CN116842861A - 用于航空发动机性能及燃/滑油系统的耦合分析方法 - Google Patents
用于航空发动机性能及燃/滑油系统的耦合分析方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明实施例公开了一种用于航空发动机性能及燃/滑油系统的耦合分析方法，涉及航空发动机整机热/质流分析的技术领域。本方案基于模块化的建模思想，建立以热质流分析为目的耦合分析模型，将经简化处理的各部件/组件的流动与换热模型搭建为由元件和节点组成的整机热/质流网络计算模型。综合考虑航空发动机性能部件法和燃/滑油系统的热流体网络法的求解机制，并且在求解过程中采用的流动与换热的解耦算法，实现航空发动机整机性能模型与燃/滑油系统仿真模型的动态数据交互和耦合求解分析，从而进一步提升分析精度。为航空发动机热/质流分析计算提供工具保障以及对整机综合热管理效能评估与优化提供支撑平台。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机整机热/质流分析的技术领域，尤其涉及一种用于航空发动机性能及燃/滑油系统的耦合分析方法。
背景技术
虽然目前针对发动机整机性能的计算分析，以及燃/滑油系统的热沉调控等方面，均具备了一定的研究基础，但在设计过程中主要采用“孤立式”热设计方式。在传统航空发动机整机性能分析中，主要是针对主燃气流道内各典型截面的参数变化，未将其他各子系统的分析过程纳入到整机性能的分析计算中，依赖各个组件单项技术的进步提高整机性能，没有从发动机总体性能与能效角度，综合考虑各子系统之间热/质的相互耦合关系。随着航空技术水平的不断发展，航空发动机具有更高的性能参数，这将导致发动机的工作温度更高。此外飞机机载航空电子设备、电动机附件等内部热负荷的增加使得航空发动机的散热环境更加恶劣，特别是发动机内燃油、滑油等冷却介质的温度控制更加困难，在高性能航空发动机中燃油、滑油系统对整机性能的影响愈发明显。
因此急需在传统整机性能分析的基础上，以能量梯级高效利用和安全气热环境构建为目标，建立以整机性能和燃/滑油系统为整体的耦合分析方法，将发动机燃油系统、滑油系统纳入航空发动机整机热质流的分析体系中，从而进一步提升分析精度。
发明内容
本发明的实施例提供一种用于航空发动机性能及燃/滑油系统的耦合分析方法，实现航空发动机整机性能模型与燃/滑油系统仿真模型的动态数据交互和耦合求解分析，将发动机燃油系统、滑油系统纳入航空发动机整机热质流的分析体系中，从而进一步提升分析精度。
为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：
一种用于航空发动机性能及燃/滑油系统的耦合分析方法，包括：
S1、针对航空发动机建立耦合分析模型，所述耦合分析模型与所述航空发动机中的发动机性能系统和燃/滑油系统相关联，所述燃/滑油系统包括燃油子系统和滑油子系统；
S2、在发动机性能系统和燃/滑油系统之间建立数据传输接口；
S3、从所建立的数据传输接口采集参数信息，并将所采集参数信息输入所述耦合分析模型。
S4、输出并显示所述耦合分析模型的分析结果。
其中，在S1中，包括：确定发动机性能系统、燃油系统和滑油系统各自所涉及的组成部件；根据所确定的组成部件，建立所述耦合分析模型。所述建立所述耦合分析模型，包括：根据所述燃油系统和所述滑油系统的所涉及的组成部件，进行热流体网络分析，建立热流体网络的流动控制模型；建立热流体网络的换热控制模型。
所述流动控制模型包括： 为流入节点i的质量流量，/>为流出节点i的质量流量，i为节点编号，m、n都为正整数，Pup为支路上游节点的总压，Pdown为支路下游节点的总压，/>为支路j的质量流量，/>为支路j沿流向的温度分布，/>为支路的控制压力，g1～gm表示表示支路的总压降与支路数据的函数关系(动量守恒方程)。
所述换热控制模型包括：其中，/>表示节点i的能量守恒方程，hin为流入节点i的比焓，/>为流出节点i的混合比焓，hup为支路j的流入比焓，hdown为支路j的流出比焓，/>为支路j沿流向的总压分布，/>为与支路j绑定的流入比焓，f1～fm表示表示支路的总焓变与支路数据的函数关系(能量守恒方程)。
在S2中，所述根据所述关联关系建立各系统间的数据传输接口，包括：建立各系统间的功率提取数据接口、质量输运数据接口和能量传递数据接口；其中，所述功率提取数据接口用于采集所述发动机性能系统的压气机所获取的驱动功率参数；质量输运数据接口用于采集所述燃油系统输出的燃油、发动机性能计算系统进气和进入所述滑油系统中用于冷却热滑油的空气；能量传递数据接口用于采集中轴承腔产生的热量、附件齿轮箱产生的热量、燃油系统和滑油系统之间通过热交换器传递的热量和滑油系统与外界大气之间通过热交换器传递的热量。
在S3中，包括：在初始化燃/滑油系统的温度场后，将初始温度场数据和所采集的参数信息输入所述耦合分析模型；在每个计算周期中，通过所述流动控制模型获取流动场数据，之后根据所述流动场数据并通过所述换热控制模型获取温度场数据；判断该步温度场是否已经满足流动换热的收敛条件，如果满足收敛条件，则说明内部燃滑油系统判定分析结束。
进一步的，在S3内部燃/滑油系统判定分析结束后，利用所述燃/滑油系统当前的关键截面参数，更新所述航空发动机中各部件的热力学参数，并使各部件满足共同工作条件。所述共同工作条件包括：风扇出口流量Wa21等于压气机进口流量Wa22和外涵流量Wa13之和；高压涡轮进口流量Wg4，等于压气机出口流量Wa3与燃油流量Wf之和；低压涡轮进口流量Wg42等于高压涡轮出口流量Wg41；通过尾喷管的流量Wg9，等于外涵与低压涡轮出口流量Wg5之和；且高压轴功率平衡：ηHNHT-NC-NEX＝0，NHT为高压涡轮发出功率，NC为压气机消耗功率，NEX为附件抽取功率，ηH为高压轴机械效率；低压轴功率平衡：ηLNLT-NF＝0，NLT低压涡轮发出功率，NF为风扇消耗功率，ηL为低压轴机械效率。
基于所述共同工作条件的共同工作模型包括： 其中，βF表示风扇工作点位置参数，βHC表示压气机工作点位置参数，βHT表示高压涡轮工作点位置参数，βLT表示低压涡轮工作点位置参数，nH表示高压轴转速，nL表示低压轴转速，/>至/>表示6个待求独立变量。对共同工作方程组进行求解使其同样符合收敛条件，耦合系统整体判定分析结束。
本发明实施例提供的用于航空发动机性能及燃/滑油系统的耦合分析方法，基于模块化的建模思想，建立以热质流分析为目的耦合分析模型，将经简化处理的各部件/组件的流动与换热模型搭建为由元件和节点组成的整机热/质流网络计算模型。综合考虑航空发动机性能部件法和燃/滑油系统的热流体网络法的求解机制，并且在求解过程中采用的流动与换热的解耦算法，实现航空发动机整机性能模型与燃/滑油系统仿真模型的动态数据交互和耦合求解分析，将发动机燃油系统、滑油系统纳入航空发动机整机热质流的分析体系中，从而进一步提升分析精度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本发明实施例提供的航空发动机整机系统的主体架构示意图；
图2、3航空发动机耦合系统求解过程示意图；
图4航空发动机耦合系统仿真流路示意图；
图5解耦计算中流动与换热求解耗时情况示意图。
具体实施方式
为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。下文中将详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其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。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本发明的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
本发明的实施例提供一种用于航空发动机性能及燃/滑油系统的耦合分析方法，实现航空发动机整机性能模型与燃/滑油系统仿真模型的动态数据交互和耦合求解分析，为航空发动机热/质流分析计算提供工具保障以及对整机综合热管理效能评估与优化提供支撑平台。为发动机整机开展能量利用效能评估以及能量高效梯级利用提供分析工具。
本实施例的大致设计思路在于：基于模块化的建模思想，建立以热质流分析为目的的航空发动机部件/组件流动与换热模型。在明晰发动机性能系统和燃/滑油系统之间数据传输接口的基础上，将经简化处理的各部件/组件的流动与换热模型搭建为由元件和节点组成的整机热/质流网络计算模型。综合考虑航空发动机性能部件法和燃/滑油系统的热流体网络法的求解机制，并且在求解过程中采用的流动与换热的解耦算法，实现航空发动机整机性能模型与燃/滑油系统仿真模型的动态数据交互和高效耦合求解计算。为航空发动机热/质流分析计算提供工具保障以及对整机综合热管理效能评估与优化提供支撑平台。比如双转子涡轮风扇航空发动机为基础研究对象，将航空发动机拆分成由进气道、风扇、外涵道、压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、混合室、加力燃烧室和尾喷管组成的发动机性能系统，以及由阀(电磁阀、固定开度阀、控制阀)、管(直管、弯管)、泵(离心泵、齿轮泵)、油箱、换热器、加热器和冷却器组成的燃油系统和滑油系统。针对上述所有的部件/组件，基于整机热/质流的分析需求进行相应的简化假设如下：
1、航空发动机性能计算建模假设：1.1、气体在发动机中的流动按一维简化处理；1.2、忽略燃烧延迟的影响；1.3、忽略高温气流与发动机结构部件间的热交换；1.4、不考虑容积效应；1.5、不考虑大气湿度对发动机性能参数的影响。
2、燃/滑油系统计算建模假设：2.1、部件内的流体沿流向一维简化处理；2.2、对于单相流体回路，流体压力的平衡时间远小于温度的平衡时间，所以相对于传热，可以认为流动是准稳态的，即质量守恒方程和动量守恒方程忽略非稳态项；2.3、泵内复杂回油流路对燃油的影响统一按照阀门加管路的模型进行处理，泵的固体热容在管路模型中进行考虑，阀门则可以起到控制作用；2.4、系统的空间尺度仅由管模型和换热器模型描述，其他组件的非稳态求解均不划分空间节点，也不考虑热容的影响；2.5、系统与外界的换热仅发生在管模型和换热器模型中，其他组件外部绝热；2.6、系统部件的动量守恒方程均采用一维压力-流量关联式进行计算；2.7、忽略燃油及滑油的可压缩性；2.8、管外换热给定管外平均综合换热系数和管外平均环境温度；2.9、所有流体混合过程均假定上游来流立刻均匀混合后再流向下游。
进行建模的基本准则是：流体在各部件流动过程中完成功热转换，需满足连续方程(质量守恒)、能量方程(能量平衡)、熵方程、焓方程和气体状态方程。其中，将经简化处理的各部件/组件的流动与换热模型搭建为元件和节点组成的整机热/质流网络计算模型。在搭建过程中根据航空发动机性能系统和燃/滑油系统之间的拓扑结构，确立由功率提取、质量输运、能量传递三部分组成的统间的数据传输接口。如图1所示，包括：燃/滑油系统中的泵依靠高压压气机提供的功率进行驱动，其功率大小和泵的转速高低随着发动机转速的变化而动态变化；经过燃油系统换热增压后的燃油供入到发动机性能系统中的主燃烧室和加力燃烧室进行燃烧，其燃油参数由燃油系统进行控制，满足燃烧限制条件。外界大气输运进系统中的工质，包括发动机性能计算系统进气以及进入滑油系统中作为冷却热滑油的空气，其进口条件随飞行条件而动态变化；发动机性能系统输入到滑油系统中的热量，这部分热量主要在发动机轴承腔和附件齿轮箱中产生，其大小随发动机的转速而动态变化；滑油系统和燃油系统之间依靠燃-滑油散热器进行能量输运；滑油系统和外界大气之间依靠空气-滑油换热器进行能量输运。并尽可能在发动机的运行过程中维持：1、功率平衡，可以理解为压气机自身做工消耗功率和齿轮箱提取功率的总和等于涡轮提供的功率；2、流量连续，可以理解为主燃烧室出口流量和涡轮进口流量相等，加力燃烧室出口流量和尾喷管进口流量相等；3、能量守恒，可以理解为轴承腔、附件齿轮箱传递给滑油的热量，燃-滑油换热器、空气-滑油换热器交换的热量保持平衡。
双转子涡轮风扇航空发动机为基础研究对象，本实施例提供的用于航空发动机性能及燃/滑油系统的耦合分析方法，具体可以实现为如下的大致过程，包括：
S1、针对航空发动机建立耦合分析模型。
其中，所述耦合分析模型与所述航空发动机中的发动机性能系统和燃/滑油系统相关联，所述燃/滑油系统包括燃油子系统和滑油子系统。
S2、在发动机性能系统和燃/滑油系统之间建立数据传输接口。
其中，在设计过程中，可以先明晰发动机性能系统和燃/滑油系统的关联关系，之后确立各系统间的数据传输接口，并反应在数字设计平台或者设计工具上。将经简化处理的各部件/组件的流动与换热模型搭建为元件和节点组成的整机热/质流网络计算模型。在计算模型中发动机性能和燃/滑油系统之间主要的数据接口有功率提取、质量输运、能量传递三部分。
S3、从所建立的数据传输接口采集参数信息，并将所采集参数信息输入所述耦合分析模型。
S4、输出并显示所述耦合分析模型的分析结果。
本实施例中，在S1中，包括：确定发动机性能系统、燃油系统和滑油系统各自所涉及的组成部件；根据所确定的组成部件，建立所述耦合分析模型。在实际的设计、制造等生产应用过程中，先在系统级将整机拆分为发动机性能系统、燃油系统和滑油系统。根据各系统的实际特征，将航空发动机划分为若干部件/组件。针对拆分的所有部件/组件，基于整机热/质流的分析需求进行相应的简化假设，在此基础上构建各部件/组件的流动与换热模型。其中，本实施例中所述发动机性能系统所涉及的组成部件，包括：进气道、风扇、外涵道、压气机、燃烧室、涡轮、混合室、加力燃烧室和尾喷管，所述涡轮包括高压涡轮和低压涡轮；所述燃油系统和所述滑油系统所涉及的组成部件，包括：阀结构(比如电磁阀、固定开度阀、控制阀)、管结构(比如直管、弯管)、泵结构(比如离心泵、齿轮泵)、油箱、换热器、加热器和冷却器、轴承腔、齿轮箱、油气分离器、喷嘴等部件。在实际应用中，可以根据不同型号发动机的具体结构划分出符合业内通常理解的“部件”，本实施例中仅举例其中的主要几种。
本实施例中，进一步设置发动机中各个部件和燃/滑油系统之间的功率提取、质量输运、能量传递三部分主要数据接口。其中在S2中，所述根据所述关联关系建立各系统间的数据传输接口，包括：建立各系统间的功率提取数据接口、质量输运数据接口和能量传递数据接口。其中，所述功率提取数据接口用于采集所述发动机性能系统的压气机所获取的驱动功率参数。功率提取是从压气机获取驱动功率来驱动燃/滑油系统中各种泵的运转，其提取功率的大小随发动机转速的变化而动态变化。
质量输运数据接口用于采集所述燃油系统输出的燃油、发动机性能计算系统进气和进入所述滑油系统中用于冷却热滑油的空气。其中，质量输运是指在性能计算系统和燃/滑油系统间存在物质转移的部分，其接口主要由燃油系统供给主燃烧室和加力燃烧室的增压吸热后的燃油组成。此外还包块外界大气输运进系统中的工质，进入性能计算系统的做工空气以及进入滑油系统中作为冷却热滑油的空气，其进口条件随飞行条件而动态变化。
能量传递数据接口用于采集中轴承腔产生的热量、附件齿轮箱产生的热量、燃油系统和滑油系统之间通过热交换器传递的热量和滑油系统与外界大气之间通过热交换器传递的热量。其中，在整机计算模型中存在热量交换的部位，包括性能计算系统中轴承腔和附件齿轮箱所产生热量(这部分热量直接传递给滑油系统，其大小随发动机转速的不同而动态变化)，燃油系统和滑油系统之间通过热交换器传递的热量，滑油系统和外界大气之间通过热交换器传递的热量。
在优选方案中，本实施例中所建立所述耦合分析模型，包括：根据所述燃油系统和所述滑油系统的所涉及的组成部件，进行热流体网络分析，建立热流体网络的流动控制模型；建立热流体网络的换热控制模型。所述流动控制模型包括： 为流入节点i的质量流量，/>为流出节点i的质量流量，i为节点编号，m、n都为正整数，Pup为支路上游节点的总压，Pdown为支路下游节点的总压，/>为支路j的质量流量，/>为支路j沿流向的温度分布，/>为支路的控制压力；
所述热控制模型包括：其中，/>表示节点i的能量守恒方程，hin为流入节点i的比焓，hi为流出节点i的混合比焓，hup为支路j的流入比焓，hdown为支路j的流出比焓，/>为支路j沿流向的总压分布，/>为与支路j绑定的流入比焓。
具体的，如图1、2所示，本实施例中通过设计一种所述耦合分析模型来实现燃/滑油系统中的燃油系统和滑油系统的耦合求解。例如：对于小涵道比混合排气双轴涡扇发动机，耦合系统的控制方程组的建立及求解算法如下:在燃/滑油子系统的流动换热计算中，各部件简化为一维模型，稳态时仅需计算其进、出口截面参数的变化。燃/滑油子系统的计算思路是热流体网络分析，将串联在同一支路的部件进行串联简化看作一个部件，这样热流体网络将被划分为支路和节点。
对于节点i，具有质量守恒方程：
式中为流入节点i的质量流量，/>为流出节点i的质量流量。
对于支路j，具有动量守恒方程：
式中Pup为支路上游节点的总压，Pdown为支路下游节点的总压，为支路j的质量流量，/>为支路j沿流向的温度分布，/>为支路的控制压力，与调压活门和压差活门有关。
至此，对于具有m条支路和n个节点的热流体网络而言，其流动控制方程组为：
相应的流动解向量为：
接下来建立热流体网络的稳态换热方程组，对于节点i，具有能量守恒方程：
式中hin为流入节点i的比焓，为流出节点i的混合比焓。
对于支路j，具有稳态时的能量守恒方程：
式中hup为支路j的流入比焓，hdown为支路j的流出比焓，为支路j沿流向的总压分布，/>为与支路j绑定的流入比焓，由换热器的数量决定。因此，对于具有m条支路和n个节点的热流体网络而言，其换热控制方程组为：
相应的换热解向量为：
式中hd,j为第j条支路的流出比焓。
流动控制方程组(3)可写作：
换热控制方程组(7)可写作：
进一步的，在S3内部燃/滑油系统判定分析结束后，利用所述燃/滑油系统当前的关键截面参数，更新所述航空发动机中各部件的热力学参数，并使各部件满足共同工作条件。其中，所述共同工作条件包括：风扇出口流量Wa21等于压气机进口流量Wa22和外涵流量Wa13之和；高压涡轮进口流量Wg4，等于压气机出口流量Wa3与燃油流量Wf之和；低压涡轮进口流量Wg42等于高压涡轮出口流量Wg41；通过尾喷管的流量Wg9，等于外涵与低压涡轮出口流量Wg5之和；且高压轴功率平衡：ηHNHT-NC-NEX＝0，NHT为高压涡轮发出功率，NC为压气机消耗功率，NEX为附件抽取功率，ηH为高压轴机械效率；低压轴功率平衡：ηLNLT-NF＝0，NLT低压涡轮发出功率，NF为风扇消耗功率，ηL为低压轴机械效率。具体的，基于所
述共同工作条件的共同工作模型包括： 其中，βF表示风扇工作点位置参数，βHC表示压气机工作点位置参数，βHT表示高压涡轮工作点位置参数，βLT表示低压涡轮工作点位置参数，nH表示高压轴转速，nL表示低压轴转速，/>至/>表示6个待求独立变量。对共同工作方程组进行求解使其同样符合收敛条件，耦合系统整体判定分析结束。
具体的，如图1、2所示，在初始化燃/滑油系统的温度场后，将初始温度场数据和所采集的参数信息输入所述耦合分析模型；在每个计算周期中，通过所述流动控制模型获取流动场数据，之后根据所述流动场数据并通过所述换热控制模型获取温度场数据；判断该步温度场是否已经满足流动换热的收敛条件，如果满足收敛条件，则说明内部燃/滑油系统判定分析结束。其中，具体可以采用基于阻尼牛顿迭代法的流动换热解耦算法对流动换热控制方程组中的公式模型(9)和(10)进行迭代求解。其中阻尼牛顿法的主要作用是通过对迭代步长的限制，保证了系统的收敛性。在计算得到支路和节点的流动换热参数后，串联支路内各部件的进、出口参数由支路类方法自动更新。使用燃/滑油系统计算得到的关键截面参数，更新发动机性能系统各部件的热力学参数。在发动机稳态性能计算时，各部件需要满足共同工作条件，包括流量平衡，功率平衡，静压平衡和转速平衡。其共同工作方程如下：
风扇出口流量Wa21等于压气机进口流量Wa22和外涵流量Wa13之和：
Wa21-Wa22-Wa13＝0 (11)
高压涡轮进口流量Wg4，等于压气机出口流量Wa3与燃油流量Wf之和：
Wg4-Wa3-Wf＝0 (12)
低压涡轮进口流量Wg42等于高压涡轮出口流量Wg41：
Wg41-Wg42＝0 (13)
通过尾喷管的流量Wg9，等于外涵与低压涡轮出口流量Wg5之和：
Wg9-Wa13-Wg5＝0 (14)
高压轴功率平衡：
ηHNHT-NC-NEX＝0 (15)
式中，NHT为高压涡轮发出功率，NC为压气机消耗功率，NEX为附件抽取功率，ηH为高压轴机械效率
低压轴功率平衡：
ηLNLT-NF＝0 (16)
式中，NLT低压涡轮发出功率，NF为风扇消耗功率，ηL为低压轴机械效率
确定的6个待求独立变量分别为：风扇工作点位置参数βF，压气机工作点位置参数βHC，高压涡轮工作点位置参数βHT，低压涡轮工作点位置参数βLT，高压轴转速nH，低压轴转速nL。将共同工作方程组记为：
如图2所示的，本实施例中采用Newton-Raphson法对共同工作方程进行求解，在得到每一步迭代的解向量后，更新各部件的热力学参数并得到控制方程组的雅克比矩阵和残差，通过Newton-Raphson迭代法更新解向量，得到下一步的解向量比较两次解向量的无穷范数，若小于误差控制值ε，则迭代计算完成，否则，用下一步的计算值更新解向量，迭代继续。
在实际应用中，航空发动机整机性能和燃/滑油系统目前采用是主要仿真模型分别是部件法和热流体网络法，使用部件法和热流体网络法在计算时都是通过试凑初始值的方法进行迭代计算的，并且两者都是以部件/组件模型库为基础的零维仿真方法，均具有明显的模块化特征，但两者的求解机制上却存在明显的不同。其中部件法是以发动机各部件的工作参数作为试给变量，按照实际流动方向依次计算每个部件的气动热力学的计算，使其满足共同工作方程(流量连续、功率平衡)，以此来构建试给变量修正值的求解矩阵，对试给变量进行迭代修正。热流体网络法是以组成流体网络的节点流体参数作为初始给定参数，通过计算节点上的平衡方程组来构建试给变量修正值的求解矩阵，通过迭代计算得到收敛解。因此，在进行发动机性能系统和燃/滑油系统耦合计算的过程中需要兼顾两者的算法特点。如图3所示，在系统耦合计算的过程中，通过给定发动机控制参数，选取合适的试给变量，将部分给定变量作为边界参数附加燃/滑油计算模块，保证试给变量能提供燃/滑油热流体网络模型明确的边界信息，致使内部迭代过程能够快速收敛。使用燃/滑油系统计算得到的关键截面参数，更新发动机性能系统各部件的热力学参数，使其外部迭代收敛获得发动机性能计算结果。当燃/滑油系统通过计算调节所得的供油量等于发动机控制参数提供的供油量，耦合计算完成。如图2所示的，在内部迭代收敛的过程中，由于流动控制方程组和换热控制方程组中的变量是互相耦合的，对二者直接进行求解难度较大，因此，需要通过解耦算法进行燃/滑油系统流动换热的求解。在流动换热解耦计算的流程中，先给定初始温度场，此时流体的热物性将被给定，由稳态流动控制方程组求得流动场，此时各支路的流量、节点压力及部件进出口截面的流动参数将被给定。随后基于所求解的流动场根据换热控制方程组求得温度场，同时判断该步温度场是否已经满足流动换热的收敛条件，如果满足收敛条件，则说明流动换热耦合控制方程组已经收敛，此时结束计算并输出热流体网络的流动换热解，否则继续计算流动场，并进行相应的迭代，直到结果满足收敛判据。若以具体的算例进行分析：
搭建如图4所示的航空发动机耦合系统仿真流路，针对所建立的发动机性能和燃/滑油系统耦合模型进行算例分析，选取五种典型工况进行稳态性能计算，五种工况的平均计算时间为0.278s。可以看出，本专利所述的多系统耦合分析方法能够快速高效的对航空发动机多系统热/质流进行求解。得到如图5所示的内部燃/滑油系统解耦计算中流动与换热求解耗时情况：统计按流动换热解耦计算迭代至最终流动换热场稳态收敛的耗时情况，其中解耦迭代次数指的是完成流动、换热解耦迭代的次数，求解耗时指的是1次解耦计算中流动控制方程组和换热控制方程组求解的耗时。由计算结果可以看出，流动求解的耗时小于换热求解的耗时，且随着解耦迭代的进行，二者求解的耗时均下降，这是因为控制方程组迭代时的初始场逐渐接近稳态解。同时可以看出满足流动换热耦合场收敛条件仅需进行5次解耦迭代，说明仿真程序采用流动与换热解耦计算是一种高效的方法。
目前航空发动机整机性能和燃/滑油系统采用是主要仿真模型分别是部件法和热流体网络法，两者均具有明显的模块化特征，符合系统耦合求解的要求，但两者的求解机制上却存在显著的不同。在进行系统耦合计算的过程中需要兼顾两者的求解算法特点，因此，提出发动机性能和燃/滑油系统耦合迭代的计算方法，并采取解耦算法进行燃/滑油系统流动换热的求解，提高计算精度和减少计算时间。具体来说，在本实施例的发动机性能和燃/滑油系统耦合迭代的计算方法中：在系统耦合计算的过程中，通过给定发动机控制参数，选取合适的试给变量，将部分给定变量作为边界参数附加燃/滑油计算模块，保证试给变量能提供燃/滑油热流体网络模型明确的边界信息，致使内部迭代过程能够快速收敛。使用燃/滑油系统计算得到的关键截面参数，更新发动机性能系统各部件的热力学参数，使其外部迭代收敛获得发动机性能计算结果。。当燃/滑油系统通过计算调节所得的供油量等于发动机控制参数提供的供油量，耦合计算完成。在内部迭代收敛的过程中，由于流动控制方程组和换热控制方程组中的变量是互相耦合的，对二者直接进行求解难度较大，因此，采用解耦算法进行燃/滑油系统流动换热的求解，将流体流动和热传递过程分离开来，在更少的迭代次数下收敛，从而大大减少计算时间和计算成本。
本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种用于航空发动机性能及燃/滑油系统的耦合分析方法，其特征在于，包括：
S1、针对航空发动机建立耦合分析模型，所述耦合分析模型与所述航空发动机中的发动机性能系统和燃/滑油系统相关联，所述燃/滑油系统包括燃油子系统和滑油子系统；
S2、在发动机性能系统和燃/滑油系统之间建立数据传输接口；
S3、从所建立的数据传输接口采集参数信息，并将所采集参数信息输入所述耦合分析模型；
S4、输出并显示所述耦合分析模型的分析结果。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在S1中，包括：
确定发动机性能系统、燃油系统和滑油系统各自所涉及的组成部件；
根据所确定的组成部件，建立所述耦合分析模型。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述建立所述耦合分析模型，包括：
根据所述燃油系统和所述滑油系统的所涉及的组成部件，进行热流体网络分析，建立热流体网络的流动控制模型；
建立热流体网络的换热控制模型。
4.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述流动控制模型包括： 为流入节点i的质量流量，/>为流出节点i的质量流量，i为节点编号，m、n都为正整数，Pup为支路上游节点的总压，Pdown为支路下游节点的总压，/>为支路j的质量流量，/>为支路j沿流向的温度分布，/>为支路的控制压力，g1～gm表示支路的总压降与支路数据的函数关系。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述热控制模型包括：
其中，/>表示节点i的能量守恒方程，hin为流入节点i的比焓，/>为流出节点i的混合比焓，hup为支路j的流入比焓，hdown为支路j的流出比焓，/>为支路j沿流向的总压分布，/>为与支路j绑定的流入比焓，f1～fm表示支路的总焓变与支路数据的函数关系。
6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，在S3中，包括：
在初始化燃/滑油系统的温度场后，将初始温度场数据和所采集的参数信息输入所述耦合分析模型；
在每个计算周期中，通过所述流动控制模型获取流动场数据，之后根据所述流动场数据并通过所述热控制模型获取温度场数据；
判断该步温度场是否已经满足流动换热的收敛条件，如果满足收敛条件，则表示内部燃/滑油系统判定分析结束。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在S2中，所述根据所述关联关系建立各系统间的数据传输接口，包括：
建立各系统间的功率提取数据接口、质量输运数据接口和能量传递数据接口；
其中，所述功率提取数据接口用于采集所述发动机性能系统的压气机所获取的驱动功率参数；
质量输运数据接口用于采集所述燃油系统输出的燃油、发动机性能计算系统进气和进入所述滑油系统中用于冷却热滑油的空气；
能量传递数据接口用于采集中轴承腔产生的热量、附件齿轮箱产生的热量、燃油系统和滑油系统之间通过热交换器传递的热量和滑油系统与外界大气之间通过热交换器传递的热量。
8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，还包括：
在S3中，当内部燃/滑油系统判定分析结束后，利用所述燃/滑油系统当前的关键截面参数，更新所述航空发动机中各部件的热力学参数，并使各部件满足共同工作条件。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述共同工作条件包括：
风扇出口流量Wa21等于压气机进口流量Wa22和外涵流量Wa13之和；高压涡轮进口流量Wg4，等于压气机出口流量Wa3与燃油流量Wf之和；低压涡轮进口流量Wg42等于高压涡轮出口流量Wg41；通过尾喷管的流量Wg9，等于外涵与低压涡轮出口流量Wg5之和；
且高压轴功率平衡：ηHNHT-NC-NEX＝0，NHT为高压涡轮发出功率，NC为压气机消耗功率，NEX为附件抽取功率，ηH为高压轴机械效率；低压轴功率平衡：ηLNLT-NF＝0，NLT低压涡轮发出功率，NF为风扇消耗功率，ηL为低压轴机械效率。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，基于所述共同工作条件的共同工作模型包括：其中，βF表示风扇工作点位置参数，βHC表示压气机工作点位置参数，βHT表示高压涡轮工作点位置参数，βLT表示低压涡轮工作点位置参数，nH表示高压轴转速，nL表示低压轴转速，/>至/>表示6个待求独立变量。
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|---|---|---|---|
| CN202310623993.7A CN116842861A (zh) | 2023-05-30 | 2023-05-30 | 用于航空发动机性能及燃/滑油系统的耦合分析方法 |
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|---|---|
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| CN (1) | CN116842861A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114815600A (zh) * | 2022-03-25 | 2022-07-29 | 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 | 一种热管理型组合动力装置智能参数优化方法 |
| CN117494596A (zh) * | 2023-10-26 | 2024-02-02 | 中国船舶集团有限公司第七一九研究所 | 船舶核动力二回路流体与运行姿态的联合仿真方法及系统 |
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2023
- 2023-05-30 CN CN202310623993.7A patent/CN116842861A/zh active Pending
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