CN109376498B - 涡扇发动机的建模方法 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种涡扇发动机的建模方法。该方法包括：对涡扇发动机的多个试验点的试验数据进行状态转换，得到处于目标试验状态下的试验点数据集合；对试验点数据集合中的数据进行筛选，获得筛选试验点数据集合；根据筛选试验点数据集合构建气动热力学模型；根据实际检测到的多个实测参数，依次对气动热力学模型中的多个试凑迭代参数进行参数试凑，得到试凑后的气动热力学模型；对试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型；对校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型。本公开实施例所提供的涡扇发动机的建模方法，构建模型的周期短，所构建的模型的误差小、精度高。

Description

涡扇发动机的建模方法

技术领域

本公开涉及涡扇发动机技术领域，尤其涉及一种涡扇发动机的建模方法。

背景技术

涡扇发动机等航空发动机气动热力数学模型是评估和预测航空发动机在不同飞行状态下的使用性能的重要工具。相关技术中，构建航空发动机气动热力数学模型要依赖于数量庞大的部件试验特性数据才能建立，且所建立的模型误差大、精度低等问题。

发明内容

有鉴于此，本公开提出了一种涡扇发动机的建模方法，以解决涡扇发动机的气动热力学模型的误差大、精度低的问题。

根据本公开的第一方面，提供了一种涡扇发动机的建模方法，所述方法包括：

对涡扇发动机的多个试验点的试验数据进行状态转换，得到处于目标试验状态下的试验点数据集合；

对所述试验点数据集合中的数据进行筛选，获得筛选试验点数据集合；

根据所述筛选试验点数据集合构建气动热力学模型；

根据实际检测到的多个实测参数，依次对所述气动热力学模型中的多个试凑迭代参数进行参数试凑，得到试凑后的气动热力学模型；

对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型；

对所述校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型。

对于上述方法，在一种可能的实现方式中，对所述试验点数据集合中的数据进行筛选，获得筛选试验点数据集合，包括：

选取所述试验点数据集合中的雷诺数指数大于雷诺数阈值的数据，得到第一试验点数据集合；

选取所述第一试验点数据集合中的低压换算相对转速大于转速阈值、且处于不加力条件下最高状态的数据，得到第二试验点数据集合；

选取所述第二试验点数据集合中对应的节流状态数据量大于或等于状态数据量阈值的数据，得到所述筛选试验点数据集合。

对于上述方法，在一种可能的实现方式中，通过式1计算所述试验点数据集合中数据的雷诺数指数，以及通过式2计算所述第一试验点数据集合中数据的低压换算相对转速，

其中，RNI数据的雷诺数指数，Pt为试验点的进气总压，Pt_ref为参考总压，R_ref为参考气体常数，R为试验点气体常数，Tt_ref为参考总温，Tt为当前试验点进气总温，μ_ref为参考气体动力粘度，μ为试验点气体动力粘度，N₁为低压换算相对转速，N_{1,ISA,SLS,1.0}为实际转速，N_1cor为设计转速。

对于上述方法，在一种可能的实现方式中，根据实际检测到的多个实测参数，依次对所述气动热力学模型中的多个试凑迭代参数进行参数试凑，得到试凑后的气动热力学模型，包括：

根据实测物理流量，对所述气动热力学模型中的进口换算流量进行进口换算流量参数试凑；

根据实测燃油流量，对所述气动热力学模型中的燃烧室出口温度进行燃烧室出口温度参数试凑；

根据实测内涵出口温度，对所述气动热力学模型中的涵道比进行涵道比参数试凑；

根据实测内涵出口总压，对所述气动热力学模型中的低压涡轮效率进行低压涡轮效率参数试凑；

根据实测外涵出口总压，对所述气动热力学模型中的外涵道总压恢复系数进行外涵道总压恢复系数参数试凑；

根据实测风扇外涵出口温度，对所述气动热力学模型中的风扇外涵效率进行风扇外涵效率参数试凑；

根据实测压气机出口温度，对所述气动热力学模型中的压气机效率进行压气机效率参数试凑；

根据实测推力，对所述气动热力学模型中的喷管推力系数进行喷管推力系数参数试凑；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型依次满足所有参数匹配条件时，得到试凑后的气动热力学模型，

其中，所述参数匹配条件依次包括以下至少一种：实测推力匹配条件、实测压气机出口温度匹配条件、实测风扇外涵出口温度匹配条件、实测外涵出口总压匹配条件、实测内涵出口总压匹配条件、实测内涵出口温度匹配条件、实测燃油流量匹配条件和实测物理流量匹配条件。

对于上述方法，在一种可能的实现方式中，根据实际检测到的多个实测参数，依次对所述气动热力学模型中的多个试凑迭代参数进行参数试凑，得到试凑后的气动热力学模型，还包括：

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足参数匹配条件时，确定并执行与气动热力学模型不满足的参数匹配条件相对应的目标参数试凑步骤、以及执行所述目标试凑步骤之后的参数试凑步骤，

其中，确定并执行与气动热力学模型不满足的参数匹配条件相对应的目标参数试凑步骤，包括以下至少一种：

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测推力匹配条件时，将所述喷管推力系数参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测压气机出口温度匹配条件时，将所述压气机效率参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测风扇外涵出口温度匹配条件时，将所述风扇外涵效率参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测外涵出口总压匹配条件时，将所述外涵道总压恢复系数参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测内涵出口总压匹配条件时，将所述低压涡轮效率参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测内涵出口温度匹配条件时，将所述涵道比参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测燃油流量匹配条件时，将所述燃烧室出口温度参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测物理流量匹配条件时，将所述进口换算流量参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤。

对于上述方法，在一种可能的实现方式中，对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型，包括：

根据实际检测到的节流状态效率的分布，进行至少一个部件特性的效率平移调整，以对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型，

其中，在进行至少一个部件特性的效率平移调整的过程中，循环参考点不变，所述循环状态点包括所述筛选试验点数据集合中数据量最大的节流状态所覆盖的试验点。

对于上述方法，在一种可能的实现方式中，对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型，包括：

根据实际检测到的转速的分布，进行至少一个部件特性的转速平移调整，以对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型，其中，在进行至少一个部件特性的转速平移调整的过程中，对应的部件转速线位置不变。

对于上述方法，在一种可能的实现方式中，对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型，包括：

根据确定的低压风扇压比与流量的关系，在不同转速下，通过可变几何调整进行共同工作线的上下调整，以对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型。

对于上述方法，在一种可能的实现方式中，对所述校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型，包括：

获取实际检测到的所述涡扇发动机的多个试验点的试验数据的误差和进口压力，以及确定所述进口压力所对应耗油率参数；

在确定所述误差与所述进口压力分布的相关系数大于第一系数阈值、且在所述进口压力小于压力阈值时，若小于压力阈值的进口压力所对应的耗油率参数小于耗油计算值，则通过雷诺数修正方式对所述校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型，

其中，所述耗油计算值是根据所述校准后的气动热力学模型计算得到的。

对于上述方法，在一种可能的实现方式中，对所述校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型，包括：

获取实际检测到的所述涡扇发动机的多个试验点的试验数据的误差和进口温度；

在确定所述误差与所述进口温度分布的相关系数大于第二系数阈值时，通过间隙修正方式对所述校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型。

本公开实施例所提供的涡扇发动机的建模方法，对涡扇发动机的多个试验点的试验数据进行状态转换，得到处于目标试验状态下的试验点数据集合；对试验点数据集合中的数据进行筛选，获得筛选试验点数据集合；根据筛选试验点数据集合构建气动热力学模型；根据实际检测到的多个实测参数，依次对气动热力学模型中的多个试凑迭代参数进行参数试凑，得到试凑后的气动热力学模型；对试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型；对校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型。构建涡扇发动机的目标气动热力学模型的周期短，所构建的涡扇发动机的目标气动热力学模型的误差小、精度高。

根据下面参考附图对示例性实施例的详细说明，本公开的其它特征及方面将变得清楚。

附图说明

包含在说明书中并且构成说明书的一部分的附图与说明书一起示出了本公开的示例性实施例、特征和方面，并且用于解释本公开的原理。

图1示出根据本公开一实施例的涡扇发动机的建模方法的流程图。

图2示出根据本公开一实施例的涡扇发动机的建模方法中步骤S12的流程图。

图3a、图3b示出根据本公开一实施例的涡扇发动机的建模方法中步骤S14的流程图。

图4示出根据本公开一实施例的涡扇发动机的建模方法中步骤S14的过程示意图。

图5示出根据本公开一实施例的效率平移调整的过程示意图。

图6示出根据本公开一实施例的转速平移调整的过程示意图。

图7示出根据本公开一实施例的共同工作线调整的过程示意图。

具体实施方式

以下将参考附图详细说明本公开的各种示例性实施例、特征和方面。附图中相同的附图标记表示功能相同或相似的元件。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。

另外，为了更好的说明本公开，在下文的具体实施方式中给出了众多的具体细节。本领域技术人员应当理解，没有某些具体细节，本公开同样可以实施。在一些实例中，对于本领域技术人员熟知的方法、手段、元件和电路未作详细描述，以便于凸显本公开的主旨。

图1示出根据本公开一实施例的涡扇发动机的建模方法的流程图。如图1所示，该方法可以包括步骤S11至步骤S16。

在步骤S11中，对涡扇发动机的多个试验点的试验数据进行状态转换，得到处于目标试验状态下的试验点数据集合。

在本实施例中，试验点可以是涡扇发动机的工作特性点，也即涡扇发动机的特性曲线图上的表征涡扇发动机的流量、压比、效率等工作特性的点。试验数据可以是涡扇发动机装机或者试验时获取到的高空性能数据。试验数据可以不包含涡扇发动机具体部件特性的试验数据。将试验数据转换至目标状态，是为了将所有的数据进行统一，以保证试验数据的准确性。目标试验状态可是国际标准大气平面状态、高空模拟试验状态等状态，本领域技术人员可以根据实际需要对目标试验状态进行设置，本公开对此不作限制。

在一种可能的实现方式中，在对试验数据进行状态转换之前，可以根据多个试验点在进行试验测试的测点布局、涡扇发动机结构剖面、涡扇发动机的设计报告、涡扇发动机的说明书等信息，对多个试验点的试验数据进程初步确认，分析预估各部件的设计指标参数，并利用发动机不同节流状态下相同参数的连续性检查，排除多个试验点的试验数据中的坏点，以保证最终所建立的目标气动热力学模型的精度。其中，坏点可以是试验数据存在明显错误、或存在明显准确性不足等问题的试验点。

在一种可能的实现方式中，试验数据可以包括进口物理流量、转速、燃油流量、内涵出口温度、内涵出口总压、外涵出口总压、风扇外涵出口温度、压气机出口温度、推力FN等与飞机在飞行中涡扇发动机的运行状态相关的数据。

在步骤S12中，对试验点数据集合中的数据进行筛选，获得筛选试验点数据集合。

在本实施例中，对试验点数据集合中的数据进行筛选，可以根据验点数据集合中数据的雷诺数指数、低压换算相对转速、节流状态数量等进行筛选。

图2示出根据本公开一实施例的涡扇发动机的建模方法中步骤S12的流程图。在一种可能的实现方式中，如图2所示，步骤S12可以包括步骤S121和步骤S123。

在步骤S121中，选取试验点数据集合中的雷诺数指数大于雷诺数阈值的数据，得到第一试验点数据集合。

在该实现方式中，可以根据模型精度、试验数据数量等需要对雷诺数阈值进行设置，本公开对此不作限制。例如，将雷诺数阈值设置为0.7。这样，可以保证第一试验点数据集合中的试验数据能够不受雷诺数因素的影响，并且使得第一试验点数据集合中的试验数据能够直接地反映涡扇发动机内部的气动热力匹配关系，同时可以保证模型的精度。

在步骤S122中，选取第一试验点数据集合中的低压换算相对转速大于转速阈值、且处于不加力条件下最高状态的数据，得到第二试验点数据集合。

在该实现方式中，可以根据模型精度、试验数据数量等需要对转速阈值进行设置，本公开对此不作限制。例如，将转速阈值设置为0.9。不加力条件下最高状态可以是涡扇发动机在不加力的条件下进行工作的最高状态，在此状态下，涡扇发动机处于高负荷、高效率、大推力状态，其上的传感器等处于较高精度测量区间。这样，可以降低所确定的第二试验点数据集合中的试验数据的相对误差，保证模型的精度。

在步骤S123中，选取第二试验点数据集合中对应的节流状态数据量大于或等于状态数据量阈值的数据，得到筛选试验点数据集合。

在该实现方式中，可以根据模型精度、试验数据数量等需要对状态数据量阈值进行设置，本公开对此不作限制。

举例来说，可以对不同节流状态所覆盖的试验点的试验数据的数据量进行统计，并按照数据量由大到小的顺序对不同节流状态的数据量进行排序，并根据排序在前的一个或几个节流状态的数据量确定状态数据量阈值。以便于据此选取第二试验点数据集合中、排序在前的一个或几个节流状态所覆盖的试验点的试验数据，得到筛选试验点数据集合。

通过上述方式，在保证了模型精度的同时，尽可能多的保留了试验数据，以使得后续校准过程可以有足够的试验数据，提高校准的精确性，进一步提高了模型的精度。

在一种可能的实现方式中，可以通过式1计算试验点数据集合中数据的雷诺数指数，以及可以通过式2计算第一试验点数据集合中数据的低压换算相对转速，

其中，RNI数据的雷诺数指数，Pt为试验点的进气总压，Pt_ref为参考总压，R_ref为参考气体常数，R为试验点气体常数，Tt_ref为参考总温，Tt为当前试验点进气总温，μ_ref为参考气体动力粘度，μ为试验点气体动力粘度，N₁为低压换算相对转速，N_{1,ISA,SLS,1.0}为实际转速，N_1cor为设计转速。还可以采用其他公式进行雷诺数指数和低压换算相对转速的计算，本公开对此不作限制。

在步骤S13中，根据筛选试验点数据集合构建气动热力学模型。

在本实施例中，可以根据筛选试验点数据集合构建初始的气动热力学模型，以便于后续对气动热力学模型进行参数试凑、校准和修正。

在步骤S14中，根据实际检测到的多个实测参数，依次对气动热力学模型中的多个试凑迭代参数进行参数试凑，得到试凑后的气动热力学模型；

在本实施例中，实际检测到的多个实测参数可以是上述筛选试验点数据集合中的试验数据，也可以是其他试验数据，本公开对此不作限制。

图3a示出根据本公开一实施例的涡扇发动机的建模方法中步骤S14的流程图。在一种可能的实现方式中，如图3a所示，步骤S14可以包括步骤S141至步骤S149。

在步骤S141中，根据实测物理流量，对气动热力学模型中的进口换算流量进行进口换算流量参数试凑。

在步骤S142中，根据实测燃油流量，对气动热力学模型中的燃烧室出口温度进行燃烧室出口温度参数试凑。

在步骤S143中，根据实测内涵出口温度，对气动热力学模型中的涵道比进行涵道比参数试凑。

在步骤S144中，根据实测内涵出口总压，对气动热力学模型中的低压涡轮效率进行低压涡轮效率参数试凑。

在步骤S145中，根据实测外涵出口总压，对气动热力学模型中的外涵道总压恢复系数进行外涵道总压恢复系数参数试凑。

在步骤S146中，根据实测风扇外涵出口温度，对气动热力学模型中的风扇外涵效率进行风扇外涵效率参数试凑。

在步骤S147中，根据实测压气机出口温度，对气动热力学模型中的压气机效率进行压气机效率参数试凑。

在步骤S148中，根据实测推力，对气动热力学模型中的喷管推力系数进行喷管推力系数参数试凑。

在步骤S149中，在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型依次满足所有参数匹配条件时，得到试凑后的气动热力学模型。该试凑后的气动热力学模型包括模型以及相关的几何尺寸。

其中，参数匹配条件依次可以包括以下至少一种：实测推力匹配条件、实测压气机出口温度匹配条件、实测风扇外涵出口温度匹配条件、实测外涵出口总压匹配条件、实测内涵出口总压匹配条件、实测内涵出口温度匹配条件、实测燃油流量匹配条件和实测物理流量匹配条件。

在该实现方式中，根据实际检测到的实测参数(也即实测推力、实测压气机出口温度、实测风扇外涵出口温度、实测外涵出口总压、实测内涵出口总压、实测内涵出口温度、实测燃油流量和实测物理流量等实测参数)，依次对气动热力学模型中的多个试凑迭代参数(也即进口换算流量、燃烧室出口温度、涵道比、低压涡轮效率、外涵道总压恢复系数、风扇外涵效率、压气机效率、喷管推力系数等试凑迭代参数)进行参数试凑，可以是根据实测参数对气动热力学模型中的试凑迭代参数进行调整。

在该实现方式中，气动热力学模型满足参数匹配条件，可以是根据执行步骤S141至步骤S148之后所得到的气动热力学模型所计算出的计算值，与对应的参数匹配条件中的实测值(也即实测推力、实测压气机出口温度、实测风扇外涵出口温度、实测外涵出口总压、实测内涵出口总压、实测内涵出口温度、实测燃油流量和实测物理流量等实际检测到的数值)相匹配。计算值与对应的实测值相匹配可以是计算值与实测值的误差小于一定的误差范围。其中，实测值可以是之前步骤S141值步骤S148中所用到的实测参数，也可以是其他实际检测到的数据。

在该实现方式中，需按照上述步骤S141至步骤S149的顺序依次对气动热力学模型中的多个试凑迭代参数进行参数试凑，得到试凑后的气动热力学模型，以保证试凑的准确性，进而保证模型的精度。

图3b示出根据本公开一实施例的涡扇发动机的建模方法中步骤S14的流程图。在一种可能的实现方式中，如图3b所示，步骤S14还可以包括步骤S140。

在步骤S140中，在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足参数匹配条件时，确定并执行与气动热力学模型不满足的参数匹配条件相对应的目标参数试凑步骤、以及执行目标试凑步骤之后的参数试凑步骤。

其中，确定并执行与气动热力学模型不满足的参数匹配条件相对应的目标参数试凑步骤，可以包括以下至少一种：

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测推力匹配条件时，将喷管推力系数参数试凑步骤确定为目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测压气机出口温度匹配条件时，将压气机效率参数试凑步骤确定为目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测风扇外涵出口温度匹配条件时，将风扇外涵效率参数试凑步骤确定为目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测外涵出口总压匹配条件时，将外涵道总压恢复系数参数试凑步骤确定为目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测内涵出口总压匹配条件时，将低压涡轮效率参数试凑步骤确定为目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测内涵出口温度匹配条件时，将涵道比参数试凑步骤确定为目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测燃油流量匹配条件时，将燃烧室出口温度参数试凑步骤确定为目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测物理流量匹配条件时，将进口换算流量参数试凑步骤确定为目标参数试凑步骤。

在该实现方式中，由于参数匹配条件中的实测值与试凑迭代参数存在单调或单值对应关系，根据气动热力学模型所计算出的计算值与实测值的差值、以及该单调或单值对应关系，对试凑迭代参数进行试凑修改，进而得到试凑后的气动热力学模型。不满足不同的参数匹配条件，需从不同的试凑迭代参数开始进行整个参数试凑过程。

举例来说，以参数匹配条件为实测燃油流量匹配条件为例。由于实测燃油流量越大，能够表明涡扇发动机的燃烧室中所添加的燃料越多，进而可以确定对燃烧室中的燃料进行燃烧所获得的燃烧室出口温度越高。预先设置一个燃烧室出口温度(该温度与实测燃油流量所对应的燃烧室出口温度相同)，并通过气动热力学模型计算出预测的燃油流量(计算值)，并判断预测的燃油流量与实测燃油流量(实测值)是否相同(或者计算值与实测值的误差处于设定误差范围)。在预测的燃油流量与实测燃油流量不相同(或者计算值与实测值的误差不处于设定误差范围)时，可以确定步骤S141至步骤S148的参数试凑过程中从步骤S142的燃烧室出口温度参数试凑步骤开始，其参数试凑过程需要修改，则将步骤S142的燃烧室出口温度参数试凑步骤确定为目标参数试凑步骤，并依次执行步骤S142至步骤S148的参数试凑过程。。

应当理解的是，可以根据实际需要对气动热力学模型不满足参数匹配条件与目标参数试凑步骤的对应关系进行设置，上述对应关系仅是多种对应关系的一种示例，本公开对此不作限制。

举例来说，图4示出根据本公开一实施例的涡扇发动机的建模方法中步骤S14的过程示意图。如图4所示，给出了步骤S14的一种实施方式示例，可以按照步骤S001至步骤S018的顺序进行参数试凑过程。

在步骤S001至步骤S008中，开始进行参数试凑后，依次执行各参数试凑步骤(也即执行上述步骤S141至步骤S148)。

在步骤S009中，对执行完步骤S001至步骤S008之后所得到的气动热力学模型，进行热力程序计算，得到计算后的气动热力学模型。其中，热力程序计算可以根据与涡扇发动机相关的热力学计算公式进行计算。

在步骤S010中，判断计算后的气动热力学模型是否满足实测推力匹配条件。若是执行下一步骤S011，若否执行步骤S008。

在步骤S011中，判断计算后的气动热力学模型是否满足实测压气机出口温度匹配条件。若是执行下一步骤S012，若否执行步骤S007。

在步骤S012中，判断计算后的气动热力学模型是否满足实测风扇外涵出口温度匹配条件。若是执行下一步骤S013，若否执行步骤S006。

在步骤S013中，判断计算后的气动热力学模型是否满足实测外涵出口总压匹配条件。若是执行下一步骤S014，若否执行步骤S005。

在步骤S014中，判断计算后的气动热力学模型是否满足实测内涵出口总压匹配条件。若是执行下一步骤S015，若否执行步骤S004。

在步骤S015中，判断计算后的气动热力学模型是否满足实测内涵出口温度匹配条件。若是执行下一步骤S016，若否执行步骤S003。

在步骤S016中，判断计算后的气动热力学模型是否满足实测燃油流量匹配条件。若是执行下一步骤S017，若否执行步骤S002。

在步骤S017中，判断计算后的气动热力学模型是否满足实测物理流量匹配条件。若是执行下一步骤S018，若否执行步骤S001。

在步骤S018中，在依次进行参数试凑、且气动热力学模型依次满足所有参数匹配条件时，得到试凑后的气动热力学模型。

应当理解的是，上述图4中的参数试凑过程仅为本公开实施例所提供的一种示例，本领域技术人员可以根据实际需要对参数试凑过程进行设置，本公开对此不作限制。

在步骤S15中，对试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型。

在一种可能的实现方式中，可以基于涡扇发动机的部件特性，通过效率平移调整、转速平移调整、共同工作线调整中的至少一种方式，对试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型。

在一种可能的实现方式中，效率平移调整，可以包括：根据实际检测到的节流状态效率的分布，进行至少一个部件特性的效率平移调整，以对试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型。其中，在进行至少一个部件特性的效率平移调整的过程中，循环参考点不变，循环状态点可以包括筛选试验点数据集合中数据量最大的节流状态所覆盖的试验点。

在该实现方式中，实际检测到的节流状态效率可以是涡扇发动机的部件在节流状态下的效率，或者与效率相关联等熵效率等。例如，实际检测到的节流状态效率可以是高压压气机(部件)在节流状态下的等熵效率。

举例来说，图5示出根据本公开一实施例的效率平移调整的过程示意图。如图5所示，图中所示的并未通过线连接在一起的多个点表示的是实际检测到的高压压气机的等熵效率，通过线连接在一起的多个点表示的是根据试凑后的气动热力学模型计算所获得的高压压气机的等熵效率曲线。保持循环参考点不变，经过多次效率平移调整，多次校准气动热力学模型，直至将计算所获得的高压压气机的等熵效率曲线调整至逼近实际检测到的高压压气机的等熵效率的分布状态，获得最终校准后的气动热力学模型。

在一种可能的实现方式中，转速平移调整，可以包括：根据实际检测到的转速的分布，进行至少一个部件特性的转速平移调整，以对试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型。其中，在进行至少一个部件特性的转速平移调整的过程中，对应的部件转速线位置不变。

在该实现方式中，实际检测到的转速，可以是涡扇发动机部件的转速、或者与转速相关联的相对转速等。例如，实际检测到的转速可以是低压轴的相对转速。

举例来说，图6示出根据本公开一实施例的转速平移调整的过程示意图。如图6所示，图中所示的并未通过线连接在一起的多个点表示的是实际检测到的部件低压轴的相对转速，通过线连接在一起的多个点表示的是根据试凑后的气动热力学模型计算所获得的低压轴的相对转速曲线。保持部件转速线位置不变，经过多次转速平移调整，多次校准气动热力学模型，直至将计算所获得的低压轴的相对转速曲线调整至逼近实际检测到的低压轴的相对转速分布状态，获得最终校准后的气动热力学模型。

在一种可能的实现方式中，共同工作线调整，可以包括：根据确定的低压风扇压比与流量的关系，在不同转速下，通过可变几何调整进行共同工作线的上下调整，以对试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型。

在该实现方式中，可以根据实际检测到的数据确定低压风扇压比与流量的关系，进而在不同转速下，通过可变几何调整进行共同工作线的上下调整。

举例来说，图7示出根据本公开一实施例的共同工作线调整的过程示意图。如图7所示，图中示出了涡扇发动机的共同工作线，且其中所示的并未通过线连接在一起的多个点表示的是根据实际检测到数据确定的涡扇发动机低压风扇压比-流量线。通过线连接在一起的多个点表示的是根据试凑后的气动热力学模型计算所获得的低压风扇压比-流量线。在不同的转速下，通过多次可变几何调整，多次校准气动热力学模型，直至将计算所获得的低压风扇压比-流量线调整至逼近实际检测到的低压风扇压比-流量线，获得最终校准后的气动热力学模型。

在步骤S16中，对校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型。

在一种可能的实现方式中，可以根据涡轮发动机所对应的飞机包线(飞行包线，是指以飞行速度、高度、过载、环境温度等参数为坐标，表示飞机飞行范围和飞机使用限制条件的封闭几何图形)，采用雷诺数修正方式和间隙修正方式中的至少一种，对校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型。

在一种可能的实现方式中，雷诺数修正方式，可以包括：

获取实际检测到的涡扇发动机的多个试验点的试验数据的误差和进口压力，以及确定进口压力所对应耗油率参数；

在确定误差与进口压力分布的相关系数大于第一系数阈值、且在进口压力小于压力阈值(也即低进口压力)时，若小于压力阈值的进口压力所对应的耗油率参数小于耗油计算值，则通过雷诺数修正方式对校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型。其中，耗油计算值是根据校准后的气动热力学模型计算得到的。

在该实现方式中，误差与进口压力分布的相关系数可以表示误差与进口压力分布的相关程度，相关系数的数值越大，误差与进口压力分布的相关性越明显。通过雷诺数修正方式对校准后的气动热力学模型进行修正，可以是在进口压力低于压力阈值时，降低校准后的气动热力学模型中压缩部件的效率。可以根据飞机包线在模型修正前后的变化情况等对降低压缩部件效率的幅度进行调整。其中，第一系数阈值可以是0.5，压力阈值可以是60kPa，温度阈值可以是50℃。本领域技术人员可以根据模型精度等需求对第一系数阈值、压力阈值进行设置，本公开对此不作限制。

在一种可能的实现方式中，间隙修正方式，可以包括：

获取实际检测到的涡扇发动机的多个试验点的试验数据的误差和进口温度；

在确定误差与进口温度分布的相关系数大于第二系数阈值时，通过间隙修正方式对校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型。

在该实现方式中，误差与进口温度分布的相关系数可以表示误差与进口温度分布的相关程度，相关系数的数值越大，误差与进口温度分布的相关性越明显。通过间隙修正方式对校准后的气动热力学模型进行修正，可以是对涡扇发动机的叶片叶尖间隙的修正量进行调整。可以根据飞机包线在模型修正前后的变化情况等对调整叶片叶尖间隙的修正量的幅度进行调整。其中，第二系数阈值可以是0.3。本领域技术人员可以根据模型精度等需求对第二系数阈值进行设置，本公开对此不作限制。

通过上述方法所构建的模型的误差可以小于5％，精度可以高于5％。

本公开实施例所提供的涡扇发动机的建模方法，对涡扇发动机的多个试验点的试验数据进行状态转换，得到处于目标试验状态下的试验点数据集合；对试验点数据集合中的数据进行筛选，获得筛选试验点数据集合；根据筛选试验点数据集合构建气动热力学模型；根据实际检测到的多个实测参数，依次对气动热力学模型中的多个试凑迭代参数进行参数试凑，得到试凑后的气动热力学模型；对试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型；对校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型。构建涡扇发动机的目标气动热力学模型的周期短，所构建的涡扇发动机的目标气动热力学模型的误差小、精度高。

需要说明的是，尽管以上述实施例作为示例介绍了涡扇发动机的建模方法如上，但本领域技术人员能够理解，本公开应不限于此。事实上，用户完全可根据个人喜好和/或实际应用场景灵活设定各步骤，只要符合本公开的技术方案即可。

以上已经描述了本公开的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对市场中的技术的技术改进，或者使本技术领域的其它普通技术人员能理解本文披露的各实施例。

Claims (8)

1.一种涡扇发动机的建模方法，其特征在于，所述方法包括：

对涡扇发动机的多个试验点的试验数据进行状态转换，得到处于目标试验状态下的试验点数据集合；

对所述试验点数据集合中的数据进行筛选，获得筛选试验点数据集合；

根据所述筛选试验点数据集合构建气动热力学模型；

根据实际检测到的多个实测参数，依次对所述气动热力学模型中的多个试凑迭代参数进行参数试凑，得到试凑后的气动热力学模型；

对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型；

对所述校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型，

其中，所述对所述试验点数据集合中的数据进行筛选，获得筛选试验点数据集合，包括：

选取所述试验点数据集合中的雷诺数指数大于雷诺数阈值的数据，得到第一试验点数据集合；

选取所述第一试验点数据集合中的低压换算相对转速大于转速阈值、且处于不加力条件下最高状态的数据，得到第二试验点数据集合；

选取所述第二试验点数据集合中对应的节流状态数据量大于或等于状态数据量阈值的数据，得到所述筛选试验点数据集合，

所述方法还包括：通过式1计算所述试验点数据集合中数据的雷诺数指数，以及通过式2计算所述第一试验点数据集合中数据的低压换算相对转速，

其中，RNI数据的雷诺数指数，Pt为试验点的进气总压，Pt_ref为参考总压，R_ref为参考气体常数，R为试验点气体常数，Tt_ref为参考总温，Tt为当前试验点进气总温，μ_ref为参考气体动力粘度，μ为试验点气体动力粘度，N₁为低压换算相对转速，N_{1,ISA,SLS,1.0}为实际转速，N_1cor为设计转速。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据实际检测到的多个实测参数，依次对所述气动热力学模型中的多个试凑迭代参数进行参数试凑，得到试凑后的气动热力学模型，包括：

根据实测物理流量，对所述气动热力学模型中的进口换算流量进行进口换算流量参数试凑；

根据实测燃油流量，对所述气动热力学模型中的燃烧室出口温度进行燃烧室出口温度参数试凑；

根据实测内涵出口温度，对所述气动热力学模型中的涵道比进行涵道比参数试凑；

根据实测内涵出口总压，对所述气动热力学模型中的低压涡轮效率进行低压涡轮效率参数试凑；

根据实测外涵出口总压，对所述气动热力学模型中的外涵道总压恢复系数进行外涵道总压恢复系数参数试凑；

根据实测风扇外涵出口温度，对所述气动热力学模型中的风扇外涵效率进行风扇外涵效率参数试凑；

根据实测压气机出口温度，对所述气动热力学模型中的压气机效率进行压气机效率参数试凑；

根据实测推力，对所述气动热力学模型中的喷管推力系数进行喷管推力系数参数试凑；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型依次满足所有参数匹配条件时，得到试凑后的气动热力学模型，

其中，所述参数匹配条件依次包括以下至少一种：实测推力匹配条件、实测压气机出口温度匹配条件、实测风扇外涵出口温度匹配条件、实测外涵出口总压匹配条件、实测内涵出口总压匹配条件、实测内涵出口温度匹配条件、实测燃油流量匹配条件和实测物理流量匹配条件。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，根据实际检测到的多个实测参数，依次对所述气动热力学模型中的多个试凑迭代参数进行参数试凑，得到试凑后的气动热力学模型，还包括：

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足参数匹配条件时，确定并执行与气动热力学模型不满足的参数匹配条件相对应的目标参数试凑步骤、以及执行所述目标参数试凑步骤之后的参数试凑步骤，

其中，确定并执行与气动热力学模型不满足的参数匹配条件相对应的目标参数试凑步骤，包括以下至少一种：

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测推力匹配条件时，将所述喷管推力系数参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测压气机出口温度匹配条件时，将所述压气机效率参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测风扇外涵出口温度匹配条件时，将所述风扇外涵效率参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测外涵出口总压匹配条件时，将所述外涵道总压恢复系数参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测内涵出口总压匹配条件时，将所述低压涡轮效率参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测内涵出口温度匹配条件时，将所述涵道比参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测燃油流量匹配条件时，将所述燃烧室出口温度参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤；

在依次进行参数试凑之后、且气动热力学模型不满足实测物理流量匹配条件时，将所述进口换算流量参数试凑步骤确定为所述目标参数试凑步骤。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型，包括：

根据实际检测到的节流状态效率的分布，进行至少一个部件特性的效率平移调整，以对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型，

其中，在进行至少一个部件特性的效率平移调整的过程中，循环参考点不变，所述循环参考点包括所述筛选试验点数据集合中数据量最大的节流状态所覆盖的试验点。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型，包括：

根据实际检测到的转速的分布，进行至少一个部件特性的转速平移调整，以对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型，

其中，在进行至少一个部件特性的转速平移调整的过程中，对应的部件转速线位置不变。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型，包括：

根据确定的低压风扇压比与流量的关系，在不同转速下，通过可变几何调整进行共同工作线的上下调整，以对所述试凑后的气动热力学模型进行校准，得到校准后的气动热力学模型。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对所述校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型，包括：

获取实际检测到的所述涡扇发动机的多个试验点的试验数据的误差和进口压力，以及确定所述进口压力所对应耗油率参数；

在确定所述误差与所述进口压力分布的相关系数大于第一系数阈值、且在所述进口压力小于压力阈值时，若小于压力阈值的进口压力所对应的耗油率参数小于耗油计算值，则通过雷诺数修正方式对所述校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型，

其中，所述耗油计算值是根据所述校准后的气动热力学模型计算得到的。

8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对所述校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型，包括：

获取实际检测到的所述涡扇发动机的多个试验点的试验数据的误差和进口温度；

在确定所述误差与所述进口温度分布的相关系数大于第二系数阈值时，通过间隙修正方式对所述校准后的气动热力学模型进行修正，得到目标气动热力学模型。

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