}{\&PartialD;z}\end{array}$

$\stackrel{\&RightArrow;}{\mathrm{\&omega;}}\&times;(\stackrel{\&RightArrow;}{\mathrm{\&omega;}}\&times;\stackrel{\&RightArrow;}{r})=\left({\mathrm{\&omega;}}^{2}r\right){\stackrel{\&RightArrow;}{e}}_r+0{\stackrel{\&RightArrow;}{e}}_w+0{\stackrel{\&RightArrow;}{e}}_z$

$2\stackrel{\&RightArrow;}{\mathrm{\&omega;}}\&times;\stackrel{\&RightArrow;}{W}=(-2\mathrm{\&omega;}{W}_w){\stackrel{\&RightArrow;}{e}}_r+\left(2\mathrm{\&omega;}{W}_r\right){\stackrel{\&RightArrow;}{e}}_w+0{\stackrel{\&RightArrow;}{e}}_z$

三维计算直接采用CFD数值模拟。本系统不提供CFD数值模拟程序，只输出创建CFD模型输入变量。

在步骤204中，需要根据已经获取的实验数据或者经验数据对一维热力学计算结果进行修正。修正的参数包括：风扇压比，效率，喷嘴出口面积，进气流量，风扇电机部件转动速度，核心机部件效率，动力涡轮功率，换热效率，压比，推力分配系数，和电机-发电机匹配频谱。

在步骤205中，非工况点包括：起飞阶段，爬升阶段，最大巡航高度阶段和失速阶段。计算过程中使用无量纲功率数(NDP)把风扇压比-进气流量工况图进行转换，并且通过迭代保证电机在不同转速下的无量纲功率值超过该转速下风扇喘振点的无量纲功率值。

NDP＝W/(C_p T)√(T/T_sls)/(P/P_sls)＝CMF/Eff(PR^((r-1)/r)-1)

其中W为功率，Cp为比定压热容，T为进口总温，P为进口总压，CMF为风扇工况图流量，Eff为效率，PR为压比；下脚标sls为标准大气压情况下。

在步骤301和步骤302中，风扇和涡轮发动机单元的安装位置会对整个飞推系统产生比较大的影响，因此需要通过优化处理尽量降低整体的流动损失；

步骤303，进行飞推一体化计算，修正推进系统耗油量和推力。

燃油的修正需要通过利用核心机进气流量来进行，计算公式如下：

$\mathrm{FAR}=\frac{\mathrm{FAR}1-\sqrt{{\mathrm{FAR}1}^2+\mathrm{FAR}2}-\mathrm{FAR}3}{\mathrm{ETA}34}$

FAR1＝0.10118+2.00376E-05×(700-T3)

FAR2＝3.7078E-03-5.2368E-06×(700-T3)-5.2632E-06×T4

FAR3＝8.889E-08×|T4-950|

其中FAR为燃料-进气流量比值，T3为燃烧室进口温度，T4为燃烧室出口温度，ETA34为燃烧室效率。

推理的修正是通过修正主喷嘴的推力系数来实习的，推力系数计算公式如下：

μ＝-0.00000005x^6+0.00000412x^5-0.00012692x^4

+0.00192109x^3-0.01434825x^2+0.03787371x

+0.94732668

其中μ为推力系数，x为喷嘴压比。

在步骤304中，流动性能的判定指标包括推进系统进气畸变，进气总压损失，飞机飞行阻力和机身和推进系统结合表面流动分离情况；

在步骤4中，整体优化是在已经确定风扇和涡轮发电单元布局后，通过调整飞行状态，推进系统运行状态以及采用可行的减排降噪方法来实现整机的优化；

在步骤5中，判断所有设计方案是否计算完毕，若为是，执行步骤6，否则发挥步骤1)；

在步骤6中，系统可以根据用户要求，对任意设计变量和计算结果进行输出。输出内容包括图标和原始计算数据。

·其中热力学性能计算参数保存于excel文件中，输出文件标题格式如下：

<CaseName_ProjectTitle_Time.xlsx>，

例如：Thrust400KN_NX-3Aircraft_20140113.xlsx其中sheet1包含设计工况点性能指标，sheet2包含非设计点公开性能指标，sheet3包含电力系统匹配性能指标。

·多风扇涡轮发动机结构布局图和风扇工作曲线图保存为.png文件，文件名称分别为：Configuration.png和Workingline.png；

·输出性能分析报告文件名为：Performance_Report.docx；

·输出飞推一体化设计参考报告文件名为：EAI_Report.docx。

Claims (5)

1.一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)使用NSGA-II多目标遗传算法分析设计变量的设计权重，并设定设计参数的迭代次数和增量；

2)设计参数输入推进系统设计单元；

3)进行推进系统机构布局，设计点热力性能、流场分布和非设计点工作性能进行模拟计算，得到推进系统的结构参数和性能参数；

4)把得到推进系统结构参数和性能参数输入飞推一体化设计单元；

5)进行飞行器和推进系统的一体化设计；

6)把各项计算性能参数输入整体优化模块中进行总体性能评估，记录评估结果；

7)根据步骤1)设定的增量重新选取设计参数，并且重复执行步骤2)到6)，直至设定的迭代次数；

8)使用设计优化模块中的结果可视化程序进行不同设计参数评估结果分析，进而选取最佳设计方案。

2.根据权利要求1所述的一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法，其特征在于，所述的推进系统设计单元具体步骤如下：

101)对推进系统进行设计工况点一维热力学计算；

102)计算推进风扇的数量、尺寸、性能参数和进气口流场状态数据；

103)根据进气口流场分布，使用平行压气机模拟法对一维热力学计算结果进行修正；

104)使用平行流线拟合法进行推进系统非设计工况点一维热力学计算；

105)进行推力风扇三维流体计算，并用计算数据修正所有工况点的一维热力学计算结果。

3.根据权利要求2所述的一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法，其特征在于，所述的进气口流场状态计算采用二维流线计算法或三维数值模拟法。

4.根据权利要求2所述的一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法，其特征在于，所述的非设计工况点包括起飞阶段、爬升阶段、最大巡航高度阶段和时速阶段。

5.根据权利要求1所述的一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法，其特征在于，所述的飞推一体化设计单元具体步骤如下：

201)设计推进风扇和飞机之间的安装布局；

202)设计涡轮发电机单元和飞机之间的安装布局；

203)计算飞机机身对发动机进行流场的影响，并且对推进系统耗油量和产生推力数据进行修正；

204)对飞机进行整机风洞数值模拟，并且对步骤201)和步骤202)中的布局进行修正；

205)计算最终的燃油消耗率、排放量和起飞噪音。