CN114013678A - 一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法及装置 - Google Patents

Abstract

本申请属于发动机设计领域，具体涉及一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法及装置。该方法包括步骤S1、获取初始的风扇压比及压气机压比；步骤S2、结合给定的发动机进口空气流量，确定发动机涵道比初值及涡轮前温度初值；步骤S3、遍历给定的风扇压比数组及压气机压比数组中的风扇压比及压气机压比，计算发动机推力及耗油率；步骤S4、选择满足要求的发动机推力及耗油率，进一步确定对应的风扇压比、压气机压比、发动机涵道比及涡轮前温度初值。本申请保证了基于成熟核心机派生发动机的设计点匹配的效果以及匹配效率，以此方法匹配出的设计点确保了核心机的喘振裕度以及涡轮前温度裕度，还可以达到指标需要的推力和耗油率等参数。

Description

一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法及装置

技术领域

本申请属于发动机设计领域，具体涉及一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法及装置。

背景技术

根据世界各国的航空发动机研制经验，现代最有效的航空发动机的研制方法是以成熟的核心机为基础，即在保持一台成熟的核心机基本几何参数不变的条件下，根据来自飞机方不同装备对象的需求、不同性能指标的需求和不同外廓尺寸的需求，通过改变低压部件来改变发动机的主要循环参数，如总增压比、涵道比、空气流量、涡轮进口温度等，来进行发动机设计点匹配和优化，研制出满足需求的成熟可靠的航空发动机。这样不但可以保证研制发动机处于一个较高的成熟度状态，同时可以大幅缩减研制时间和研制经费，可以短时间内保质保量的完成发动机研制。

目前航空发动机的设计点匹配的方法是根据来自用户的性能需求，进行整机设计点参数匹配。对于新研发动机来说，需要确定进口条件、发动机工作参数、部件效率和流道损失系数等参数，并且各个参数是无约束的。

对于基于成熟核心机进行设计点参数匹配，高压压气机工作线已经固定，设计点参数之间存在约束。而在设计点匹配过程中就需要考虑每一个约束要素进行设计点匹配。现在使用方法就是通过试凑的方法进行设计点匹配，匹配结果既要满足指标要求，还需要符合约束。目前基于成熟核心机设计点匹配的传统方法是试凑法，需要人工反复迭代，工作量大，并且还无法得到最优的结果。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供了一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法及装置，考虑了多个约束条件，根据性能指标要求和共同工作原理，来进行优化匹配，直接匹配出合适的设计参数。

本申请第一方面提供了一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法，主要包括：

步骤S1、获取初始的风扇压比及压气机压比；

步骤S2、结合给定的发动机进口空气流量，确定发动机涵道比初值及涡轮前温度初值；

步骤S3、遍历给定的风扇压比数组及压气机压比数组中的风扇压比及压气机压比，计算发动机推力及耗油率；

步骤S4、选择满足要求的发动机推力及耗油率，进一步确定对应的风扇压比、压气机压比、发动机涵道比及涡轮前温度初值。

优选的是，步骤S2中，确定发动机涵道初值比进一步包括：

步骤S21、根据给定的压气机压比，确定压气机效率及压气机进口换算流量；

步骤S22、根据压气机效率及风扇效率确定压气机进口总温及进口总压；

步骤S23、确定压气机进口物理流量；

步骤S24、根据压气机进口物理流量及发动机进口空气流量确定涵道比初值。

优选的是，在步骤S2中，确定涡轮前温度初值包括：

步骤S25、根据给定的压气机压比，确定压气机进口换算流量；

步骤S26、根据压气机效率及风扇效率确定压气机进口总温；

步骤S27、根据压气机进口换算流量、压气机进口总温、涡轮器温度之间的对应关系，确定涡轮前温度初值。

优选的是，在步骤S2之后，进一步包括：

步骤S201、根据涵道比初值、涡轮前温度初值确定新的压气机进口换算流量；

步骤S202、调整涵道比，直至新的压气机进口换算流量与根据给定的压气机压比所确定的压气机进口换算流量的差值小于阈值。

优选的是，在步骤S2之后，进一步包括：

步骤S203、根据涡轮前温度初值计算涡轮膨胀比；

步骤S204、将计算的涡轮膨胀比与特定的涡轮膨胀比进行误差比较，根据误差调整涡轮前温度初值。

优选的是，步骤S4之后进一步包括，在满足要求的发动机推力及耗油率的基础上，选择最优温度裕度所对应的风扇压比及压气机压比。

优选的是，步骤S2中，进一步包括进行设计点约束，所述设计点约束包括对于混合排气发动机混合器内外总压比介于0.95～1.05，外涵出口马赫数小于等于0.35。

本申请第二方面提供了一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配装置，主要包括：

初始值给定模块，用于获取初始的风扇压比及压气机压比；

中间参数确定模块，用于结合给定的发动机进口空气流量，确定发动机涵道比初值及涡轮前温度初值；

迭代模块，用于遍历给定的风扇压比数组及压气机压比数组中的风扇压比及压气机压比，计算发动机推力及耗油率；

最优值确定模块，用于选择满足要求的发动机推力及耗油率，进一步确定对应的风扇压比、压气机压比、发动机涵道比及涡轮前温度初值。

本申请提出了一种赋初值和简化输入参数的方法，仅以风扇压比和压气机压比为变量，通过明确一系列的参数相互关系和限定条件，进行迭代计算，保证了基于成熟核心机派生发动机的设计点匹配的效果以及匹配效率。同时，以此方法匹配出的设计点确保了核心机的喘振裕度以及涡轮前温度裕度，还可以达到指标需要的推力和耗油率等参数。

附图说明

图1为本申请基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法的一优选实施例的流程图。

图2为压气机特性线及工作线。

图3为设计点优化匹配出推力F和耗油率sfc关系图。

图4为设计点优化匹配出推力F和涡轮前温度T₄关系图。

图5为设计点优化匹配出推力F和涵道比B关系图。

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。

本申请第一方面提供了一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法，如图1所示，主要包括：

步骤S1、获取初始的风扇压比及压气机压比；

步骤S2、结合给定的发动机进口空气流量，确定发动机涵道比初值及涡轮前温度初值；

步骤S3、遍历给定的风扇压比数组及压气机压比数组中的风扇压比及压气机压比，计算发动机推力及耗油率；

步骤S4、选择满足要求的发动机推力及耗油率，进一步确定对应的风扇压比、压气机压比、发动机涵道比及涡轮前温度初值。

本申请在实际工程应用中，基于成熟核心机派生发动机往往需要综合考虑发动机性能指标、核心机喘振裕度、转子转速范围和涡轮前温度裕度等各方面的因素，进行平衡折衷，选择最优的派生涡扇发动机方案。整机设计点匹配时，需要明确设计点进口条件、发动机工作参数、部件效率和流道损失系数等参数，参数选择较多，不利于系统考虑。而基于成熟核心机的派生发动机需要考虑一些约束条件。具体来说，在步骤S1中，核心机工作线不变，即如果选定了增压比，则压气机换算流量、压气机效率就确定了；随后高压涡轮落压比确定。

在步骤S2中，如果给定了发动机进口空气流量、风扇压比、风扇效率，则发动机涵道比和燃烧室出口总温确定。

考虑了这些约束条件后，设计点匹配时需要设定的参数只有进气流量、风扇压比π_f、风扇效率和压气机压比π_c。同时按定比热的计算方法给涵道比B和涡轮前温度T₄赋初值，并进行迭代，简化匹配过程，优化匹配方法，详情见表1。

表1、基于成熟核心机派生发动机参数匹配方法

选择海平面标准大气环境(H＝0km、Ma＝0)为设计点进口条件，进行设计点匹配和优化，使其满足性能指标。本方法是仅以风扇压比和压气机压比为迭代参数，通过一系列的限定条件来进行优化匹配，使发动机获得可行的最优设计结果。本设计点匹配的方法为迭代的方法，因此需要对输入参数和需要迭代的参数赋初值，共4个参数风扇压比π_f、压气机压比π_c、涵道比B和涡轮前温度T₄，详情见表1。同时为了保证迭代的效率以及避免不收敛的情况，参数初值需要在合理范围内。

在一些可选实施方式中，步骤S2中，确定发动机涵道初值比进一步包括：

步骤S21、根据给定的压气机压比，确定压气机效率及压气机进口换算流量；

步骤S22、根据压气机效率及风扇效率确定压气机进口总温及进口总压；

步骤S23、确定压气机进口物理流量；

步骤S24、根据压气机进口物理流量及发动机进口空气流量确定涵道比初值。

首先，发动机进气流量W₁数需要与飞机方协商后确定，并考虑一定的误差后给出。按照设计经验，风扇设计点流量一般按飞机进气道进气容限-3％考虑。

图2中分别给出了压比与换算流量的关系图，以及效率与换算流量的关系图，如图2所示，根据设计经验选择压气机压比π_c初值，因为设计点匹配时保证核心机工作线不变，因此压气机压比π_c确定后，可以在特性图中选择压气机效率η_C和压气机流量W_2R25DEM。

之后，根据设计经验选择风扇机压比π_f初值。设计点风扇流量即为发动机进口空气流量W₁，设计点风扇效率η_f根据风扇几何尺寸和进气流量参数，由风扇专业提供，也可根据设计经验给出。

最后，涵道比参数初值B0可以根据选择的一个风扇设计点参数和压气机设计点参数按定比热的计算公式给出。根据发动机设计点进口条件高度H＝0，马赫数Ma＝0，按公式(1)和(2)计算出风扇的进口总温T₁和进口总压P₁：

其中P₁是发动机进口静压，T₁是发动机进口静温，k是比热比。

然后按公式(3)和(4)以及风扇设计点参数和计算得出风扇出口即压气机进口总温T₂₅和总压P₂₅。

P₂₅＝P₁×π_f (3)

根据压气机进口总温T₂₅和总压P₂₅，和按压气机特性插值出的压气机进口换算流量W_2R25DEM，按公式(5)可以计算出压气机进口物理流量W₂₅。

根据流量平衡，风扇进口的流量W₁和风扇出口W₂的流量相等。同时根据压气机进口物理流量W₂₅，可以按公式(6)计算涵道比参数出初始B₀。

B₀＝(W₂-W₂₅)/W₂₅ (6)

在一些可选实施方式中，在步骤S2中，确定涡轮前温度初值包括：

步骤S25、根据给定的压气机压比，确定压气机进口换算流量；

步骤S26、根据压气机效率及风扇效率确定压气机进口总温；

步骤S27、根据压气机进口换算流量、压气机进口总温、涡轮器温度之间的对应关系，确定涡轮前温度初值。

该实施例中，对于发动机来说，高压涡轮处于相似的工作状态，涡轮的膨胀比π_t均处于一个特定范围内。而在发动机设计点匹配时，这些参数都是由涡轮前温度参数T₄来决定的。因此需要对涡轮前温度T₄进行赋初值，在压气机工作线不变条件下，压气机进口换算流量W_2R25DEM(见2)和涡轮前温度比压气机进口温度T₄₀/T₂₅值是一一对应的，因此我们根据选择的压气机进口换算流量W_2R25DEM和按公式(4)定比热近似计算出的压气机进口温度T₂₅的值，可以得到涡轮前温度初值T₄₀。

另外需要说明的是，对于成熟核心机的派生发动机来说，设计点匹配时，很多参数都可以按照设计经验给出，不需要改变或者进行迭代计算。主要参数如下：高压涡轮效率η_TH、低压涡轮效率η_TL、主燃烧室燃烧效率η_b、流路中的总压恢复系数σ、低压转子机械效率η_mH和高压转子机械效率η_mL。

在一些可选实施方式中，在步骤S2之后，进一步包括：

步骤S201、根据涵道比初值、涡轮前温度初值确定新的压气机进口换算流量；

步骤S202、调整涵道比，直至新的压气机进口换算流量与根据给定的压气机压比所确定的压气机进口换算流量的差值小于阈值。

该实施例中，根据假定的涵道比参数初值B₀、涡轮前温度初值T₄₀和其它设计点输入的参数可以进行计算，得出核心机进口新的换算流量W_2R25(i)，与选择压气机设计点参数时按压气机特性插值出来的换算流量W_2R25DEM进行误差比较，详情见公式(7)；当误差不满足要求时需要调整涵道比重新计算迭代，详情见公式(8)，当2个换算流量误差值满足要求范围内时，认为涵道比参数B合适。

err₁＝(W_2R25DEM-W_2R25(i))/W_2R25DEM (7)

B(i+1)＝B(i)-err₁×k₁ (8)

在一些可选实施方式中，在步骤S2之后，进一步包括：

步骤S203、根据涡轮前温度初值计算涡轮膨胀比；

步骤S204、将计算的涡轮膨胀比与特定的涡轮膨胀比进行误差比较，根据误差调整涡轮前温度初值。

该实施例中，计算得出涡轮新的的膨胀比π_t(i)与特定的π_Tdem进行误差比较，详情见公式(9)，如果不满足误差范围内，则按公式(10)继续调整涡轮前温度参数T₄来计算迭代，使得涡轮的膨胀比π_t满足处于特定范围。同时根据热端的承受能力，主燃烧室出口温度T₄有一个限制值，此限制值由涡轮专业或者基本型发动机来确定。

err₂＝(π_tDEM-π_t(i))/π_tDEM (9)

T₄(i+1)＝T₄(i)-err₂×k₂ (10)

在一些可选实施方式中，步骤S4之后进一步包括，在满足要求的发动机推力及耗油率的基础上，选择最优温度裕度所对应的风扇压比及压气机压比。

本申请在进行发动机设计点匹配时需要进行优化，找到最优的参数。因此选择了一组风扇压比[π_f1π_f2π_f3……π_fn]和压气机压比[π_c1π_c2π_c3……π_cn]为变量进行迭代优化。根据输入的一组风扇压比[π_f1π_f2π_f3……π_fn]和压气机压比[π_c1π_c2π_c3……π_cn]为变量，进行设计点参数匹配优化，可以得到一组参数线，如图3所示，每个点对应于一个风扇压比与压气机压比。然后根据图3选择出满足指标的推力F和耗油率sfc的区域，同时可以在满足指标区域选择最优的温度裕度，详情见图4。同时风扇压比、压气机压比和涵道比等参数即随之确定，详情见图5。

在一些可选实施方式中，步骤S2中，进一步包括进行设计点约束，所述设计点约束包括对于混合排气发动机混合器内外总压比介于0.95～1.05，外涵出口马赫数小于等于0.35。

具体来讲，对于混合排气发动机，低压涡轮后的混合器内外涵进口要实现静压平衡，所以外涵和内涵的总压力比受到限制，作为一个约束参数。按照设计经验，混合器内外总压关系为：0.95≤P₁₆/P₆≤1.05。同理，对于混合排气发动机，外涵流速偏大会导致发动机出现加力脉动故障，所以对外涵出口马赫数有一定限制，作为一个约束参数。按照设计经验，外涵出口马赫数M₁₆≤0.35。

本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配装置，主要包括：

初始值给定模块，用于获取初始的风扇压比及压气机压比；

中间参数确定模块，用于结合给定的发动机进口空气流量，确定发动机涵道比初值及涡轮前温度初值；

迭代模块，用于遍历给定的风扇压比数组及压气机压比数组中的风扇压比及压气机压比，计算发动机推力及耗油率；

最优值确定模块，用于选择满足要求的发动机推力及耗油率，进一步确定对应的风扇压比、压气机压比、发动机涵道比及涡轮前温度初值。

本申请提出了一种赋初值和简化输入参数的方法，仅以风扇压比和压气机压比为变量，通过明确一系列的参数相互关系和限定条件，进行迭代计算，保证了基于成熟核心机派生发动机的设计点匹配的效果以及匹配效率。同时，以此方法匹配出的设计点确保了核心机的喘振裕度以及涡轮前温度裕度，还可以达到指标需要的推力和耗油率等参数。

虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本申请作了详尽的描述，但在本申请基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本申请精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本申请要求保护的范围。

Claims (8)

1.一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法，其特征在于，包括：

步骤S1、获取初始的风扇压比及压气机压比；

步骤S2、结合给定的发动机进口空气流量，确定发动机涵道比初值及涡轮前温度初值；

步骤S3、遍历给定的风扇压比数组及压气机压比数组中的风扇压比及压气机压比，计算发动机推力及耗油率；

步骤S4、选择满足要求的发动机推力及耗油率，进一步确定对应的风扇压比、压气机压比、发动机涵道比及涡轮前温度初值。

2.如权利要求1所述的基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法，其特征在于，步骤S2中，确定发动机涵道初值比进一步包括：

步骤S21、根据给定的压气机压比，确定压气机效率及压气机进口换算流量；

步骤S22、根据压气机效率及风扇效率确定压气机进口总温及进口总压；

步骤S23、确定压气机进口物理流量；

步骤S24、根据压气机进口物理流量及发动机进口空气流量确定涵道比初值。

3.如权利要求1所述的基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法，其特征在于，在步骤S2中，确定涡轮前温度初值包括：

步骤S25、根据给定的压气机压比，确定压气机进口换算流量；

步骤S26、根据压气机效率及风扇效率确定压气机进口总温；

步骤S27、根据压气机进口换算流量、压气机进口总温、涡轮器温度之间的对应关系，确定涡轮前温度初值。

4.如权利要求1所述的基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法，其特征在于，在步骤S2之后，进一步包括：

步骤S201、根据涵道比初值、涡轮前温度初值确定新的压气机进口换算流量；

步骤S202、调整涵道比，直至新的压气机进口换算流量与根据给定的压气机压比所确定的压气机进口换算流量的差值小于阈值。

5.如权利要求1所述的基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法，其特征在于，在步骤S2之后，进一步包括：

步骤S203、根据涡轮前温度初值计算涡轮膨胀比；

步骤S204、将计算的涡轮膨胀比与特定的涡轮膨胀比进行误差比较，根据误差调整涡轮前温度初值。

6.如权利要求1所述的基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法，其特征在于，步骤S4之后进一步包括，在满足要求的发动机推力及耗油率的基础上，选择最优温度裕度所对应的风扇压比及压气机压比。

7.如权利要求1所述的基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法，其特征在于，步骤S2中，进一步包括进行设计点约束，所述设计点约束包括对于混合排气发动机混合器内外总压比介于0.95～1.05，外涵出口马赫数小于等于0.35。

8.一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配装置，其特征在于，包括：

初始值给定模块，用于获取初始的风扇压比及压气机压比；

中间参数确定模块，用于结合给定的发动机进口空气流量，确定发动机涵道比初值及涡轮前温度初值；

迭代模块，用于遍历给定的风扇压比数组及压气机压比数组中的风扇压比及压气机压比，计算发动机推力及耗油率；

最优值确定模块，用于选择满足要求的发动机推力及耗油率，进一步确定对应的风扇压比、压气机压比、发动机涵道比及涡轮前温度初值。

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