CN111914362A

CN111914362A - 一种研发阶段涡扇发动机模型自适应方法

Info

Publication number: CN111914362A
Application number: CN202010708641.8A
Authority: CN
Inventors: 贾琳渊; 程荣辉; 张志舒; 陈仲光; 潘旭
Original assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Current assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date: 2020-07-22
Filing date: 2020-07-22
Publication date: 2020-11-10
Anticipated expiration: 2040-07-22
Also published as: CN111914362B

Abstract

本申请属于飞机发动机设计领域，涉及一种研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，所述方法包括：根据发动机设计方案给定的物理参数及部件结构参数，按照试验的风扇物理转速与核心机物理转速，在涡扇发动机模型中计算各部件的第一性能参数，构建部件特性图；根据整机试验流路参数测量数据从发动机进口至出口逐个计算各部件的第二特性参数；将所述第二特性参数与发动机模型中计算出的第一性能参数进行比较，计算获得各个部件性能参数的修正系数；采用所述修正系数对研发阶段的涡扇发动机模型进行修正。本申请能够充分利用研发阶段涡扇发动机流路测量参数，实现发动机性能自动评估和发动机模型的自适应，评估结果更为可靠，评估速度更快。

Description

一种研发阶段涡扇发动机模型自适应方法

技术领域

本申请属于飞机发动机设计领域，特别涉及一种研发阶段涡扇发动机模型自适应方法。

背景技术

涡扇发动机性能计算模型是通过计算机仿真的手段获得发动机性能的工具。研发阶段涡扇发动机通常采用基于物理过程描述建立的部件级性能计算模型来实现发动机性能模拟。部件级性能计算模型通过气动热力方程和部件特性图描述发动机各部件工作原理，通过构建非线性方程组体现发动机的整机匹配条件，通过求解非线性方程组获得发动机的共同工作点。

部件级性能模型的计算结果与试验数据总是存在一定的误差。其原因主要有三个方面：一是该模型中的部件特性图可通过数值仿真或者部件试验获得，部件特性获取条件与整机工作条件(进口温度、压力、流场、转速、涡轮的冷却气等)通常存在差异，获取的部件特性存在误差；二是发动机零部件制造、装配误差带来的个体差异使得发动机的性能数据本来就分布在一定的区间内；三是发动机使用过程中磨损、腐蚀、堵塞、变形等现象导致发动机性能衰退。

发动机模型自适应方法是提高部件级性能计算模型精度的必要手段。目前常见的部件级模型自适应方法主要有两种。一种是基于优化算法的模型自适应方法，通常采用人工神经网络、梯度法、粒子群算法等优化算法，以部件特性图中的修正系数作为优化变量，以计算结果与测量结果的最小误差为优化目标，来实现模型的自适应计算。另外一种是基于发动机非设计点方程组重构的自适应方法，其原理是将部件特性的修正因子作为非线性方程组的自变量，并且利用性能参数测量结果和计算结果构建残差方程，从而对发动机非设计点性能计算模型进行升维，采用牛顿法等方法完成发动机非线性方程组的求解获得部件特性的修正系数。

现有的涡扇发动机模型自适应方法主要针对鉴定和使用阶段发动机提出，其特点是发动机的技术状态固定且测量参数有限，通常仅包含发动机进口温度和压力、压气机出口压力、转速、燃油流量和排气温度。由于测量参数有限，加之优化运算能力的限制，能够修正的部件特性参数通常在3～9个。

研发阶段的涡扇发动机具有技术状态复杂、测量参数多等特点，研发阶段涡扇发动机测量数据涵盖了除燃烧室出口和高压涡轮出口截面以外的所有截面的主要气动热力参数。将常规的涡扇发动机模型自适应方法应用于研发阶段的涡扇发动机会存在一定的局限性。

发明内容

为了解决上述技术问题，本申请提出了一种研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，以解决常规方法优化效率低、修正参数有限的问题。

本申请研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，其特征在于，所述方法包括：

步骤S1、根据发动机设计方案给定的物理参数及部件结构参数，按照试验的风扇物理转速与核心机物理转速，在涡扇发动机模型中计算各部件的第一性能参数，构建部件特性图，所述核心机是指由压气机、燃烧室、高压涡轮组成的发动机结构；

步骤S2、根据整机试验流路参数测量数据从发动机进口至出口逐个计算各部件的第二特性参数，所述整机是指包括风扇、核心机、低压涡轮及喷管构成的发动机结构；

步骤S3、将所述第二特性参数与发动机模型中计算出的第一性能参数进行比较，计算获得各个部件性能参数的修正系数，用于表征试车发动机状态与设计方案的偏离程度；

步骤S4、采用所述修正系数对研发阶段的涡扇发动机模型进行修正。

优选的是，所述步骤S3进一步包括：

步骤S31、获取任一组第二特性参数，该组第二特性参数包括部件压比、效率、部件换算流量及部件转速；

步骤S32、根据第二特性参数计算叶轮机械的载荷系数；

步骤S33、在部件特性图中，以所述部件转速对应的等换算转速线上找到所述叶轮机械的载荷系数所对应的工作点，获取该工作点下的压比、换算流量及效率，作为第一特性参数；

步骤S34、以所述第二特性参数与所述第一特性参数计算修正系数。

优选的是，所述步骤S2进一步包括：

步骤S21、获得进气道出口总温、进气道出口总压和进气道出口流量，以此作为风扇进口的总温、总压及流量参数，同时根据风扇内涵出口参数及外涵出口参数计算获得风扇出口的用于表征平均值的平均截面总温、平均截面总压及平均截面流量参数；

步骤S22、根据风扇进口的总温、总压、流量参数及风扇出口的平均截面总温、平均截面总压、平均截面流量参数对风扇的性能进行评估；

步骤S23、根据风扇内涵出口参数确定压气机进口的温度、压力和流量参数，同时测量获得压气机出口的温度、压力和流量参数，以此对压气机的性能进行评估；

步骤S24、根据压气机出口的温度、压力和流量参数确定燃烧室进口的温度、压力及流量参数，获取燃油流量，计算所述燃烧室的性能参数，同时确定燃烧室出口温度、压力和流量参数；

步骤S25、根据燃烧室出口特性参数计算高压涡轮及低压涡轮特性参数；

步骤S26、根据高压涡轮特性参数构建高压涡轮换算流量残差方程，根据低压涡轮特性参数构建低压涡轮出口温度残差方程；

步骤S27、在残差方程的计算结果不满足预设精度时，通过修改涵道比及燃油流量重新进行部件级性能参数计算，直至残差方程的计算结果满足预设精度要求；

步骤S28、根据低压涡轮出口特性参数计算尾喷管性能参数。

优选的是，步骤S21中，所述进气道出口总温与进气道进口总温相同，所述进气道出口流量与进气道进口流量相同，所述进气道出口总压根据进气道进口总压与进气道总压恢复系数计算获得。

优选的是，所述进气道总压恢复系数计算过程包括：

通过试验前对进气道进行标定的方式获取所述进气道总压恢复系数与进气道换算流量之间的关系；

根据进气道进口总温、进气道进口总压和进气道进口流量确定试验过程中的进气道换算流量，进而确定所述进气道总压恢复系数。

优选的是，步骤S21中，所述风扇出口的平均截面总温由测量的风扇外涵出口和风扇内涵出口的截面总温根据能量守恒原则确定；所述风扇出口的平均截面总压按照风扇出口处内外涵的面积加权计算；所述风扇出口的平均截面流量根据发动机涵道比BPR确定。

优选的是，步骤S22中，所述对风扇的性能进行评估包括但不限于计算风扇的换算流量、压比、效率及压缩功，步骤S3中，所述对压气机的性能进行评估包括但不限于计算压气机换算流量、压比、效率及压气机功。

优选的是，步骤S24中，燃烧室出口的流量参数与燃烧室进口的流量参数相同，均为压气机出口流量减去中间级放气量和末级放气量后剩余的流量。

优选的是，所述步骤S2还包括根据高导喉部流通能力确定所述核心机的流量。

优选的是，所述步骤S2还包括根据压气机流通能力或者发动机进出口能量守恒确定所述核心机的流量。

本申请的创新点包括：

1.通过气动热力过程方程和发动机整机匹配条件构建测量参数与发动机部件特性参数之间关系的过程与方法，也就是试验数据评估过程与方法。

2.通过高压涡轮导向器喉部流通能力确定核心机流量的方法，及其迭代求解过程。

3.以叶轮机械的载荷系数(H/U2)为媒介，进行压气机和涡轮部件特性的自适应修正的方法。

4.在模型反算过程中，通过采用双变量计算模型消除整机模型中转差评估误差的方法。

本申请的优点为：

1.本申请能够充分利用研发阶段涡扇发动机流路测量参数，实现发动机性能自动评估和发动机模型的自适应，减少了数据评估过程中的人工干预，提高数据评估和模型自适应的客观性、精度和模型自适应计算的效率；

2.本申请在进行发动机试验数据评估时充分考虑发动机各个部件和系统之间的约束和匹配条件，评估结果满足流量平衡、功率平衡、静压平衡和转速相等等整机匹配约束条件，使得评估结果更为可靠和客观；

3.本申请以叶轮机械的载荷系数为媒介，进行压气机和涡轮部件特性的自适应修正，修正结果科学合理；

4.本申请提出的模型自适应方法计算效率高，每个数据点的计算耗时为毫秒级。

附图说明

图1是本申请研发阶段涡扇发动机模型自适应方法的一优选实施例的流程图。

图2是本申请发动机结构示意图。

图3是本申请研发阶段涡扇发动机试验数据评估流程示意图。

图4是压气机部件(包括压气机和风扇)特性修正参数示意图。

图5是涡轮特性图(包括高低压涡轮)上等载荷系数线分布示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请提出了一种针对研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，所解决的技术问题如下：

1.通过发动机的气动热力方程和整机匹配机理构建测量参数和部件参数之间的关系，将优化问题转化为方程求解问题，提高模型自适应计算效率。解决常规方法优化效率低、修正参数有限的问题。

2.模型的修正参数多(16个)且相对固定，无需对修正参数进行人工选择，减少了数据评估过程中的人工干预，提高数据评估和模型自适应的客观性、精度和模型自适应计算的效率。解决了常规方法评估效率低、结果不够客观的问题。

3.本申请能够充分利用研发阶段涡扇发动机流路测量参数(17个)，实现发动机性能自动评估和发动机模型的自适应。解决常规方法对测量数据的使用和挖掘不充分的问题。

4.本申请以叶轮机械的载荷系数为媒介，进行压气机和涡轮部件特性的自适应修正，修正结果科学合理。解决叶轮机械部件特性修正方法缺乏理论支撑，修正量计算误差大的问题。

本申请研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，如图1所示，主要包括：

步骤S1中，采用发动机的设计方案和部件特性，按照试验的风扇物理转速N₁和核心机物理转速N₂进行双变量计算，获得模型的初始误差。采用双变量计算是为了消除转差的影响。在模型与试验数据偏差量不大的情况下，可以利用模型的初算结果检验实验数据的合理性，并补充缺失的测量参数。双变量计算模型如表1所示。双变量模型中尾喷管始终采用设计点计算方法，因此不存在尾喷管的流量平衡，模型为5元非线性方程组，采用牛顿-拉佛逊算法求解。

表1双变量计算模型

控制参数	自变量	残差方程
			N<sub>1</sub>，N<sub>2</sub>	T<sub>4</sub>，β<sub>f</sub>，β<sub>c</sub>，π<sub>th</sub>，π<sub>tl</sub>	δW<sub>g4</sub>，δW<sub>g5</sub>，δL<sub>th</sub>，δL<sub>tl</sub>，δP<sub>s16</sub>

在对步骤S2进行说明之前，先给定本申请的符号说明如下：

A 面积 m²

BPR 涵道比无量纲

C 部件特性修正系数无量纲

Cp 气体定压比热 J/mol/K

F 推力 kgf

H 热焓值 J/kg

HV 燃油热值 J/kg

k 气体比热容比无量纲

L 叶轮机械欧拉功 J/s

N 转速 rpm

P 压力 Pa

T 温度 K

W 质量流量 kg/s

β 压气机工作点参数无量纲

π 压比无量纲

δ 发动机非设计点平衡残差无量纲

Δ 变化量无量纲

下标：

amb 大气参数

b 主燃烧室

c 压气机

cor 换算参数

ds 设计值

ext 功率提取

f 风扇

fb 燃油参数

g 燃气参数

h 高压转子参数

i 进气道参数

id 理想等熵过程过程参数

l 低压转子参数

m 机械的(如效率)

model 模型计算值

t 涡轮

test 试验测量值

发动机截面参数如图2所示，其中，1－进气道进口截面、2－进气道出口截面/风扇进口截面、23－风扇内涵出口截面、13－风扇外涵出口截面/外涵道进口截面、23A－风扇出口平均截面、25－压气机进口截面、3－压气机出口截面/燃烧室进口截面、4－燃烧室出口截面/高压涡轮进口截面、415－高压涡轮导向器喉部截面、41－高压涡轮转子进口截面、5－高压涡轮出口截面/低压涡轮进口截面、51－低压涡轮转子进口截面、6－低压涡轮出口截面/混合器内涵进口截面、16－外涵出口截面/混合室外涵进口截面、7－加力燃烧室出口截面/喷管进口截面、8－喷管喉部截面、9－喷管出口截面。

步骤S2用于对试验数据进行评估，获得第二特性参数，以便对第一特性参数进行修正，步骤S2中，根据整机试验流路参数测量数据从发动机进口至出口逐个计算各部件参数的特性参数、各截面气动热力参数、关键截面面积等。计算过程中通过以下措施保证数据评估过程满足发动机整机匹配条件：

1)按照质量平均的方法计算风扇出口的平均总焓，保证风扇功与测量数据一致；

2)按照面积平均的方法计算风扇出口的平均总压，保证风扇出口动量与测量数据一致；

3)将风扇物理转速和压气机物理转速分别直接传递给低压涡轮和高压涡轮，保证高低压转子转速相等；

4)将风扇功和压气机功分别直接传递给低压涡轮和高压涡轮，保证高低压转子功率平衡；

5)按照涡轮进口的流量、总温、总压、油气比等气动热力参数计算涡轮进口的换算流量保证高低压涡轮进口的流量平衡；

6)将内涵出口的静压直接传递给外涵出口，保证混合室进口静压平衡；

7)按照尾喷管进口的流量、总温、总压、油气比等气动热力参数计算所需要的尾喷口面积，保证尾喷口的流量平衡。

发动机试验数据评估的计算流程如图3所示。试验数据评估的输入参数包括物理转速、发动机进口空气流量、燃油流量、推力以及主要截面的温度和压力，详见表2。输出参数包括风扇、压气机、外涵道、燃烧室、高低压涡轮的主要部件特性参数，关键截面的气动热力参数，以及关键截面的面积，详见表3。

表2输入参数列表

转速	流量	推力	温度	压力
					N<sub>1</sub>、N<sub>2</sub>	W<sub>1</sub>、W<sub>fb</sub>	F	T<sub>1</sub>、T<sub>13</sub>、T<sub>23</sub>、T<sub>3</sub>、T<sub>16</sub>、T<sub>6</sub>	P<sub>amb</sub>、P<sub>1</sub>、P<sub>13</sub>、P<sub>23</sub>、P<sub>3</sub>、P<sub>16</sub>、P<sub>6</sub>

表3输出参数列表

下面介绍具体的评估计算方法。为便于公式推导，下文均采用定比热计算公式，并且未将空气系统考虑在内。实际计算时必须将空气系统参数考虑在内，并建议采用变比热计算方法以提高计算精度。本模型不对空气系统参数进行修正，故该简化不会影响模型的正确性。

1)进气道参数计算

应当理解，包括进气道、风扇等结构件在内，这里所说的用于计算的参数一般指压力、温度和流量，用于评估性能的参数一般包括压比、效率、换算流量等。

已知进气道进口截面1的来流总温T₁、总压P₁和流量W₁，按照经验公式计算进气道总压恢复系数，进而获得进气道出口截面2的总压P₂。

P₂＝P₁·σ_i

式中σ_i为1～2截面的总压恢复系数，试验前对进气道进行标定，获得σ_i与进气道换算流量W_1,cor的关系，计算公式如下：

σ_i＝f₁(W_1,cor)

进气道进出口总温和流量保持不变，亦即：

T₂＝T₁

W₂＝W₁

2)风扇出口平均参数计算

根据进气道出口的两个截面，即风扇外涵出口截面13和风扇内涵出口截面23的截面总温总压(通过测量获得)计算风扇内涵出口处的表示其平均参数的截面(风扇出口平均截面23A)截面的参数。程序将按照能量守恒由这两个截面的总温T₁₃和T₂₃计算风扇出口平均截面的总温T_23A，按照面积加权计算风扇出口平均截面的总压P_23A。其中，两个截面的流量W₁₃和W₂₃可以根据发动机涵道比BPR直接确定。计算过程如下：

W₁₃＝W₁/(1+BPR)

W₂₃＝W₁-W₁₃

H₁₃＝T₁₃·Cp₁₃

H₂₃＝T₂₃·Cp₂₃

H_23A＝(H₂₃·W₂₃+H₁₃·W₁₃)/(W₁₃+W₂₃)

T_23A＝H_23A/Cp_23A

P_23A＝(P₂₃·A₂₃+P₁₃·A₁₃)/A_23A

3)风扇参数评估

风扇进口截面及进气道出口截面2，因此，在已知风扇进口温度T₂、压力P₂和流量W₂以及风扇出口温度T_23A和压力P_23A的前提下，计算风扇的换算流量W_2，cor、压比π_f和效率η_f和压缩功L_f。

π_f＝P_23A/P₂

L_f＝H_23A·W_23A-H₂·W₂

4)压气机参数评估

已知风扇内涵出口截面23的总压、总温、流量参数T₂₃、P₂₃、W₂₅和压气机出口截面3的温度T₃和压力P₃，确定压气机进口截面25的温度T₂₅、压力P₂₅和流量W₂₅，压气机出口截面3的流量W₃，并计算压气机的换算流量W_25,cor、压比π_c和效率η_c。

T₂₅＝T₂₃

P₂₅＝P₂₃σ_sp

压气机压缩过程计算方法与风扇完全一致，不再赘述。压气机评估时需根据中间级放气量W₂₇和末级放气量W₁₀计算压气机功和出口流量。

L_c＝W₂(H₃-H₂₅)-W₂₇(H₃-H₂₇)

W₃＝W₂₅-W₂₇-W₁₀

5)燃烧室参数评估

已知燃烧室进口截面3的进口温度T₃、压力P₃、燃油流量W_fb，求燃烧室效率和总压恢复。由于燃烧室出口温度和压力均无法测量，故燃烧效率和总压损失均按照以下的模型计算，一般不做修正，同时计算燃烧室出口截面4的总温、总压及流量参数，其中流量参数与燃烧室进口流量相同。

P₄＝P₃·σ_b

根据燃油流量计算燃烧室出口截面的总温T₄的公式为：

6)高低压涡轮

高低压涡轮级间气流温度高、流速快，通常无法布置测点，也就无法将高低压涡轮的落压比和效率完全隔离开来。为简化推导过程，在介绍涡轮参数评估模型时未将二股气流的影响考虑在内，程序中需要考虑所有二股气流与主流的掺混过程，这种简化不会影响以下推导的有效性。

高压涡轮进口截面与燃烧室出口截面一致，因此已知高低压涡轮功L_th、L_tl、流量W₄、进口温度T₄和压力P₄、出口温度T₆和压力P₆，可以计算高低压涡轮换算流量、落压比和效率。

首先根据风扇和压气机功确定高低压涡轮功：

L_th＝(L_c+L_ext,h)/η_mh

L_tl＝(L_f+L_ext,l)/η_ml

在高低压涡轮功和二股气流流量确定的情况下，高压涡轮进口截面4的总温T₄和低压涡轮出口截面6的总温T₆的关系被唯一确定：

低压涡轮出口截面6的总压P₆与高低压涡轮的效率有关，评估时需要认为给定高低涡效率中的一个，或者给定二者的关系。不失一般性，给定η_th时，计算涡轮出口压力的方法如下：

P₅＝P₄₁/π_th

π_tl＝P₅/P₆

若给定低压涡轮的效率或者其与高低压涡轮的关系，则需要迭代求解。

高低压涡轮的换算流量通过下式计算：

7)外涵道

已知进口总温总压P₁₃和T₁₃、出口总温总压T₁₆和P₁₆，计算总压恢复系数。涡扇发动机内外涵道气流的最大温差达到1000℃以上，内涵外气流通过内涵机匣进行热交换，使得外涵气流总温升高，大量试验数据统计也表明外涵气流总是有20～30K的温升。因此在外涵道评估的时候应计算内涵对外涵气流的加热量ΔH。某些涡扇发动机外涵有空空换热器或者内涵向外涵放气，则在评估时也应考虑，但是放气和换热器不会影响本模型的适用性，故在模型推导时未予考虑。

σ_d＝P₁₆/P₁₃

ΔH＝H₁₆-H₁₃

8)混合室

已知内外涵进口的总温T₁₆、T₆和总压P₁₆、P₆，给定内涵面积A₆求静压，然后将静压传递给外涵，计算气动面积。该过程与发动机设计点计算过程类似，不再赘述。

9)尾喷管

已知尾喷管进口的流量、温度和压力，按照设计点方法计算喷管面积A₈、A₉和出口参数。

10)核心机流量评估方法

发动机核心机流量按照高导喉部流通能力确定。高压涡轮导向器喉部对核心机起到节流作用。高导喉部面积与喉部的换算流量成正比：喉部面积越大，高压涡轮流通能力越强，则换算流量也越大。可通过高压涡轮部件试验确定高压涡轮导向器喉部面积，进而确定高压涡轮导向器喉部的换算流量。进而在试验数据评估时依据喉部的换算流量确定核心机的流量。

在实际计算时还应考虑高压涡轮导向器冷却气流的注入。目前认为高压涡轮导向器的冷却气流有2/3在喉部之前注入主流道，据此可确定高导喉部的流量W₄₁₅、温度T₄₁₅和压力P₄₁₅，进而计算高压涡轮导向器喉部的换算流量：

评估过程中只需要保证W_415,cor计算值与高压涡轮流通能力实测值一致，即可获得准确的核心机流量。若W_415,cor计算值与实测值不一致，则应利用喉部换算流量的评估值和实测值构建残差方程。整机平衡方程组的构建与求解如下。

11)试验数据评估模型的整机迭代方法

采用高压涡轮导向器喉部流通能力，无法在评估开始时确定核心机流量，必须初猜涵道比BPR以完成内外涵道流量分配计算，进而完成风扇、压气机和燃烧室的评估，并获得涡轮进口的参数。另一方面，研发阶段发动机需要严格控制其排气温度T₆，因此应尽可能提高T₆的评估精度。然而由上文的推导可知，T₆的评估值受到燃油流量W_fb的影响，当T₆评估值与与实测值不同时，可通过修正W_fb来调节。而W_fb同时会影响涡轮进口换算流量。

综上所述，整机迭代模型可描述为一个二元非线性方程组，见表4。方程组的自变量是涵道比BPR和燃烧室的燃油流量W_fb，同时可以构建两个残差方程，分别是导向器喉部换算流量残差ΔW_415,cor和T₆残差ΔT₆。

表4试验数据评估方法的整机迭代模型

控制参数	自变量	残差方程
			W<sub>415,cor</sub>，T<sub>6</sub>	W<sub>25</sub>，W<sub>fb</sub>	δW<sub>415,cor</sub>，δT<sub>6</sub>

在一些可选实施方式中，还可以根据压气机流通能力或者发动机进出口能量守恒确定所述核心机的流量。

方案一：按照压气机流通能力确定核心机流量

双转子涡扇发动机研发过程中一般会针对核心机开展单独的试验。在核心机试验中通过工艺喷管模拟低导的节流作用，录取核心机状态下的稳态性能，可以获得核心机的共同工作线。由发动机的相似原理可知，当核心机在整机上工作时，该工作线保持不变，亦即压气机换算转速N_2,cor与压气机换算流量W_25,cor的关系保持不变。因此，在整机条件下，仍然可以通过该工作线确定核心机的流量。

首先根据核心机物理转速和核心机进口总温计算压气机换算转速：

高压压气机换算流量与换算转速的关系为：

W_25,cor＝f₂(N_2,cor)

最后根据压气机进口换算流量确定核心机物理流量：

方案二：按照发动机进出口能量守恒确定核心机流量

取风扇进口至混合室进口截面之间的部分为控制体，进入该控制体的能量为风扇进口气流的热焓和燃油的化学能，而流出该控制体的能量为6截面和16和截面气流的热焓，以及排放到大气中的气流和滑油带走的能量。列出该控制体内的能量守恒方程如下：

W₂H₂+W_fb·HV·η_b＝W₁₆H₁₆+W₆H₆+W_ambH_amb+L_th(1-η_th)+L_tl(1-η_tl)

上式中外涵出口流量W₁₆、内涵出口流量W₆和排大气流量W_amb均为核心机进口流量W₂₅的函数，故通过上式可求解出核心机流量W₂₅。

需要说明的是，步骤S1是采用设计点进行第一性能参数计算，根据这些有限的计算数据，构建部件特性图，之后在所构建的部件特性图中，通过插值的方法确定非设计点的特性参数。在步骤S3的修正过程中，根据步骤S2所计算的某一第二特性参数，往往是非设计点所对应的特性参数，往往需要找到对应的第一特性参数，为此，在一些可选实施方式中，本申请基于以叶轮机械的载荷系数(H/U²)为媒介，进行压气机和涡轮部件特性的自适应修正。

具体步骤包括：

步骤S32、根据第二特性参数计算叶轮机械的载荷系数；

本申请步骤S3将评估出的部件特性参数与模型中计算出的部件特性进行比较，计算获得各个部件特性的修正系数。这些修正系数即代表了试车发动机状态与设计方案的偏离程度。本模块计算的修正系数包括：

表5模型计算的修正系数

将评估获得的各部件特性参数与模型插值得到的部件性能参数作比较可以获得模型中部件特性的修正系数。部件特性修正系数的计算公式如下：

式中，C_X为特性参数X的修正系数；X_test为根据试验数据评估出的参数；X_model为模型插值计算结果。

对于总压恢复系数和关键截面面积等无需从特性图插值的特性参数，其修正系数计算比较简单，本节重点介绍压缩部件和涡轮部件特性修正系数的计算方法。

1)压缩部件修正系数计算方法

压气机和涡轮修正系数的计算首先要在部件特性图上确定与试验工况相对应的数据点。如图4所示的压缩部件特性图上，M点为试验数据评估结果，B点为特性图上与试验工况对应的点。在计算修正系数之前先要确定B点的位置。

本申请通过保证M点与B点的载荷系数(Ψ_c＝H/U²)相同来确定B点的位置。具体思路如下：

首先根据M点参数计算换算载荷系数：

然后在部件特性的n_cor,M等换算转速线上找到载荷系数与M点相等的点，即B点。工作点在等换算转速线上移动时，H/U²呈现单调变化，越靠近喘振边界，H/U²越大。

最后计算压缩部件的特性修正系数：

1)涡轮修正系数计算方法

涡轮特性的修正系数计算方法与压缩部件特性修正系数的计算方法类似，同样采用等载荷系数(H/U²)法来确定特性图上对应的工作点B。图5展示了等载荷系数线在涡轮特性图上的分布情况。

涡轮特性修正系数的计算思路如下：

首先根据评估结果M点参数计算换算载荷系数：

然后在部件特性的n_cor,M等换算转速线上找到载荷系数与M点相等的点，即B点。最后计算压缩部件的特性修正系数：

步骤S4中进行修正，对模型进行反算，将上一步计算的修正系数带入到发动机非设计点性能计算模型中，并按照给定N₁的计算方法重新进行非设计点计算，用于检验试验数据评估和模型修正系数计算的正确性。由于试验数据评估时已经考虑了所有的整机匹配条件，因此将所有修正系数带入发动机整机模型之后直接满足非设计点整机平衡条件，无需进行非设计点迭代，且计算获得的部件参数、各截面气动热力参数和性能参数与试验数据评估结果应完全一致。模型反算使用了常规的涡扇发动机整机性能计算模型，不再赘述。

本申请提出了一种研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，有益效果如下：

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims

1.一种研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，其特征在于，所述方法包括：

2.如权利要求1所述的研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，其特征在于，所述步骤S3进一步包括：

步骤S32、根据第二特性参数计算叶轮机械的载荷系数；

3.如权利要求1所述的研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，其特征在于，所述步骤S2进一步包括：

步骤S28、根据低压涡轮出口特性参数计算尾喷管性能参数。

4.如权利要求3所述的研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，其特征在于，步骤S21中，所述进气道出口总温与进气道进口总温相同，所述进气道出口流量与进气道进口流量相同，所述进气道出口总压根据进气道进口总压与进气道总压恢复系数计算获得。

5.如权利要求4所述的研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，其特征在于，所述进气道总压恢复系数计算过程包括：

6.如权利要求3所述的研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，其特征在于，步骤S21中，所述风扇出口的平均截面总温由测量的风扇外涵出口和风扇内涵出口的截面总温根据能量守恒原则确定；所述风扇出口的平均截面总压按照风扇出口处内外涵的面积加权计算；所述风扇出口的平均截面流量根据发动机涵道比BPR确定。

7.如权利要求4所述的研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，其特征在于，步骤S22中，所述对风扇的性能进行评估包括但不限于计算风扇的换算流量、压比、效率及压缩功，步骤S3中，所述对压气机的性能进行评估包括但不限于计算压气机换算流量、压比、效率及压气机功。

8.如权利要求3所述的研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，其特征在于，步骤S24中，燃烧室出口的流量参数与燃烧室进口的流量参数相同，均为压气机出口流量减去中间级放气量和末级放气量后剩余的流量。

9.如权利要求3所述的研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，其特征在于，所述步骤S2还包括根据高导喉部流通能力确定所述核心机的流量。

10.如权利要求3所述的研发阶段涡扇发动机模型自适应方法，其特征在于，所述步骤S2还包括根据压气机流通能力或者发动机进出口能量守恒确定所述核心机的流量。