CN104462653A - 一种发动机仿真设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种发动机仿真设计方法，包括以下步骤：对于任意选定的发动机部件，绘出发动机功率和流经发动机的空气路径，通过连接节点将一个部件的输出端连接至下一个部件的输入端；根据每个部件的相互连接关系得到程序输入、系统变量和部件规定的特性的函数关系；利用上述函数关系进行计算，得到一个待求解的联立代数超越方程和偏微分方程组；求解上述方程和/或方程组，得到整台发动机各节点处的参数和总体性能参数。本发明增加了内外涵换热部件换热计算的相关程序，提高了计算精度，同时在排除该系列发动机故障中，为生产发动机的相关厂商提供技术参数，服务生产实际，极大地提高了发动机性能计算的工作效率，提高了对发动机的深入开发能力。
Description
技术领域
本发明涉及一种航空发动机的开发技术，具体的说是一种发动机仿真设计方法。
背景技术
航空发动机总体性能计算机模拟技术是航空发动机数值仿真技术的重要组成部分。在发动机设计阶段，通过发动机性能数值模拟，可以进行总体性能参数优化、确定发动机的循环参数和部件的设计指标、进行发动机控制规律的优化、确定发动机的控制规律；在发动机研制和使用阶段，通过发动机性能计算机模拟，可以确定发动机各种特性(高度特性、速度特性、节流特性、温度特性等)、进行飞机/发动机匹配研究，定量分析各种使用条件对发动机性能的影响。
早期的航空发动机的设计计算都是基于简单公式和经验数据，靠手工计算完成，这样的设计分析方法，不仅耗费大量人力，而且计算精度低、所能完成的计算功能也单一，不能保证发动机的设计参数达到最优。
目前，国内的发动机性能分析主要使用通用的商业软件，虽然通用计算程序可以进行类似的计算同，但对特有发动机的结构特点和控制规律等专有属性缺少足够的修改空间和适应性，使得无法或较难满足计算要求。
模拟航空发动机性能是通过部件恰当的匹配计算进行的。在发动机模拟程序中，按照在发动机总体性能计算中发动机各主要部件特性的描述方法的差异和复杂程度的不同，可以将发动机性能计算的数学模型划分为三个层次：
第一层次数学模型：以各种拟合关系式或经验关系式描述发动机的性能，整个发动机作为一个“黑盒子”，模型中不描述各个部件的具体工作状态。许多发动机制造厂都是以这种模型向用户提供发动机的速度、高度和节流特性。
第二层次数学模型：发动机各个部件作为一个“黑盒子”，给出各个部件的特性，而不去描述各个部件内部详细的工作情况。然后根据各个部件的共同工作关系，确定发动机的共同工作点，完成发动机性能计算。
第三层次数学模型：对发动机内部流动过程的各个细节进行描述，在发动机通道内，没有“黑盒子”模型，这是目前发动机性能模拟所追求的目标。
第一层次数学模型是针对具体型号而设计，不具有通用性；第二层次数学模型目前正在广泛应用；第三层次数学模型涉及发动机部件内非常复杂的流动过程的数值模拟问题，仍然在发展中。
由于发动机特有的结构特点，在通用的计算程序中，没有相关的程序设计和相关算法，对计算结果造成一定的偏差。
发明内容
针对现有技术中针对航空发动机的开发设计没有通用软件，缺少足够的修改空间和适应性，无法满足相关算法的精确度等不足，本发明要解决的技术问题是提供一种针对性强、提高计算精度的发动机仿真设计方法。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：
本发明一种发动机仿真设计方法，包括以下步骤：
对于任意选定的发动机部件，绘出发动机功率和流经发动机的空气路径，通过连接节点将一个部件的输出端连接至下一个部件的输入端；
根据每个部件的相互连接关系得到程序输入、系统变量和部件规定的特性的函数关系；
利用上述函数关系进行计算，得到一个待求解的联立代数超越方程和偏微分方程组；
求解上述方程和/或方程组，得到整台发动机各节点处的参数和总体性能参数。
发动机稳态气动热力计算包括设计点性能计算和非设计点性能计算，其中设计点性能计算包括以下步骤：
1)确定发动机类型，并绘制发动机流程截面图，根据流程截面图上设定的截面符号输入到热力循环计算程序中，得到对应截面上的气流流量、总温、总压气动参数；
2)根据被计算的发动机流程截面图和发动机的具体情况及使用特点，输入发动机要求的引气量、功率提取、冷气空气量、放气量的具体值；
3)输入发动机设计点的飞行高度和马赫数；
4)输入发动机流道内各段的流程损失；
5)输入热力循环参数。
对于外设换热器的发动机，以通用程序处理方法为基础，根据发动机的持点，增加热交换部件的热力循环处理程序，其换热器管内空气引自高压压气机，换热器管外为外函空气，换热器换热后各参数按下列各式计算：
其中：T2 *、P2 *为换热器管内气流换热前的总温、总压；T12 *、P12 *为换热器管外气流换热前的总温、总压；qma1为风扇入口空气流量；qma2为高压出口空气流量；qma换热器为换热器管内空气流量；qma外函为外函空气流量；分别为换热器内、外流的总压损失系数。
所述输入发动机流道内各段的流程损失包括：进气道、外涵管道、风扇压气机过渡段、高低压涡轮过渡段、涡轮后到加力燃烧室之间的扩压段流道内的总压恢复系数。
所述输入热力循环参数为：发动机的流量、涵道比，压气机的换算流量、增压比、绝热效率，燃烧室的燃烧效率、总压损失、出口温度，涡轮的绝热效率，加力燃烧室的燃烧效率、总压损失和加力温度。
对于具有双涵道混合排气的涡扇发动机，增加两股能量不同的气流进行热交换过程的计算模型。
本发明具有以下有益效果及优点：
1.本发明方法应用于发动机的改进改型的研发，针对现有发动机的特有结构进行设计开发，增加了内外涵换热部件的换热计算，并结合特有型号的实际控制方式，增加了相关程序，提高了计算精度，对改进的系列发动机进行了性能模拟计算，可在发动机研发过程中和后续的生产中广泛应用，能够实现涡扇发动机的高度特性、速度特性和节流特性的计算和分析，同时能够考虑非标准环境温度、附加功率提取、附加引气、内外涵换热等对发动机性能的影响，同时在排除该系列发动机故障中，为生产发动机的相关厂商提供技术参数，服务生产实际，查找分析故障原因。
2.本发明方法在通用程序基础上进行了针对性的改进和完善，既针对发动朵特有的结构特点增加了部件的模拟程序，又结合了发动机的实际控制方式设定专利用控制方法，能够有效分析的模拟该系列发动机性能参数，增加了程序设计的针对性，为发动机提供了专用的性能计算功能，应用本发明方法进行的计算，结果符合设计要求，与已掌握的发动机性能参数符合情况良好，极大地提高了发动机性能计算的工作效率，提高了对发动机的深入开发能力。
3.本发明方法软件采用界面化操作，可视化界面易于掌握，并可对计算所得的数据结果输出，按操作者要求，自动绘制参数曲线，
附图说明
图1为本发明方法中设计点热力循环参数计算流程图；
图2为本发明方法中涉及的发动机流程截面图。
具体实施方式
下面结合说明书附图对本发明作进一步阐述。
本发明一种发动机仿真设计方法，包括以下步骤：对于任意选定的发动机部件，绘出发动机功率和流经发动机的空气路径，通过连接节点将一个部件的输出端连接至下一个部件的输入端；
根据每个部件的相互连接关系得到程序输入、系统变量和部件规定的特性的函数关系；
利用上述函数关系进行计算，得到一个待求解的联立代数超越方程和偏微分方程组；
求解上述方程和/或方程组，得到整台发动机各节点处的参数和总体性能参数。
发动机稳态气动热力计算包括设计点性能计算和非设计点性能计算，其中设计点性能计算包括以下步骤：
1)确定发动机类型，并绘制发动机流程截面图，根据流程截面图上设定的截面符号输入到热力循环计算程序中，得到对应截面上的气流流量、总温、总压气动参数；
2)根据被计算的发动机流程截面图和发动机的具体情况及使用特点，输入发动机要求的引气量、功率提取、冷气空气量、放气量的具体值；
3)输入发动机设计点的飞行高度和马赫数；
4)输入发动机流道内各段的流程损失，包括：进气道、外涵管道、风扇压气机过渡段、高低压涡轮过渡段、涡轮后到加力燃烧室之间的扩压段流道内的总压恢复系数；
5)输入热力循环参数，包括发动机的流量、涵道比，压气机的换算流量、增压比、绝热效率，燃烧室的燃烧效率、总压损失、出口温度，涡轮的绝热效率，加力燃烧室的燃烧效率、总压损失和加力温度。
有些发动机在外函有换热器，其换热器管内空气引自高压压气机，用于冷却涡轮。换热器管外为外函空气。经换热器换热后各参数按下列各式计算：
其中：T2 *、P2 *为换热器管内气流换热前的总温、总压；T12 *、P12 *为换热器管外气流换热前的总温、总压；qma1为风扇入口空气流量；qma2为高压出口空气流量；qma换热器为换热器管内空气流量；qma外函为外函空气流量；分别为换热器内、外流的总压损失系数。
对于具有双涵道混合排气的涡扇发动机，增加两股能量不同的气流进行热交换过程的计算模型，提高软件计算方针的准确性，为该计算方法中特有的。
发动机稳态气动热力计算包括设计点性能计算和非设计点性能计算。发动机设计点性能计算是指在选定的一种飞行条件下，选择一组发动机热力循环参数进行发动机的由前至后的各部件热力过程计算。设计点性能计算目的是初步确定发动机在设计点条件下的主要性能(推力和耗油率)是否满足飞行器性能要求；或者是根据飞行器对发动机推力的要求，初步确定反映发动机尺寸大小的空气流量等级。与此同时，还确定了发动机各流通截面的气动和几何参数，为各部件气动和结构设计提供原始数据。
发动机设计点热力循环参数分析的框图如图1所示。为了进行热力循环参数计算分析，需要为涡轮发动机热力循环计算程序输入以下参数，才能进行计算。
(1)确定发动机类型，并绘制发动机流程截面图。本实施例选定的发动机为混合排气双转子加力式涡扇发动机，则可以将航空发动机以图2所示的流程截面图表示，根据流程截面图上设定的截面符号输入到热力循环计算程序中，以便计算出对应截面上的气流流量、总温、总压等气动参数。
(2)根据被计算的发动机流程截面图和发动机的具体情况及使用特点，输入要求的引气量、功率提取、冷气空气量、放气等具体值。
(3)输入发动机设计点的飞行高度和马赫数。
(4)输入发动机流道内各段的流程损失，包括进气道、外涵管道、风扇压气机过渡段、高低压涡轮过渡段、涡轮后到加力燃烧室之间的扩压段等流道内的总压恢复系数。
(5)输入热力循环参数。涡轮发动机的热力循环参数主要指发动机的流量、涵道比，压气机的换算流量、增压比、绝热效率，燃烧室的燃烧效率、总压损失、出口温度，涡轮的绝热效率，加力燃烧室的燃烧效率、总压损失和加力温度等。
非设计点性能计算又称为特性计算。一般包括高度-速度特性计算、油门特性计算、大气环境变化对发动机性能影响的计算。非设计点性能计算只能在设计点性能计算完成之后，各部件特性和发动机调节计划都选定后才开始进行。在非设计点计算时，发动机热力循环参数及各截面气流参数不是随意给定的，它们必须即满足各部件自身的特性，又要保持各部件之间的流量连续、功率平衡、压力平衡等一系列共同工作条件。发动机非设计点性能计算就是试图得到一组热力循环参数和发动机各截面参数，使得它们满足由这些共同工作条件和部件特性列出的一系列方程，而相应的发动机推力、耗油率等就是非设计点的性能，例如，对于尾喷管面积不可调节的双转子涡扇发动机，热力循环计算时需选定6个独立变量，同时可以找出6个共同工作方程，这6个共同工作方程完全是由6个独立变量确定，这就构成了一个封闭的非线性方程组，当选定的6个独立变量使得6个共同工作方程达到平衡时，就意味着发动机非设计点性能计算任务完成。因此，发动机非设计点性能计算的关键是进行非线性方程组(共同工作方程组)的数值计算。
为分析和评价本研究发展的航空燃气涡轮发动机性能计算软件的计算精度，本实施例以涡扇发动机为例进行了计算分析，并与部分试验数据进行了对比。计算出的发动机最大和加力状态的推力和耗油率随飞行高度和马赫数的变化，并与试验测量数据进行了对比，可以看到计算结果和试验数据具有良好的一致性。
Claims (6)
1.一种发动机仿真设计方法，其特征在于：包括以下步骤：
对于任意选定的发动机部件，绘出发动机功率和流经发动机的空气路径，通过连接节点将一个部件的输出端连接至下一个部件的输入端；
根据每个部件的相互连接关系得到程序输入、系统变量和部件规定的特性的函数关系；
利用上述函数关系进行计算，得到一个待求解的联立代数超越方程和偏微分方程组；
求解上述方程和/或方程组，得到整台发动机各节点处的参数和总体性能参数。
2.按权利要求1所述的发动机仿真设计方法，其特征在于：发动机稳态气动热力计算包括设计点性能计算和非设计点性能计算，其中设计点性能计算包括以下步骤：
1)确定发动机类型，并绘制发动机流程截面图，根据流程截面图上设定的截面符号输入到热力循环计算程序中，得到对应截面上的气流流量、总温、总压气动参数；
2)根据被计算的发动机流程截面图和发动机的具体情况及使用特点，输入发动机要求的引气量、功率提取、冷气空气量、放气量的具体值；
3)输入发动机设计点的飞行高度和马赫数；
4)输入发动机流道内各段的流程损失；
5)输入热力循环参数。
3.按权利要求2所述的发动机仿真设计方法，其特征在于：
对于外设换热器的发动机，以通用程序处理方法为基础，根据发动机的持点，增加热交换部件的热力循环处理程序，其换热器管内空气引自高压压气机，换热器管外为外函空气，换热器换热后各参数按下列各式计算：
换热器出口的空气总温
换热后外函空气总温
换热器出口的空气总压
换热后外函空气总压
其中：T2 *、P2 *为换热器管内气流换热前的总温、总压；T12 *、P12 *为换热器管外气流换热前的总温、总压；qma1为风扇入口空气流量；qma2为高压出口空气流量；qma换热器为换热器管内空气流量；qma外函为外函空气流量；分别为换热器内、外流的总压损失系数。
4.按权利要求1所述的发动机仿真设计方法，其特征在于：
所述输入发动机流道内各段的流程损失包括：进气道、外涵管道、风扇压气机过渡段、高低压涡轮过渡段、涡轮后到加力燃烧室之间的扩压段流道内的总压恢复系数。
5.按权利要求1所述的发动机仿真设计方法，其特征在于：
所述输入热力循环参数为：发动机的流量、涵道比，压气机的换算流量、增压比、绝热效率，燃烧室的燃烧效率、总压损失、出口温度，涡轮的绝热效率，加力燃烧室的燃烧效率、总压损失和加力温度。
6.按权利要求1所述的发动机仿真设计方法，其特征在于：对于具有双涵道混合排气的涡扇发动机，增加两股能量不同的气流进行热交换过程的计算模型。
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|---|---|
| CN (1) | CN104462653A (zh) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105512429A (zh) * | 2015-12-31 | 2016-04-20 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种三轴燃气轮机的总体方案计算方法 |
| CN107315875A (zh) * | 2017-06-26 | 2017-11-03 | 南京航空航天大学 | 分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型 |
| CN108168900A (zh) * | 2017-11-22 | 2018-06-15 | 北京动力机械研究所 | 满足无人机用发动机宽包线范围推力需求的控制方法 |
| CN109655102A (zh) * | 2018-11-01 | 2019-04-19 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 基于液压泵的管路工作介质的压力和温度损失测量方法 |
| CN110020491A (zh) * | 2019-04-16 | 2019-07-16 | 厦门大学 | 一种螺旋桨与发动机混合维数仿真方法 |
| WO2020118513A1 (zh) * | 2018-12-11 | 2020-06-18 | 大连理工大学 | 一种基于自抗扰理论的涡扇发动机稳态过渡态多变量控制方法 |
| CN111522255A (zh) * | 2020-04-22 | 2020-08-11 | 第四范式（北京）技术有限公司 | 仿真系统和仿真方法 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2004111883A2 (de) * | 2003-06-17 | 2004-12-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zum entwurf eines technischen systems |
| CN103267644A (zh) * | 2012-06-28 | 2013-08-28 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 发动机性能仿真方法 |
-
2014
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Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2004111883A2 (de) * | 2003-06-17 | 2004-12-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zum entwurf eines technischen systems |
| CN103267644A (zh) * | 2012-06-28 | 2013-08-28 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 发动机性能仿真方法 |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105512429A (zh) * | 2015-12-31 | 2016-04-20 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种三轴燃气轮机的总体方案计算方法 |
| CN105512429B (zh) * | 2015-12-31 | 2019-03-08 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种三轴燃气轮机的总体方案计算方法 |
| CN107315875A (zh) * | 2017-06-26 | 2017-11-03 | 南京航空航天大学 | 分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型 |
| CN108168900A (zh) * | 2017-11-22 | 2018-06-15 | 北京动力机械研究所 | 满足无人机用发动机宽包线范围推力需求的控制方法 |
| CN109655102A (zh) * | 2018-11-01 | 2019-04-19 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 基于液压泵的管路工作介质的压力和温度损失测量方法 |
| CN109655102B (zh) * | 2018-11-01 | 2021-01-08 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 基于液压泵的管路工作介质的压力和温度损失测量方法 |
| WO2020118513A1 (zh) * | 2018-12-11 | 2020-06-18 | 大连理工大学 | 一种基于自抗扰理论的涡扇发动机稳态过渡态多变量控制方法 |
| US11392094B2 (en) | 2018-12-11 | 2022-07-19 | Dalian University Of Technology | Steady state and transition state multi-variable control method of a turbofan engine based on an active disturbance rejection control theory (ADRC) |
| CN110020491A (zh) * | 2019-04-16 | 2019-07-16 | 厦门大学 | 一种螺旋桨与发动机混合维数仿真方法 |
| CN111522255A (zh) * | 2020-04-22 | 2020-08-11 | 第四范式（北京）技术有限公司 | 仿真系统和仿真方法 |
| CN111522255B (zh) * | 2020-04-22 | 2022-09-23 | 第四范式（北京）技术有限公司 | 仿真系统和仿真方法 |
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