CN112784380A - 一种外内涵压比优化设计方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本申请属于航空发动机控制技术领域，具体涉及一种外内涵压比优化设计方法及系统。所述方法包括：获取加力隔热屏总压恢复系数，中间状态加力燃烧室总压恢复系数，加力状态加力燃烧室总压恢复系数；确定所述加力状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第一比值，确定所述中间状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第二比值；以所述外内涵压比设计参数位于所述第一比值与所述第二比值之间为限制条件，对发动机外内涵压比进行优化设计。本申请能够保证发动机中间状态工作时大幅降低掺混损失，提高发动机性能；加力状态工作时有效形成冷却气膜，保证二元喷管工作安全。

Description

一种外内涵压比优化设计方法及系统
技术领域
本申请属于航空发动机控制领域，特别涉及一种外内涵压比优化设计方法及系统。
背景技术
隐身性能是新一代作战飞机必备的典型特征和技术指标，作为发动机后向可见的主要部件，排气系统的隐身性能对发动机乃至飞机后机身隐身至关重要，而二元喷管的结构特点可以较好的实现雷达隐身及红外隐身。二元喷管便于开展隐身设计，且易于和飞机后机身进行一体化融合设计，目前已在国外某型战斗机上成功应用。
考虑到与轴对称喷管设计差异，二元喷管需要大量发动机外涵气进行冷却，在进行整机匹配时，需重新设计发动机主机的外内涵压比，保证在加力状态条件下二元喷管不被烧蚀。目前现有技术方案仅考虑了发动机加力条件下二元喷管不被烧蚀的设计约束条件，忽略了发动机在中间状态工作时，喷管内燃气温度小于喷管壁面材料所允许的长期使用温度而不需进行冷却的情况，导致发动机在全转速范围内工作时二元喷管隔热屏均有冷却气流入主流道进行掺混，造成气动损失，降低了发动机整机性能。
目前二元喷管与整机的匹配设计仍处于研究验证阶段，在发动机外内涵压比设计时仅考虑加力状态条件下需满足的约束条件，忽略了发动机中间状态不需冷却的情况，使发动机在中间状态工作时仍使二元喷管冷却气掺混进主流道，造成气动损失，缺点如下：
a)发动机推力下降，配装二元喷管后某些推力指标值难以满足设计要求；
b)发动机耗油率提高，降低飞机飞行航程；
c)发动机性能下降后，某些性能指标需通过提高发动机转速实现，降低发动机寿命及结构可靠性。
发明内容
本申请针对配装二元喷管的航空涡扇发动机，中间状态不需冷却的情况，提出一种基于发动机中间状态及加力状态两种约束条件下的发动机外内涵压比设计方法及系统，以提高飞机飞行性能。
本申请第一方面提供了一种外内涵压比优化设计方法，主要包括：
步骤S1、获取加力隔热屏总压恢复系数σ1，中间状态加力燃烧室总压恢复系数σ2中间，加力状态加力燃烧室总压恢复系数σ2加力；其中，所述中间状态是指飞机飞行过程中未进行加力时的发动机状态；
步骤S2、确定所述加力状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第一比值，确定所述中间状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第二比值；
步骤S3、获取加力隔热屏进口压力P16及加力燃烧室进口压力P6，并将两者比值作为外内涵压比设计参数；
步骤S4、以所述外内涵压比设计参数位于所述第一比值与所述第二比值之间为限制条件，对发动机外内涵压比进行优化设计。
优选的是，步骤S1中，通过试验方法确定加力隔热屏总压恢复系数、中间状态加力燃烧室总压恢复系数及加力状态加力燃烧室总压恢复系数。
优选的是，步骤S1中，通过理论计算方法确定加力隔热屏总压恢复系数、中间状态加力燃烧室总压恢复系数及加力状态加力燃烧室总压恢复系数。
优选的是，步骤S4进一步包括：
步骤S41、确定由其它设计限制条件确定的外内涵压比设计值范围；
步骤S42、在所述外内涵压比设计值范围内选取最靠近优化中值的设计值最为最终的外内涵压比设计值，其中所述优化中值是指所述第一比值与所述第二比值的平均值。
本申请第二方面提供了一种外内涵压比优化设计系统，主要包括：
恢复系数获取模块，用于获取加力隔热屏总压恢复系数σ1，中间状态加力燃烧室总压恢复系数σ2中间，加力状态加力燃烧室总压恢复系数σ2加力；其中，所述中间状态是指飞机飞行过程中未进行加力时的发动机状态；
约束值确定模块，用于确定所述加力状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第一比值，确定所述中间状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第二比值；
优化参数确定模块，用于获取加力隔热屏进口压力P16及加力燃烧室进口压力P6，并将两者比值作为外内涵压比设计参数；
优化设计模块，用于以所述外内涵压比设计参数位于所述第一比值与所述第二比值之间为限制条件，对发动机外内涵压比进行优化设计。
优选的是，所述优化设计模块包括：
设计范围确定单元，用于确定由其它设计限制条件确定的外内涵压比设计值范围；
设计值选取单元，用于在所述外内涵压比设计值范围内选取最靠近优化中值的设计值最为最终的外内涵压比设计值，其中所述优化中值是指所述第一比值与所述第二比值的平均值。
通过上述方式，能够兼顾发动机中间状态机加力状态下的发动机使用限制，发动机在中间状态工作条件下，使二元喷管隔热屏冷却气压力小于主流道压力，保证隔热屏冷却气不会进入主流道引起掺混损失，提高发动机推力、降低耗油率，进而提高飞机的作战性能指标；发动机在加力状态工作条件下，使二元喷管隔热屏冷却气压力大于主流道压力，保证隔热屏冷却气形成冷却气膜，降低二元喷管壁面温度，保障二元喷管的工作可靠性及结构完整性。
附图说明
图1是二元喷管隔热屏流路示意图。
图2是本申请外内涵压比优化设计方法的流程图。
其中，1-发动机外涵气流，2-发动机内涵气流，3-加力隔热屏，4-加力燃烧室，5-喷管隔热屏。
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。
首先参考图1，发动机内涵气流2进入加力燃烧室4，发动机外涵气流1在加力隔热屏3的外部流动，用于对加力隔热屏冷却，加力燃烧室4后接二元喷管，二元喷管的喷管隔热屏5与加力隔热屏3相连。
对于配装二元喷管的航空涡扇发动机，通过涡扇发动机外涵道的空气分成两路，具体说明如下：
a)第一路空气通过风扇经外涵道向后流动，与内涵空气经混合器混合后进入加力燃烧室，参与加力燃烧室内的燃烧。
b)第二路空气经外涵道流入加力燃烧室隔热屏，从加力燃烧室隔热屏流进二元喷管隔热屏，经二元喷管冷却气膜孔流出，形成气膜冷却，保证二元喷管工作安全、不被烧蚀。
针对上述两个限制条件，本申请通过理论推导，转化为对外内涵的压比优化设计问题，具体如下。
本申请第一方面提供了一种外内涵压比优化设计方法，如图2所示，主要包括：
步骤S1、获取加力隔热屏总压恢复系数σ1，中间状态加力燃烧室总压恢复系数σ2中间，加力状态加力燃烧室总压恢复系数σ2加力；其中，所述中间状态是指飞机飞行过程中未进行加力时的发动机状态；
步骤S2、确定所述加力状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第一比值，确定所述中间状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第二比值；
步骤S3、获取加力隔热屏进口压力P16及加力燃烧室进口压力P6，并将两者比值作为外内涵压比设计参数；
步骤S4、以所述外内涵压比设计参数位于所述第一比值与所述第二比值之间为限制条件，对发动机外内涵压比进行优化设计。
在一些可选实施方式中，步骤S1中，通过试验方法确定加力隔热屏总压恢复系数、中间状态加力燃烧室总压恢复系数及加力状态加力燃烧室总压恢复系数。
在一些可选实施方式中，步骤S1中，通过理论计算方法确定加力隔热屏总压恢复系数、中间状态加力燃烧室总压恢复系数及加力状态加力燃烧室总压恢复系数。
本申请能够兼顾发动机中间状态机加力状态下的发动机使用限制，发动机在中间状态工作条件下，使二元喷管隔热屏冷却气压力小于主流道压力，保证隔热屏冷却气不会进入主流道引起掺混损失，提高发动机推力、降低耗油率，进而提高飞机的作战性能指标；发动机在加力状态工作条件下，使二元喷管隔热屏冷却气压力大于主流道压力，保证隔热屏冷却气形成冷却气膜，降低二元喷管壁面温度，保障二元喷管的工作可靠性及结构完整性，以下对调节外内涵压比做原理说明。
首先，对相关气动参数设置如下：
加力隔热屏进口压力为P16，出口压力(即二元喷管隔热屏进口压力)为P71；
加力燃烧室进口压力为P6，中间状态出口压力(即中间状态二元喷管主流道进口燃气压力)为P65中间，加力状态出口压力(即加力状态二元喷管主流道进口燃气压力)为P65加力；
加力隔热屏总压恢复系数为σ1，中间状态加力燃烧室总压恢复系数为σ2中间，加力状态加力燃烧室总压恢复系数为σ2加力；
根据上述关系，可得P71＝P16*σ1,P65中间＝P6*σ2中间,P65加力＝P6*σ2加力。
这里需要说明的是，在步骤S1中，通过理论计算或试验方法，确定加力燃烧室部件特性中的加力隔热屏总压恢复系数σ1、中间状态加力燃烧室总压恢复系数σ2中间、加力状态加力燃烧室总压恢复系数σ2加力。根据加力燃烧室部件特性，加力状态条件下总压恢复系数σ2加力小于中间状态条件下总压恢复系数σ2中间，而加力隔热屏中的气流始终为外涵空气，总压恢复系数σ1基本保持不变。
其次，将本申请所要解决的技术问题转化为两个约束条件：P71/P65中间＜1，P71/P65加力＞1。
最后，根据上述关系，进行简化计算，由于P71＝P16*σ1,P65中间＝P6*σ2中间，P65加力＝P6*σ2加力，可将约束条件分解为P16*σ1/P6*σ2中间＜1，P16*σ1/P6*σ2加力＞1；进一步分解约束条件，得到P16/P6＜σ2中间/σ1，P16/P6＞σ2加力/σ1，即σ2加力/σ1＜P16/P6＜σ2中间/σ1。
基于上述关系可以看出，σ2加力/σ1为第一比值，σ2中间/σ1为第二比值，因此，在步骤S4中，根据发动机外内涵面积限制、涡轮前燃气温度限制等其他约束条件，在σ2加力/σ1＜P16/P6＜σ2中间/σ1范围内选取P16/P6设计值，即可实现中间状态二元喷管冷却气不与主流道燃气进行掺混，加力状态二元喷管冷却气具备形成冷却气膜的能力。
在一些可选实施方式中，步骤S4进一步包括：
步骤S41、确定由其它设计限制条件确定的外内涵压比设计值范围；
步骤S42、在所述外内涵压比设计值范围内选取最靠近优化中值的设计值最为最终的外内涵压比设计值，其中所述优化中值是指所述第一比值与所述第二比值的平均值。
假设第一比值为10，第二比值为20，理论上，外内涵压比设计值应当在10-20之间，本实施例的目的在于考虑其他因素对设计值的影响时外内涵压比设计值的具体选取方法，例如考虑发动机外内涵面积限制、涡轮前燃气温度限制等其他约束条件，所确定的设计值为13-14，则本实施例在步骤S42中，应尽量选取靠近优化中值15的设计值，即选取设计值14为最终的外内涵压比设计值。
本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的外内涵压比优化设计系统，主要包括：
恢复系数获取模块，用于获取加力隔热屏总压恢复系数σ1，中间状态加力燃烧室总压恢复系数σ2中间，加力状态加力燃烧室总压恢复系数σ2加力；其中，所述中间状态是指飞机飞行过程中未进行加力时的发动机状态；
约束值确定模块，用于确定所述加力状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第一比值，确定所述中间状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第二比值；
优化参数确定模块，用于获取加力隔热屏进口压力P16及加力燃烧室进口压力P6，并将两者比值作为外内涵压比设计参数；
优化设计模块，用于以所述外内涵压比设计参数位于所述第一比值与所述第二比值之间为限制条件，对发动机外内涵压比进行优化设计。
在一些可选实施方式中，所述优化设计模块包括：
设计范围确定单元，用于确定由其它设计限制条件确定的外内涵压比设计值范围；
设计值选取单元，用于在所述外内涵压比设计值范围内选取最靠近优化中值的设计值最为最终的外内涵压比设计值，其中所述优化中值是指所述第一比值与所述第二比值的平均值。
本发明的关键点和保护点是：基于发动机中间状态及加力状态两种约束条件进行配装二元喷管的航空涡扇发动机外内涵压比设计。
针对二元喷管与整机匹配设计时仅考虑加力状态约束条件的技术方案问题，本申请提出一种发动机中间状态及加力状态两种约束条件进行配装二元喷管的发动机外内涵压比设计，从而保证发动机中间状态工作时大幅降低掺混损失，提高发动机性能；加力状态工作时有效形成冷却气膜，保证二元喷管工作安全。该方法实施简单、改进容易、适应性广。
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 (6)

1.一种外内涵压比优化设计方法，其特征在于，包括：
步骤S1、获取加力隔热屏总压恢复系数σ1，中间状态加力燃烧室总压恢复系数σ2中间，加力状态加力燃烧室总压恢复系数σ2加力；其中，所述中间状态是指飞机飞行过程中未进行加力时的发动机状态；
步骤S2、确定所述加力状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第一比值，确定所述中间状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第二比值；
步骤S3、获取加力隔热屏进口压力P16及加力燃烧室进口压力P6，并将两者比值作为外内涵压比设计参数；
步骤S4、以所述外内涵压比设计参数位于所述第一比值与所述第二比值之间为限制条件，对发动机外内涵压比进行优化设计。
2.如权利要求1所述的外内涵压比优化设计方法，其特征在于，步骤S1中，通过试验方法确定加力隔热屏总压恢复系数、中间状态加力燃烧室总压恢复系数及加力状态加力燃烧室总压恢复系数。
3.如权利要求1所述的外内涵压比优化设计方法，其特征在于，步骤S1中，通过理论计算方法确定加力隔热屏总压恢复系数、中间状态加力燃烧室总压恢复系数及加力状态加力燃烧室总压恢复系数。
4.如权利要求2所述的外内涵压比优化设计方法，其特征在于，步骤S4进一步包括：
步骤S41、确定由其它设计限制条件确定的外内涵压比设计值范围；
步骤S42、在所述外内涵压比设计值范围内选取最靠近优化中值的设计值最为最终的外内涵压比设计值，其中所述优化中值是指所述第一比值与所述第二比值的平均值。
5.一种外内涵压比优化设计系统，其特征在于，包括：
恢复系数获取模块，用于获取加力隔热屏总压恢复系数σ1，中间状态加力燃烧室总压恢复系数σ2中间，加力状态加力燃烧室总压恢复系数σ2加力；其中，所述中间状态是指飞机飞行过程中未进行加力时的发动机状态；
约束值确定模块，用于确定所述加力状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第一比值，确定所述中间状态加力燃烧室总压恢复系数与所述加力隔热屏总压恢复系数的第二比值；
优化参数确定模块，用于获取加力隔热屏进口压力P16及加力燃烧室进口压力P6，并将两者比值作为外内涵压比设计参数；
优化设计模块，用于以所述外内涵压比设计参数位于所述第一比值与所述第二比值之间为限制条件，对发动机外内涵压比进行优化设计。
6.如权利要求5所述的外内涵压比优化设计系统，其特征在于，所述优化设计模块包括：
设计范围确定单元，用于确定由其它设计限制条件确定的外内涵压比设计值范围；
设计值选取单元，用于在所述外内涵压比设计值范围内选取最靠近优化中值的设计值最为最终的外内涵压比设计值，其中所述优化中值是指所述第一比值与所述第二比值的平均值。
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