CN113656907A - 一种航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法 - Google Patents

一种航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法 Download PDF

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Abstract

本申请属于本申请属于三维仿真技术领域，特别涉及一种航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法，其特征是基于发动机各部件现有的三维仿真软件，通过回收各部件稳态计算结果，构建并求解平衡方程偏差函数，更新各部件边界条件，最终达到各部件的共同工作，本发明旨在解决整机三维稳态仿真技术方案中，匹配迭代计算精度低、效率低、收敛性差等技术问题，提供了一种能够真实有效地反映发动机三维流场、适合工程应用有效的新方法。

Description

一种航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法
技术领域
本申请属于三维仿真技术领域，特别涉及一种航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法。
背景技术
航空发动机设计中，仿真技术可以有力推动发动机预先研究，对设计结果进行验证，减少设计缺陷和设计过程反复。整机三维仿真更加准确地模拟发动机各部件的真实工作环境。相比于整机零维仿真，三维仿真可以得到各部件内部流场分布，部件交界面为面场分布而非平均值，流场信息失真度小，边界条件更为接近真实流动情况，从而提升整机仿真准确性。
整机三维仿真核心技术是实现各部件的共同工作(即实现转速相等、流量连续、功率平衡，压力平衡)。在目前的仿真方法中，一种是进行发动机整体建模，在同一个软件中计算，这种方法完全通过求解三维N-S方程来实现各部件工作点匹配，整机内的全部流场在每个时间步内完成一次计算，随着时间步的增加而不断迭代收敛。另一种是各部件三维计算与总体零维计算的耦合，各部件通过三维仿真得到全工况下的计算特性，修正总体零维的部件特性，通过总体零维匹配得到整机性能。而本发明介绍一种全三维稳态仿真匹配迭代方法，各部件三维软件计算的同时，利用匹配约束方程，在某个时机动态改变各部件边界条件，以实现整机三维仿真环境下的共同工作。
第一种方法，发动机整体建模，在同一个软件中计算进行流场计算，其缺点如下：
(1)计算精度低。由于整机中的所有部件在一个软件下仿真，仅能设置统一的数值计算模型和湍流模型。但各部件的流动情况不尽相同，如发动机主燃烧室一般为定压燃烧，可被视为不可压流体；风扇/压气机、高/低压涡轮进行气体的压缩和膨胀，主要涉及可压缩流体求解，因此采用相同的计算模型和湍流模型不适用。
(2)计算效率低。不同的部件网格尺度、网格量不同，当在同一个软件下计算时，计算迭代步长一致，因此对于网格量较少的部件，较小的迭代步长不适用，反而降低计算效率。如整机三维计算中，主燃烧室部件流动最为复杂，需要更密的网格和更小的迭代步长，因此在整机一体建模计算时，迭代步长受限于主燃烧室，导致其他部件计算效率低，占用计算资源较大。
(3)计算收敛性差。越为复杂的航空发动机整机计算，其迭代收敛性越差，如涡扇发动机收敛性弱于涡喷发动机，多轴发动机弱于单轴发动机。发动机一体化计算某个部件计算不收敛，将会导致整个计算过程崩溃，因此系统复杂度直接影响计算是否收敛。
第二种方法，各部件三维计算与总体零维计算的耦合，其缺点如下：
采用总体零维程序匹配迭代方法。总体零维计算结果作为部件输入条件，通过部件三维计算得到全工况的计算特性，对总体零维程序中部件特性图进行修正，修正后的结果通过总体零维匹配计算后，再次传递给部件进行计算，如此往复进行耦合迭代。但部件边界条件为总体计算平均值，未考虑部件之间的影响，总体与部件之间的特性修正迭代耗时较长，计算效率和准确性在设计中均不适用。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法，包括，
步骤S1:航空发动机三维稳态仿真部件包括风扇、压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、外涵道、加力燃烧室、喷管，每个所述航空发动机三维稳态仿真部件均对应一个不同的三维计算软件进行仿真计算，将所述三维计算软件与匹配迭代程序置于相同的计算集群环境中；
步骤S2：给定所述航空发动机运行状态的预设条件值，由所述预设条件值生成迭代变量值，所述迭代变量包括风扇外涵出口静压Ps13、风扇内涵出口静压Ps23、高压物理转速NH、压气机出口静压Ps3、混合室静压Ps65；
步骤S3：将生成的五个所述迭代变量作为所述三维计算软件的输入值，并通过所述三维计算软件计算结果；
步骤S4：将所述五个迭代变量计算平衡方程偏差函数，
风扇外涵出口与外涵进口流量偏差函数E1＝f1(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
风扇内涵出口与压气机进口流量偏差函数E2＝f2(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
主燃烧室出口与高压涡轮进口流量偏差函数E3＝f3(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
压气机功率与高压涡轮功率偏差函数E4＝f4(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
风扇功率与低压涡轮功率偏差函数E5＝f5(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
步骤S5：判断所述平衡方程偏差函数E1、E2、E3、E4、E5是否收敛，当所述偏差函数收敛时，即发动机在所述迭代变量条件下正常工作，若所述平衡方程偏差函数不收敛，则根据各偏差函数对应的各个输入值得斜率
[ΔEi/ΔXj]5×5
其中Ei＝[E1、E2、E3、E4、E5]，Xi＝[Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65]
并将对应的值作为新的对应的所述迭代变量，并返回步骤S3；
优选的是，在步骤S2中，所述预设条件包括航空发动机三维稳态仿真部件的计算模型及其边界条件，所述边界条件包括给定的转速、主燃油流量、进口总温/总压、出口静压。
优选的是，在步骤S1中所述的航空发动机三维稳态仿真部件对应的三维计算软件，包括风扇对应的Numeca、压气机对应的Numeca、主燃烧室对应的Fluent、高压涡轮对应的CFX、低压涡轮对应的CFX、外涵道对应的CFX、加力燃烧室对应的Fluent、喷管对应的Fluent。
优选的是，所述迭代变量的选取由所述航空发动机三维稳态仿真部件及其对应的所述三维计算软件所决定。
优选的是，所述航空发动机三维稳态仿真中，所述航空发动机三维稳态仿真部件的三维计算软件的输入值均包括进口总温/总压、出口静压，此外，所述风扇的三维计算软件的输入值还包括所述转速与对应的所述迭代变量；压气机的三维计算软件的输入值还包括所述风扇的三维计算软件计算的风扇出口参数、所述转速、对应的所述迭代变量；所述主燃烧室的三维计算软件的输入值为所述燃油流量、对应的所述迭代变量、所述压气机的三维计算软件计算的压气机出口参数；所述高压涡轮与所述低压涡轮机三维计算软件的输入值均还包括所述主燃烧室的三维计算软件计算的所述主燃烧室的出口参数、对应的所述迭代变量、所述转速；所述外涵三维计算软件的输入值还包括所述风扇的三维计算软件计算的风扇出口参数；所述加力燃烧室三维计算软件的输入值还包括所述外涵的三维计算软件计算的所述主燃烧室的出口参数、所述高压涡轮与所述低压涡轮机的三维计算软件计算的出口参数、对应的所述迭代变量；所述喷管三维计算软件的输入值还包括所述加力燃烧室的三维计算软件计算的所述加力燃烧室的出口参数、对应的所述迭代变量。
优选的是，所述航空发动机为双轴涡扇发动机。
优选的是，所述高压涡轮与所述低压涡轮为联合建模。
优选的是，所述加力燃烧室为不接通状态。
本申请的优点包括：本发明旨在解决整机三维稳态仿真技术方案中，匹配迭代计算精度低、效率低、收敛性差等技术问题，提供了一种能够真实有效地反映发动机三维流场、适合工程应用有效的新方法。
附图说明
图1是本申请一优选方式的计算框架示意图；
图2是本申请一优选方式的与表2对应的迭代变量与不平衡量；
图3是本申请一优选方式的与表3对应的迭代变量与不平衡量；
图4是本申请一优选方式的计算流程示意图；
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。
1、统一计算环境
将各部件的三维计算软件与匹配迭代程序放置在相同的计算集群环境中，便于计算集群终端以最高权限访问各部件计算结果，并调用匹配迭代程序。
2、迭代变量与平衡方程偏差函数构造
迭代变量依赖各部件的计算模型及其边界条件的设置方法，在计算航空发动机在某个状态下运行时，一般会给定转速、主燃油流量、进口总温/总压、出口静压。
其中，双轴涡扇发动机，按转速控制规律确定发动机工作状态，可变几何，如风扇、压气机导叶角度、喷口面积也随之固定；迭代变量的选取与部件建模方法、选用的三维计算程序有关，不唯一。
以发动机各部件采用的三维仿真软件为例如表1，采用的控制计划为给定发动机低压物理转速NL和主燃烧室燃油流量Wf，不接通加力燃烧室。提出常用的两种迭代变量选取说明如表2～表3。
Figure BDA0003195534810000051
表1
Figure BDA0003195534810000052
Figure BDA0003195534810000061
表2
Figure BDA0003195534810000062
Figure BDA0003195534810000071
表3
迭代变量为：a.风扇外涵出口静压Ps13；b.风扇内涵出口静压Ps23；c.高压物理转速NH；d.压气机出口静压Ps3；e.混合室静压Ps65。
表2中对应的平衡方程偏差函数为：
风扇出口与压气机进口流量偏差函数E1＝f1(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
主燃烧室出口与高压涡轮进口流量偏差函数E2＝f2(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
压气机功率与高压涡轮功率偏差函数E3＝f3(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
风扇功率与低压涡轮功率偏差函数E4＝f4(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
外涵出口混合室静压与低压涡轮混合室静压偏差函数E5＝f5(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
迭代变量与不平衡量见图2
表3中对应的平衡方程偏差函数为：
风扇外涵出口与外涵进口流量偏差函数E1＝f1(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
风扇内涵出口与压气机进口流量偏差函数E2＝f2(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
主燃烧室出口与高压涡轮进口流量偏差函数E3＝f3(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
压气机功率与高压涡轮功率偏差函数E4＝f4(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
风扇功率与低压涡轮功率偏差函数E5＝f5(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
迭代变量与不平衡量见图3
(3)迭代变量回收
当各部件均重新计算收敛后，匹配迭代程序开始执行，回收上述5个迭代变量，求解5个非线性方程组后，将更新后的迭代参数返回给各部件重新计算，计算流程如图4所示。
(4)匹配迭代程序计算如下：
步骤S1，分别生成上述5个迭代变量即风扇外涵出口静压Ps13、风扇内涵出口静压Ps23、高压物理转速NH、压气机出口静压Ps3、混合室静压Ps65五个初始值，作为发动机各部件三维仿真的输入值；
步骤S2，各部件利用S1的输入值，通过各自仿真模型和仿真工具(表1)进行求解后，获取发动机各部件求解的结果，该结果包括：
a.对应表2，结果为风扇出口流量、压气机进口流量、主燃烧室出口流量、高压涡轮进口流量、风扇功率、压气机功率、外涵出口混合室静压；其中，压气机进口流量由压气机仿真软件根据压气机出口静压(Ps3)获得，高压涡轮进口流量由涡轮仿真软件根据涡轮出口
混合室静压(Ps65)获得；
b.对应表3，结果为风扇出口流量、压气机进口流量、主燃烧室出口流量、高压涡轮进口流量、风扇功率、压气机功率、外涵进口流量；其中，压气机进口流量由压气机仿真软件根据压气机出口静压(Ps3)获得，高压涡轮进口流量由涡轮仿真软件根据涡轮出口混合室静压(Ps65)获得，外涵进口流量由外涵仿真软件根据外涵出口混合室静压(Ps65)获得；
步骤S3，分别计算步骤(2)中的偏差函数E1、E2、E3、E4、E5；
步骤S4，确定上述偏差函数是否收敛(即同时满足E1＜ε1、E2＜ε2、E3＜ε3、E4＜ε4、E5＜ε5)；若不收敛，则根据各偏差函数对应的各个输入值得斜率([ΔEi/ΔXj]5×5，其中Ei＝[E1、E2、E3、E4、E5]，Xi＝[Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65]，即雅克比矩阵)，利用求解非线性方程组的牛顿-拉夫逊或Broyden理论，迭代生成新的仿真输入值，返回步骤S1～S3，直至偏差收敛。当E1～E6残差同时收敛时，即发动机各部件满足共同工作。

Claims (8)

1.一种航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法，其特征在于，包括，
步骤S1:航空发动机三维稳态仿真部件包括风扇、压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、外涵道、加力燃烧室、喷管，每个所述航空发动机三维稳态仿真部件均分别建立模型，所述模型均对应一个不同的三维计算软件进行仿真计算，将所述三维计算软件与匹配迭代程序置于相同的计算集群环境中；
步骤S2：给定所述航空发动机运行状态的预设条件值，由所述预设条件值生成迭代变量值，所述迭代变量包括风扇外涵出口静压Ps13、风扇内涵出口静压Ps23、高压物理转速NH、压气机出口静压Ps3、混合室静压Ps65；
步骤S3：将生成的五个所述迭代变量作为所述三维计算软件的输入值，并通过所述三维计算软件计算结果；
步骤S4：根据所述五个迭代变量计算平衡方程偏差函数，
风扇外涵出口与外涵进口流量偏差函数E1＝f1(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
风扇内涵出口与压气机进口流量偏差函数E2＝f2(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
主燃烧室出口与高压涡轮进口流量偏差函数E3＝f3(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
压气机功率与高压涡轮功率偏差函数E4＝f4(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
风扇功率与低压涡轮功率偏差函数E5＝f5(Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65)；
步骤S5：判断所述平衡方程偏差函数E1、E2、E3、E4、E5是否收敛，当所述偏差函数收敛时，即发动机在所述迭代变量条件下正常工作，若所述平衡方程偏差函数不收敛，则根据各偏差函数对应的各个输入值得斜率
[ΔEi/ΔXj]5×5
其中Ei＝[E1、E2、E3、E4、E5]，Xi＝[Ps13,Ps23,NH,Ps3,Ps65]
并将对应的值作为新的对应的所述迭代变量，并返回步骤S3。
2.如权利要求1所述的一种航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法，其特征在于，在步骤S2中，所述预设条件包括航空发动机三维稳态仿真部件的计算模型及其边界条件，所述边界条件包括给定的转速、主燃油流量、进口总温/总压、出口静压。
3.如权利要求1所述的一种航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法，其特征在于，在步骤S1中所述的航空发动机三维稳态仿真部件对应的三维计算软件，包括风扇对应的Numeca、压气机对应的Numeca、主燃烧室对应的Fluent、高压涡轮对应的CFX、低压涡轮对应的CFX、外涵道对应的CFX、加力燃烧室对应的Fluent、喷管对应的Fluent。
4.如权利要求1所述的航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法，其特征在于，所述迭代变量的选取由所述航空发动机三维稳态仿真部件及其对应的所述三维计算软件所决定。
5.如权利要求2所述的航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法，其特征在于，所述航空发动机三维稳态仿真中，所述航空发动机三维稳态仿真部件的三维计算软件的输入值均包括进口总温/总压、出口静压，此外，所述风扇的三维计算软件的输入值还包括所述转速与对应的所述迭代变量；
压气机的三维计算软件的输入值还包括所述风扇的三维计算软件计算的风扇出口参数、所述转速、对应的所述迭代变量；所述主燃烧室的三维计算软件的输入值为所述燃油流量、对应的所述迭代变量、所述压气机的三维计算软件计算的压气机出口参数；
所述高压涡轮与所述低压涡轮机三维计算软件的输入值均还包括所述主燃烧室的三维计算软件计算的所述主燃烧室的出口参数、对应的所述迭代变量、所述转速；
所述外涵三维计算软件的输入值还包括所述风扇的三维计算软件计算的风扇出口参数；
所述加力燃烧室三维计算软件的输入值还包括所述外涵的三维计算软件计算的所述主燃烧室的出口参数、所述高压涡轮与所述低压涡轮机的三维计算软件计算的出口参数、对应的所述迭代变量；
所述喷管三维计算软件的输入值还包括所述加力燃烧室的三维计算软件计算的所述加力燃烧室的出口参数、对应的所述迭代变量。
6.如权利要求1所述的航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法，其特征在于，所述航空发动机为双轴涡扇发动机。
7.如权利要求1所述的航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法，其特征在于，所述高压涡轮与所述低压涡轮的模型建立为联合建模。
8.如权利要求5所述的航空发动机三维稳态仿真匹配迭代方法，其特征在于，所述加力燃烧室在仿真时处于不接通状态。
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