一种航空发动机性能仿真方法技术

本申请属于航空发动机性能仿真技术领域，具体涉及一种航空发动机性能仿真方法，包括：获取航空发动机各个部件的工作点参数；按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，在该过程中，对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果满足判定条件时，进行位于其工作流程下游部件的仿真，对位于工作流程下游的部件进行仿真时，以位于其工作流程上游部件的出口参数仿真结果作为其入口条件。出口参数仿真结果作为其入口条件。出口参数仿真结果作为其入口条件。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机性能仿真方法


[0001]本申请属于航空发动机性能仿真
，具体涉及一种航空发动机性能仿真方法。

技术介绍

[0002]对航空发动机性能进行仿真可对设计结果进行验证，是航空发动机设计的有效辅助手段。
[0003]当前，对航空发动机性能进行仿真，多是将航空发动机整机模型在一个仿真软件下进行仿真，该种技术方案存在以下缺陷：
[0004]1)、每个仿真时间步内的计算都需要从发动机进口开始，经过各个部件，至发动机出口，这样前端部件计算的误差会随着向后传递不断放大，导致后端部件的流场偏离实际较大；
[0005]2)、在同一仿真软件下，仅能够选择一种湍流模型，不能够很好的适应航空发动机各个部件的计算需求，致使仿真精度偏低；
[0006]3)、航空发动中各个部件的周向几何周期不同，无法取得共同的周向简化约束，不能够在周向简化模型，只能够选取全环模型进行计算，网格量巨大，计算周期长，效率低。
[0007]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0008]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0009]本申请的目的是提供一种航空发动机性能仿真方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0010]本申请的技术方案是：
[0011]一种航空发动机性能仿真方法，包括：
[0012]获取航空发动机各个部件的工作点参数；
[0013]按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，在该过程中，对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果满足判定条件时，进行位于其工作流程下游部件的仿真，对位于工作流程下游的部件进行仿真时，以位于其工作流程上游部件的出口参数仿真结果作为其入口条件。
[0014]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机性能仿真方法中，所述按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，具体为：
[0015]按照工作流程依次调用相应的仿真软件，对航空发动机各个部件进行仿真。
[0016]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机性能仿真方法中，所述对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果满足判定条件，进行位于其工作流程下游部
件的仿真，具体为：
[0017]对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果与平衡方程计算结果的偏差处于设定阈值内，进行位于其工作流程下游部件的仿真；或者，
[0018]对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果的波动幅度处于设定范围内，进行位于其工作流程下游部件的仿真。
[0019]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机性能仿真方法中，还包括：
[0020]重复按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，直至航空发动机整机的仿真结果满足质量平衡、能量平衡、动量平衡条件。
[0021]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机性能仿真方法中，所述获取航空发动机各个部件的工作点参数包括：
[0022]获取航空发动机风扇的工作点参数；
[0023]获取航空发动机外涵道的工作点参数；
[0024]获取航空发动机压气机的工作点参数；
[0025]获取航空发动机燃烧室的工作点参数；
[0026]获取航空发动机涡轮的工作点参数；
[0027]获取航空发动机加力燃烧室的工作点参数；
[0028]获取航空发动机尾喷管的工作点参数。
[0029]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机性能仿真方法中，所述按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真包括：
[0030]对航空发动机风扇进行仿真；
[0031]在航空发动机风扇仿真结果满足判定条件时，进行航空发动外涵道、机压气机的仿真，对航空发动机外涵道进行仿真时，以航空发动机风扇的外涵出口参数仿真结果作为其入口条件，对航空发动机压气机进行仿真时，以航空发动机风扇的内涵出口参数仿真结果作为其入口条件；
[0032]在航空发动机压气机仿真结果满足判定条件时，进行航空发动机燃烧室的仿真，对航空发动机燃烧室进行仿真时，以航空发动机压气机的出口参数仿真结果作为其入口条件；
[0033]在航空发动机燃烧室仿真结果满足判定条件时，进行航空发动机涡轮的仿真，对航空发动机涡轮进行仿真时，以航空发动机燃烧室的出口参数仿真结果作为其入口条件；
[0034]在航空发动机外涵道、涡轮仿真结果满足判定条件时，进行航空发动机加力燃烧室的仿真，对航空发动机加力燃烧室进行仿真时，以航空发动机外涵道、涡轮的出口参数仿真结果作为其入口条件；
[0035]在航空发动机加力燃烧室仿真结果满足判定条件时，进行航空发动机尾喷管的仿真，对航空发动机尾喷管进行仿真时，以航空发动机燃烧室的出口参数仿真结果作为其入口条件。
附图说明
[0036]图1是本申请实施例提供航空发动机性能仿真方法的流程图；
[0037]图2是本申请实施例提供航空发动机性能仿真方法的示意图。
[0038]为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
[0039]为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0040]此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
[004本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机性能仿真方法，其特征在于，包括：获取航空发动机各个部件的工作点参数；按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，在该过程中，对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果满足判定条件时，进行位于其工作流程下游部件的仿真，对位于工作流程下游的部件进行仿真时，以位于其工作流程上游部件的出口参数仿真结果作为其入口条件。2.根据权利要求1所述的航空发动机性能仿真方法，其特征在于，所述按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，具体为：按照工作流程依次调用相应的仿真软件，对航空发动机各个部件进行仿真。3.根据权利要求1所述的航空发动机性能仿真方法，其特征在于，所述对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果满足判定条件，进行位于其工作流程下游部件的仿真，具体为：对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果与平衡方程计算结果的偏差处于设定阈值内，进行位于其工作流程下游部件的仿真；或者，对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果的波动幅度处于设定范围内，进行位于其工作流程下游部件的仿真。4.根据权利要求1所述的航空发动机性能仿真方法，其特征在于，还包括：重复按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，直至航空发动机整机的仿真结果满足质量平衡、能量平衡、动量平衡条件。5.根据权利要求1所述的航空发动机性能仿真方法，其特征在于，所述获取航空发动机各个部件的工作点参数包括：获取航空发动机风扇的工作点参数；获取...

【专利技术属性】
技术研发人员：梁彩云，赵文昆，孙海，陈仲光，张志舒，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：