CN115062404A - 一种变循环发动机热管理系统模型及其建模方法 - Google Patents

一种变循环发动机热管理系统模型及其建模方法 Download PDF

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CN115062404A CN202210567404.3A CN202210567404A CN115062404A CN 115062404 A CN115062404 A CN 115062404A CN 202210567404 A CN202210567404 A CN 202210567404A CN 115062404 A CN115062404 A CN 115062404A
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宣益民
王宏
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Abstract

本发明公开了一种变循环发动机热管理系统模型及其建模方法，热管理系统模型包括若干子系统模型、飞行任务参数输入模块，若干子系统模型包括变循环发动机子系统模型和其他子系统模型，飞行任务参数输入模块用于给定输入参数，确定发动机工作状态，决定发动机子系统热载荷大小；若干子系统模型基于质量、能量传递关系相互耦合，根据输入参数得到其他子系统模型的节点温度。根据子系统的部件模型，耦合得到热管理系统模型，然后通过设置仿真计算参数，可有效分析系统节点温度的变化特性，针对发动机在不同工作模式下，在不同工况点下进行仿真计算，分析发动机子系统对其他子系统节点温度的影响规律，可有效监测系统稳态工作状态。

Description

一种变循环发动机热管理系统模型及其建模方法
技术领域
本发明涉及变循环发动机，具体是涉及一种变循环发动机热管理系统模型及其建模方法。
背景技术
先进战斗机正朝着高机动性、隐身性、巡航经济性等方面发展，发动机的性能好坏直接影响到飞机的综合性能。变循环发动机通过调节可变几何机构，改变其热力循环参数，使得发动机在更宽广的飞行包线内具有良好的性能，能够为先进战斗机提供良好的机动性和远距离巡航经济性，是目前最具潜力的发动机之一。但是，机载设备数量和功率不断增加，整机的热负荷成倍增长，严重影响到整机的性能提升。因此需要进行综合热/能量管理系统的研究，旨在解决先进发动机所面临的热问题。
目前，关于变循环发动机的研究都是侧重于发动机本身，主要涉及部件级的建模仿真方法、控制规律、模态转换、变几何机构对发动机性能的影响等方面的研究，很少有文献提及对其进行综合热管理系统的研究。变循环发动机作为航空发动机先进的研究方向之一，各个方面的设计技术尚未成熟，预先开展变循环发动机综合热管理系统的设计技术研究，具有一定的探索性，可为变循环发动机热管理系统的研究提供一定的参考。
发明内容
发明目的：针对以上缺点，本发明提供一种综合考虑变循环发动机与机载系统、研究发动机与相关子系统之间能量传递机理的变循环发动机热管理系统模型。
本发明还提供一种变循环发动机热管理系统模型的建模方法。
技术方案：为解决上述问题，本发明采用一种变循环发动机热管理系统模型，包括若干子系统模型、飞行任务参数输入模块，若干子系统模型包括变循环发动机子系统模型和其他子系统模型，所述飞行任务参数输入模块用于给定变循环发动机子系统模型的输入参数，确定发动机工作状态，决定发动机子系统热载荷大小；所述若干子系统模型基于质量、能量传递关系相互耦合，根据变循环发动机子系统模型的输入参数得到其他子系统模型的节点温度。
进一步的，所述飞行任务参数包括当前发动机飞行高度、飞行马赫数等飞行参数以及确定发动机工作模式的可调机构参数。
本发明还采用一种变循环发动机热管理系统的建模方法，包括以下步骤：
(1)构建热管理系统的总体结构；根据变循环发动机系统的构成、各子系统的工作原理及能量匹配关系，将热管理系统模型分为三层结构：部件、子系统及整体系统，整体系统包括若干子系统，各子系统包括若干部件；
(2)根据变循环发动机的工作特性、各部件功能特点，建立变循环发动机子系统模型；
(3)基于热管理系统中子系统之间的能量传递关系，根据子系统的功能、结构特性、部件数学模型，建立热管理系统除变循环发动机子系统外其他子系统模型；
(4)根据变循环发动机子系统热载荷与飞行任务参数之间的关系，建立飞行任务参数输入模块；
(5)根据变循环发动机子系统及其他子系统之间的质量、能量传递关系，结合飞行任务参数输入模块，搭建多系统耦合的热管理系统模型。
进一步的，所述变循环发动机子系统模型包括变循环发动机各部件气动热力学模型、变循环发动机可变几何机构特性计算模型和发动机共同工作方程求解模型。
进一步的，所述变循环发动机各部件气动热力学模型包括进气道气动热力学模型、压缩部件和涡轮部件热力学模型、燃烧室热力学模型。
进一步的，所述进气道气动热力学模型包括：
进气道进口总温：
Figure BDA0003658718530000021
进气道进口总压：
Figure BDA0003658718530000022
进气道进口截面气流速度：
Figure BDA0003658718530000023
进气道出口总压：Pt,2＝σi×Pt,1
进气道出口总温：Tt,2＝Tt,1
其中，Ts,0为大气静温，k为绝热指数，Ma为马赫数，Ps,0为大气静压，Ma0为大气环境下给定的马赫数，R为气体常数，σi为进气道出口总压恢复系数。
进一步的，所述压缩部件和涡轮部件热力学模型包括：
压缩部件出口总温：
Figure BDA0003658718530000024
压缩部件出口总压：Pt,C,out＝Pt,C,in×π
压缩部件消耗的功：NC＝Wa,in×cp(Tt,C,out-Tt,C,in)
涡轮部件出口温度：
Figure BDA0003658718530000031
涡轮部件出口总压：Pt,T,out＝Pt,T,in/π
涡轮部件输出的功：NT＝Wg,out×c'P×(Tt,T,in-Tt,T,out)
其中，Tt,C,in为压缩部件进口总温，Pt,C,in为压缩部件进口总压，Tt,T,in为涡轮部件进口总温，Pt,T,in为涡轮部件进口总压，π为部件压比，η为部件效率，Wa,in为压缩部件实际进口空气流量，cp为压缩部件空气比热容，k为空气绝热指数，Wg,out为涡轮部件实际出口燃气流量，c'p为涡轮部件燃气比热容,k'为燃气绝热指数；
进一步的，所述变循环发动机可变几何机构特性计算模型中根据不同的工作状态，调节可变机构叶片角度。
进一步的，所述发动机共同工作方程求解模型包括稳态数学模型和动态数学模型；
所述稳态数学模型包括：风扇与CDFS流量平衡、高压涡轮进口截面流量平衡、低压涡轮进口截面流量平衡、尾喷管流量平衡、后混合室静压平衡、高压轴功率平衡、低压轴功率平衡；
所述动态数学模型：
不满足高压轴功率平衡方程，满足压转子的转子动力学方程：
Figure BDA0003658718530000032
同时不满足低压轴功率平衡方程，满足低压转子的转子动力学方程：
Figure BDA0003658718530000033
其中，NHT为高压涡轮功率，ηHT为高压涡轮效率，NCDFS核心驱动风扇级功率，NHC为高压压气机功率，Next为提取功功率，Jh为高压转子转动惯量，nh为高压转子转速，NLT为低压涡轮功率，ηLT为低压涡轮效率，NF1为外涵风扇的功率，NF2为内涵风扇的功率，Jl为低压转子转动惯量，nl为低压转子转速。
进一步的，所述热管理系统中其他子系统模型包括燃油子系统模型、滑油子系统模型、环境控制子系统模型；所述燃油子系统模型包括燃油箱质量守恒模型、燃油箱能量守恒模型、叉流式换热器效率、泵有效功率、通过泵的出口温度、通过泵的出口压；所述滑油子系统模型包括滑油冷却高/低压轴热量、滑油温度；所述环境控制子系统包括引气的质量流量、冲压空气的温度。
有益效果：本发明相对于现有技术，其显著优点是根据变循环发动机子系统及相关子系统的部件模型，耦合得到热管理系统模型，基于得到热管理系统模型，设置仿真计算参数，可有效分析系统节点温度的变化特性，针对发动机在不同工作模式下，在不同工况点下进行仿真计算，分析发动机子系统对其他子系统节点温度的影响规律，可有效监测系统稳态工作状态。
附图说明
图1为本发明中变循环发动机综合热管理系统总体结构示意图；
图2为本发明中燃油子系统结构示意图；
图3为本发明中滑油子系统结构示意图；
图4为本发明中环境控制子系统结构示意图；
图5为本发明整机系统耦合仿真模型Simulink图；
图6为高度、马赫数对燃烧室进口燃油温度影响；
图7为双涵模式，飞行高度6000m，燃油子系统节点温度随马赫数变化情况；
图8为双涵模式，飞行高度6000m，滑油子系统节点温度随马赫数变化情况；
图9为单涵模式，飞行高度12000m，燃油子系统节点温度随马赫数变化情况；
图10为单涵模式，飞行高度12000m，滑油子系统节点温度随马赫数变化情况。
具体实施方式
实施例1
如图1至图4所示，本实施例中的一种变循环发动机热管理系统模型，以双外涵变循环发动机为研究对象，搭建多系统耦合的热管理系统模型，研究其热管理系统的稳态特性，分析发动机子系统在不同工作模式下对其他子系统节点温度的影响规律，监测系统稳态工作状态。热管理系统模型包括：变循环发动机子系统、燃油子系统、滑油子系统及环境控制子系统模型、飞行任务参数输入模块；飞行任务参数输入模块用于给定变循环发动机子系统模型的输入参数，确定发动机工作状态，决定发动机子系统热载荷大小；若干子系统模型相互耦合，根据变循环发动机子系统模型的输入参数得到其他子系统模型的节点温度。
热管理系统模型分为三层结构：部件、子系统及整体系统，热管理系统由若干子系统组成，各子系统又由若干部件组成。热管理系统模型考虑热管理系统的主要构成、各子系统工作原理、各子系统的能量输入输出关系，该热管理系统结构层次清晰，该热管理系统模型具有良好的通用性和拓展性。
变循环发动机子系统模型包括发动机部件气动热力学模型，部件特性插值计算模型，可变几何机构特性计算模型，发动机共同工作方程稳态、动态求解模型。根据变循环发动机子系统模型可得到发动机子系统各部件工作参数及子系统热载荷。
根据变循环发动机工作特点，得到热管理其他子系统模型，根据热管理子系统中不同部件的结构特性、功能、工作原理，得到包括燃油子系统、滑油子系统、环境控制子系统的计算模型。相关子系统与发动机子系统协同工作，整体系统的热载荷在各个子系统间相互传递。热管理其他子系统的部件模型包括油箱模型、换热器模型、泵模型、环控子系统引气模型。
飞行任务参数输入模块包括当前发动机飞行高度、飞行马赫数等飞行参数以及确定发动机工作模式的可调机构参数。可调机构参数包括可变机构叶片角度及涵道引射器开度大小。根据计算需求设置发动机稳态参数，发动机稳态参数包括发动机设计点计算参数、非设计点典型工况计算参数。通过给定不同飞行任务参数，确定发动机工作状态，分析整体系统能量匹配关系，对系统热载荷进行合理转移、利用及排散。
基于以上各子系统级模型，根据子系统之间的质量、能量传递关系，多系统耦合得到热管理系统模型。热管理系统耦合模型中各子系统之间的质量流量、能量传递关系通过接口实现实时数据传递。设置飞行任务参数，通过调节燃油油量，保持低压转子转速恒定，根据热管理系统模型，对发动机在不同工作模式下，在不同工况点下分析变循环发动机热管理系统的特性。
实施例2
气体的定压比热、绝热等熵指数不随温度的变化而变化；气体的流动总压损失由损失系数计算；工质在发动机中流动为准一维流动；系统建模过程中只考虑系统关键部件；液压油热载荷、电子设备热载荷简化为固定值。
本实施例中的一种变循环发动机热管理系统的建模方法，包括以下步骤：
(1)构建热管理系统的总体结构；根据变循环发动机系统的构成、各子系统的工作原理及能量匹配关系，热管理系统模型主要包括变循环发动机子系统、燃油子系统、滑油子系统及环境控制子系统，如图1所示，各子系统之间相互协同工作，整体系统的能量在各系统之间传递、利用、排散。发动机子系统作为动力能量来源，也是热管理系统热载荷的主要部分。滑油子系统吸收发动机子系统热载荷，通过换热器与其他子系统进行热交换。燃油子系统实时提供充足的燃油，同时作为主要热沉，吸收其他系统热载荷。环境控制子系统用于保持座舱恒定温度、冷却精密电子设备。
提出建模假设，气体的定压比热、绝热等熵指数不随温度的变化而变化；气体的流动总压损失由损失系数计算；工质在发动机中流动为准一维流动；系统建模过程中只考虑系统关键部件；液压油热载荷、电子设备热载荷简化为固定值。基于模块化建模方法，将热管理系统模型分为三层结构：部件、子系统及整体系统，整体系统包括若干子系统，各子系统包括若干部件；
所用到的主要参数定义及说明：
Figure BDA0003658718530000061
Figure BDA0003658718530000071
(2)建立变循环发动机子系统模型，用于计算发动机子系统各部件工作参数及发动机子系统热载荷。根据变循环发动机的工作特性、各部件功能特点，，通过获取变循环发动机的特性参数，利用Matlab/Simulink软件，建立变循环发动机子系统的计算模型，所建立的模型包括发动机各部件级模型、发动机共同工作方程求解模型。
(2.1)发动机各部件气动热力学模型
1)进气道
海平面处空气温度T0＝288.15K，对应的气压P0＝101.325kPa，计算大气温度和压力。
Figure BDA0003658718530000072
Figure BDA0003658718530000073
由静温Ts,0和静压Ps,0和给定的飞行马赫数Ma，计算进口总温和总压：
Figure BDA0003658718530000074
进口截面气流速度为：
Figure BDA0003658718530000075
进气道出口总压：Pt2＝σi×Pt1
进气道出口总压恢复系数σi，可按下式近似估算：
Figure BDA0003658718530000076
进气道出口总温：Tt,2＝Tt,1
2)压缩部件和涡轮部件模型
部件相对换算转速：
Figure BDA0003658718530000081
根据折合转速ncor、特性辅助线β在特性图中插值得出进口折合流量、压比和效率。
Wcor,map＝f(ncor,β)
πmap＝f(ncor,β)
ηmap＝f(ncor,β)
由于缺少真实部件特性数据，可以利用设计点参数对典型特性图进行缩放来建立。在部件特性曲线图中，在与设计点相同的辅助工作线值和折合转速值下，插值得到特性图折合流量Wcor,map,d、压比πmap,d、效率ηmap,d，计算部件特性曲线图缩放因子。
折合流量：
Figure BDA0003658718530000082
压比：
Figure BDA0003658718530000083
效率：
Figure BDA0003658718530000084
实际进口流量：
Figure BDA0003658718530000085
部件压比：π＝Cπ(πmap-1)+1
部件效率：η＝Cηη,map
压缩部件出口总温：
Figure BDA0003658718530000086
压缩部件出口总压：Pt,C,out＝Pt,C,in×π
压缩部件消耗的功：NC＝Wa,in×cp(Tt,C,out-Tt,C,in)
涡轮部件出口温度：
Figure BDA0003658718530000087
涡轮部件出口总压：Pt,T,out＝Pt,T,in/π
涡轮部件输出的功：NT＝Wg,out×c'P×(Tt,T,in-Tt,T,out)
其中，Tt,C,in为压缩部件进口总温，Pt,C,in为压缩部件进口总压，Tt,T,in为涡轮部件进口总温，Pt,T,in为涡轮部件进口总压，π为部件压比，η为部件效率，Wa,in为压缩部件实际进口空气流量，cp为压缩部件空气比热容，k为空气绝热指数，Wg,out为涡轮部件实际出口燃气流量，c'p为涡轮部件燃气比热容,k'为燃气绝热指数。
3)燃烧室
已知进口总温Tt,31，进口总压Pt,31，燃油质量流量Wfuel,b，进口空气质量流量Wa,31，燃烧室设计点总压损失系数σb,d，设计点燃烧室效率ηb,d。
出口流量：Wa,4＝Wa,31+Wfuel,b
燃烧室出口总压：Pt,4＝Pt,31×σb
燃烧室总压恢复系数：
Figure BDA0003658718530000091
出口总温Tt,4：
Figure BDA0003658718530000092
燃烧室效率ηb：log(1-ηb)＝a+b×log(Ω/Ωd)
燃烧效率ηb与燃烧室负载Ω相关，其定义为：
Figure BDA0003658718530000093
(2.2)可变几何机构特性计算模型
变循环发动机的特点除了模式可调之外，还采用了变几何压缩部件和变几何涡轮部件，根据不同的工作状态，调节可变机构叶片角度，使得其可以在下更大范围内进行气流分配，以适应多模式多工况的工作要求。
叶片角度对可变机构的特性影响一般采用经验公式估算：
π＝(πmap-1)×(1+α·cπ/100)+1
W＝Wmap×(1+α·cW/100)
η＝ηmap×[1-cη·(α/100)2]
在设计状态点时，可变机构叶片角度都设置为0°。当发动机偏离设计点工作时，可变叶片角度进行调节，需通过近似方程计算当前情况下叶片角度对部件质量流量、压比和效率等特性参数的影响，得出非设计点特性曲线图，然后再进行插值计算当前叶片角度下部件的特性参数。
(2.3)发动机共同工作方程求解模型
发动机共同工作方程是反应发动机各部件共同工作状态的方程组，共同工作方程分为稳态共同工作方程和动态共同工作方程，主要包括流量平衡、静压平衡和功率平衡方程，在发动机动态工作时，功率平衡方程由转子动力学方程代替。
1)稳态数学模型
风扇与CDFS流量平衡：Wa,2,in-Wa,13-Wa,21＝0
高压涡轮进口截面流量平衡：Wg,4-Wa,3,out-Wfuel＝0
低压涡轮进口截面流量平衡：Wg,45,in-Wg,45＝0
尾喷管流量平衡：Wg,9-Wg,8＝0
后混合室静压平衡：Ps,163-Ps,63＝0
高压轴功率平衡方程：NHTηHT-NCDFS-NHC-Next＝0
低压轴功率平衡方程：NLTηLT-NF1-NF2＝0
2)动态数学模型
当工作参数发生变化时，发动机处于非平衡状态，此时高、低压转轴功率平衡方程将不再满足。因此，功率平衡方程由高、低压转子的转子动力学方程所取代：
Figure BDA0003658718530000101
Figure BDA0003658718530000102
结合上一时刻的转速，计算得到下一时刻的转子转速：
Figure BDA0003658718530000103
(3)建立热管理其他子系统模型，基于热管理系统中子系统之间的能量传递关系，根据子系统的功能、结构特性、部件数学模型，建立热管理系统除变循环发动机子系统外其他子系统模型；所建立的其他子系统模型包括燃油子系统模型、滑油子系统模型、环境控制子系统模型；
(3.1)燃油子系统模型
燃油子系统主要包括燃油箱、输油油泵、油滤、换热器、燃油分配器以及阀门。燃油流动时，燃油箱内空间较大，流动速度也较慢，假设在流动过程中不存在相变。
1)油箱
燃油箱质量守恒方程：
Figure BDA0003658718530000111
式中，
Figure BDA0003658718530000112
燃油消耗质量，
Figure BDA0003658718530000113
和
Figure BDA0003658718530000114
分别为油箱进出口质量流量。
燃油箱能量守恒方程：
Figure BDA0003658718530000115
式中，M0为油箱初始燃油质量，Tfuel为燃油温度，
Figure BDA0003658718530000116
燃油消耗质量，
Figure BDA0003658718530000117
和
Figure BDA0003658718530000118
分别为油箱进出口质量流量，
Figure BDA0003658718530000119
为燃油换热量。
2)换热器
采用两种流体各自均非混合的单相单流程叉流式换热器，根据效率—传热单元数(η-NTU)法进行模型搭建。
根据给定换热器换热面积和传热系数计算传热单元数NTU：
Figure BDA00036587185300001110
叉流式换热器效率计算经验公式：
Figure BDA00036587185300001111
换热器效率定义：
Figure BDA00036587185300001112
式中，Φ为热流量，下标1代表热边，2代表冷边，min为最小值，max为最大值，上标'代表进口，”代表出口。根据换热器两侧流体的热流量，通过上式计算出两侧流体的出口参数。
3)泵
忽略泵的转动惯量，建立了泵的准稳态计算模型。根据进入泵的流量大小，在特性曲线图上插值得出该体积流量下的有效压头H和总效率ηpump。
H＝f(Vpump,n)ηpump＝f(Vpump,n)
泵有效功率Ne：Ne＝VpumpρHg
通过泵的出口温度：
Figure BDA0003658718530000121
通过泵的出口压：
Figure BDA0003658718530000122
(3.2)滑油子系统模型建立
滑油子系统中主要包括滑油箱、滑油油泵、燃/滑油换热器以及滑油/空气换热器。
滑油循环工作且不产生损耗，因此，滑油箱出口质量流量与油箱进口质量流量相等，油箱中滑油质量始终保持不变。
滑油冷却高、低压轴热量
Figure BDA0003658718530000123
计算公式为：
Figure BDA0003658718530000124
式中，Thotpart是热端部件温度，Toil为油滤出口滑油温度。
滑油温度计算：
Figure BDA0003658718530000125
式中，
Figure BDA0003658718530000126
为换热节点的滑油质量。
(3.3)环境控制子系统模型建立
环境控制子系统包括引气流量控制阀、引气/空气换热器、引气/燃油换热器、冷却涡轮、驾驶舱电子设备舱。
引气的质量流量根据驾驶舱或电子设备舱的热负荷由阀门控制。
Figure BDA0003658718530000127
式中，TCockpit是驾驶座舱温度，一般为人体舒适温度，保持在288～300K之间，Tin是进入电子设备舱的空气温度，设值为275K，QCockpit是座舱的热载荷。
冲压空气的温度Tr与飞行高度H和马赫数Ma有关，关系式如下：
Figure BDA0003658718530000128
冲压空气首先在燃油回路，对进入回油箱的燃油冷却，随后与压气机排气换热，冷却后的排气通过空气/燃油换热器，进入冷却涡轮在冷却。
(4)根据变循环发动机子系统热载荷与飞行任务参数之间的关系，建立飞行任务参数输入模块；该模块用于给定发动机子系统仿真计算的输入参数，确定发动机工作状态，决定发动机子系统热载荷大小。飞行任务参数包括当前发动机飞行高度、飞行马赫数等飞行参数以及确定发动机工作模式的可调机构参数。可调机构参数包括可变机构叶片角度及涵道引射器开度大小。可以根据仿真计算需求设置发动机稳态仿真参数，发动机稳态仿真参数包括发动机设计点参数、非设计点典型工况参数。通过给定不同飞行任务参数，确定发动机工作状态，分析整体系统能量匹配关系，对系统热载荷进行合理转移、利用及排散。
(5)基于以上各子系统级模型，根据变循环发动机子系统及其他子系统之间的质量、能量传递关系，结合飞行任务参数输入模块，搭建多系统耦合的热管理系统模型，分析热管理系统的稳态特性。设置飞行任务参数，系统稳态仿真计算参数，针对发动机在不同工作模式下，在不同工况点下进行仿真计算，分析发动机子系统对其他子系统节点温度的影响规律，监测系统稳态工作状态。
以变循环发动机热管理系统稳态仿真计算为例，详细说明本发明的实施过程。
按照本发明的建模方法，基于通用仿真平台Matlab/Simulink，根据各个子系统中不同部件的结构特性、功能、工作原理和流动传热机理，基于质量守恒方程、能量守恒方程基本关系式，从部件级、子系统级和系统级三个层面，搭建如图5所示的整机系统耦合仿真模型，对仿真模型进行稳态计算，分析变循环发动机在不同工作模式下子系统节点温度随工况改变的规律特性，可用于监测系统稳态工作状态。
设置稳态仿真参数，设置电子设备热载荷50kW、液压系统热载荷30kW、滑油系统热载荷10kW、驾驶座舱热载荷5kW；燃油箱初始燃油总量3000kg、初始燃油温度300K、燃油箱出口流量5kg/s；滑油箱初始滑油总量50kg、初始滑油温度300K、滑油箱出口流量5kg/s。系统稳态计算包括设计点和非设计点计算。设计点飞行高度H＝0m，飞行马赫数Ma＝0。非设计点计算参数，分别选择飞行高度6000m和12000m，飞行马赫数范围为0～1.6Ma，从亚音速变化到超音速，分别进行双涵模式和单涵模式两种工作模式计算。
图6为燃烧室进口燃油温度变化，相同高度下，燃油温度随着马赫数升高而升高，相同飞行马赫数下，燃油温度随着高度升高而降低。主要原因是燃油温度变化主要受发动机子系统热载荷大小的影响，当马赫数升高，高度降低时，在保持低压转子转速恒定时，发动机进口空气的温度、压力升高，低压转子相对换算转速减小，风扇进口折合流量略有减小，实际进口流量随进口空气的温度、压力的升高而增大，此时燃烧室所需燃油流量增大，发动机各部件工作负荷增大，导致整个系统的温度上升。
图7-8所示为发动机双涵模式，飞行高度6000m时，燃油、滑油子系统的节点温度随马赫数变化情况，相同高度下，随着马赫数升高而升高，这是由于发动机的控制规律为保持低压转轴转速恒定，相同高度下，发动机的进口流量随马赫数升高而增大，燃烧室燃烧需要的燃油流量增加，同时发动机进气温度压力升高，发动机子系统热负荷增加导致各子系统温度升高。同一高度下，系统的回油温度随马赫数增加而增加，在超音速后温升较快，是因为冲压空气随着马赫数增加温度急剧升高。
图9-10所示为发动机单涵模式，飞行高度12000m时，燃油、滑油子系统的节点温度随马赫数变化情况，单涵模式下，子系统节点温度变化规律与双涵模式工作时类似，但整体温度较双涵模式降低，这是因为单涵模式工作时飞行高度较高，外界环境空气温度较低对系统有一定的冷却效果，导致整体温度下降。
由稳态仿真计算结果得知，在相同飞行高度下，燃油子系统、滑油子系统温度随马赫数升高而升高，在相同马赫数下，随着飞行高度升高而降低，这符合变循环发动机实际的工作情况。依据本发明的建模方法，分析各子系统的能量传递匹配关系，搭建多系统耦合的仿真计算模型，可用于指导变循环发动机热管理系统的设计技术研究。

Claims (10)

1.一种变循环发动机热管理系统模型，其特征在于，包括若干子系统模型、飞行任务参数输入模块，若干子系统模型包括变循环发动机子系统模型和其他子系统模型，所述飞行任务参数输入模块用于给定变循环发动机子系统模型的输入参数，确定发动机工作状态，决定发动机子系统热载荷大小；所述若干子系统模型基于质量、能量传递关系相互耦合，根据变循环发动机子系统模型的输入参数得到其他子系统模型的节点温度。
2.根据权利要求1所述的变循环发动机热管理系统模型，其特征在于，所述飞行任务参数包括当前发动机飞行高度、飞行马赫数等飞行参数以及确定发动机工作模式的可调机构参数。
3.一种变循环发动机热管理系统的建模方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)构建热管理系统的总体结构；根据变循环发动机系统的构成、各子系统的工作原理及能量匹配关系，将热管理系统模型分为三层结构：部件、子系统及整体系统，整体系统包括若干子系统，各子系统包括若干部件；
(2)根据变循环发动机的工作特性、各部件功能特点，建立变循环发动机子系统模型；
(3)基于热管理系统中子系统之间的能量传递关系，根据子系统的功能、结构特性、部件数学模型，建立热管理系统除变循环发动机子系统外其他子系统模型；
(4)根据变循环发动机子系统热载荷与飞行任务参数之间的关系，建立飞行任务参数输入模块；
(5)根据变循环发动机子系统及其他子系统之间的质量、能量传递关系，结合飞行任务参数输入模块，搭建多系统耦合的热管理系统模型。
4.根据权利要求3所述的建模方法，其特征在于，所述变循环发动机子系统模型包括变循环发动机各部件气动热力学模型、变循环发动机可变几何机构特性计算模型和发动机共同工作方程求解模型。
5.根据权利要求4所述的建模方法，其特征在于，所述变循环发动机各部件气动热力学模型包括进气道气动热力学模型、压缩部件和涡轮部件热力学模型、燃烧室热力学模型。
6.根据权利要求5所述的建模方法，其特征在于，所述进气道气动热力学模型包括：
进气道进口总温：
Figure FDA0003658718520000011
进气道进口总压：
Figure FDA0003658718520000021
进气道进口截面气流速度：
Figure FDA0003658718520000022
进气道出口总压：Pt,2＝σi×Pt,1
进气道出口总温：Tt,2＝Tt,1
其中，Ts,0为大气静温，k为绝热指数，Ma为马赫数，Ps,0为大气静压，Ma0为大气环境下给定的马赫数，R为气体常数，σi为进气道出口总压恢复系数。
7.根据权利要求6所述的建模方法，其特征在于，所述压缩部件和涡轮部件热力学模型包括：
压缩部件出口总温：
Figure FDA0003658718520000023
压缩部件出口总压：Pt,C,out＝Pt,C,in×π
压缩部件消耗的功：NC＝Wa,in×cp(Tt,C,out-Tt,C,in)
涡轮部件出口温度：
Figure FDA0003658718520000024
涡轮部件出口总压：Pt,T,out＝Pt,T,in/π
涡轮部件输出的功：NT＝Wg,out×c'P×(Tt,T,in-Tt,T,out)
其中，Tt,C,in为压缩部件进口总温，Pt,C,in为压缩部件进口总压，Tt,T,in为涡轮部件进口总温，Pt,T,in为涡轮部件进口总压，π为部件压比，η为部件效率，Wa,in为压缩部件实际进口空气流量，cp为压缩部件空气比热容，k为空气绝热指数，Wg,out为涡轮部件实际出口燃气流量，c'p为涡轮部件燃气比热容,k'为燃气绝热指数。
8.根据权利要求4所述的建模方法，其特征在于，所述变循环发动机可变几何机构特性计算模型中根据不同的工作状态，调节可变机构叶片角度。
9.根据权利要求4所述的建模方法，其特征在于，所述发动机共同工作方程求解模型包括稳态数学模型和动态数学模型；
所述稳态数学模型包括：风扇与CDFS流量平衡、高压涡轮进口截面流量平衡、低压涡轮进口截面流量平衡、尾喷管流量平衡、后混合室静压平衡、高压轴功率平衡方程、低压轴功率平衡方程；
所述动态数学模型包括：
不满足高压轴功率平衡方程，满足压转子的转子动力学方程：
Figure FDA0003658718520000031
同时不满足低压轴功率平衡方程，满足低压转子的转子动力学方程：
Figure FDA0003658718520000032
其中，NHT为高压涡轮功率，ηHT为高压涡轮效率，NCDFS核心驱动风扇级功率，NHC为高压压气机功率，Next为提取功功率，Jh为高压转子转动惯量，nh为高压转子转速，NLT为低压涡轮功率，ηLT为低压涡轮效率，NF1为外涵风扇的功率，NF2为内涵风扇的功率，Jl为低压转子转动惯量，nl为低压转子转速。
10.根据权利要求4所述的建模方法，其特征在于，所述热管理系统中其他子系统模型包括燃油子系统模型、滑油子系统模型、环境控制子系统模型；所述燃油子系统模型包括燃油箱质量守恒模型、燃油箱能量守恒模型、叉流式换热器效率、泵有效功率、通过泵的出口温度、通过泵的出口压；所述滑油子系统模型包括滑油冷却高/低压轴热量、滑油温度；所述环境控制子系统包括引气的质量流量、冲压空气的温度。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115685752A (zh) * 2022-10-21 2023-02-03 南京航空航天大学 一种基于模块化仿真平台的间冷燃气轮机模型建模方法
CN116500913A (zh) * 2023-05-06 2023-07-28 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空燃气涡轮发动机热管理系统模型

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115685752A (zh) * 2022-10-21 2023-02-03 南京航空航天大学 一种基于模块化仿真平台的间冷燃气轮机模型建模方法
CN115685752B (zh) * 2022-10-21 2024-03-29 南京航空航天大学 一种基于模块化仿真平台的间冷燃气轮机模型建模方法
CN116500913A (zh) * 2023-05-06 2023-07-28 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空燃气涡轮发动机热管理系统模型

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