一种分布式混合电推进系统优化方法及装置制造方法及图纸

本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种分布式混合电推进系统优化方法及装置。该方法包括步给定初始飞机布局；确定推进系统的推力需求；给定初始的主推力与辅推力比值；确定涡扇发动机的主推力及每个电驱动风扇的辅推力；确定电驱动风扇的功率；根据电驱动风扇的功率确定其自涡扇发动机获得的提取功率；确定涡扇发动机的耗油率；确定推进系统的耗油率；判断所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度，若所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度不满足设计值，则重新进行飞机布局及推力分配。本申请的推进系统设计时考虑了推进系统对飞机的影响，总体性能设计更准确，无需推力补偿，降低了发动机工作风险。发动机工作风险。发动机工作风险。

【技术实现步骤摘要】
一种分布式混合电推进系统优化方法及装置


[0001]本申请属于发动机设计
，具体涉及一种分布式混合电推进系统优化方法及装置。

技术介绍

[0002]分布式混合电推进系统由发动机和电推进系统组成，电推进系统由发电机和电驱动风扇、进气道组成。由于单个电驱动风扇尺寸小，整个推进系统需要电推进风扇个数较多，且最新装载的飞机逐渐倾向于翼身融合设计，这种设计方式使得风扇下埋在机身或机翼中，风扇吸收附面层，影响电推进风扇系统性能和飞机升阻特性，导致飞机需要更多的推力，进而影响涡扇发动机的工作状态。
[0003]目前，分布式混合电推进系统在设计时是与飞机系统独立设计，以整个推进系统为研究对象单独分析。仅考虑发动机需要提供的功率和推力，以及电推进系统的性能，而假设飞机的需求性能为固定值，不随推进系统设计改变而变。
[0004]现有技术缺点如下：
[0005]1、推进系统设计时未考虑对飞机的影响，设计的工作状态不准确；
[0006]2、若在使用时出现推进系统推力补偿情况，会影响发动机工作点，易发生发动机喘振，影响工作安全；
[0007]3、设计时未考虑优化方法，效率较低。

技术实现思路

[0008]为了解决上述问题，本申请提供了一种分布式混合电推进系统优化方法及装置，在基于涡扇发动机的分布式混合电推进系统设计时考虑飞机因素，实现飞发一体化设计，利用涡扇发动机特点，分析引入电推进系统后的推进系统性能；并在推进系统设计时引入优化手段，提高设计效率。
[0009]本申请第一方面提供了一种分布式混合电推进系统优化方法，所述分布式混合电推进系统包括涡扇发动机及电驱动风扇，所述电驱动风扇自所述涡扇发动机提取功率，所述涡扇发动机提供主推力，所述电驱动风扇提供辅推力，所述优化方法包括：
[0010]步骤S1、给定包含动力系统安装位置、电驱动风扇安装个数的初始飞机布局；
[0011]步骤S2、确定推进系统的推力需求；
[0012]步骤S3、进行推力分配，给定初始的主推力与辅推力比值；
[0013]步骤S4、根据所述主推力与辅推力比值确定涡扇发动机的主推力，及每个电驱动风扇的辅推力；
[0014]步骤S5、根据电驱动风扇的参数确定电驱动风扇的功率；
[0015]步骤S6、根据电驱动风扇的功率确定其自所述涡扇发动机获得的提取功率；
[0016]步骤S7、确定当涡扇发动机保持所述主推力，且能够实现所述提取功率状态下，发动机的耗油率；
[0017]步骤S8、根据所述发动机的耗油率及所述主推力与辅推力比值确定推进系统的耗油率；
[0018]步骤S9、判断所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度，若所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度不满足设计值，则重新进行飞机布局及推力分配。
[0019]优选的是，步骤S2中，进一步包括确定飞机推力需求，根据飞机推力需求及发动机推力损失确定推进系统的推力需求。
[0020]优选的是，所述发动机推力损失通过试验或者仿真的方法获得。
[0021]优选的是，步骤S9中，若SFC/SFCt<设计值，则表示方案可行，否则重新进行飞机布局及推力分配，其中，SFC为推进系统的耗油率，SFCt为原涡扇发动机耗油率，设计值不高于1。
[0022]本申请第二方面提供了一种分布式混合电推进系统优化装置，所述优化装置包括：
[0023]初始参数给定模块，用于给定包含动力系统安装位置、电驱动风扇安装个数的初始飞机布局；
[0024]推力需求计算模块，用于确定推进系统的推力需求；
[0025]推力分配获取模块，用于进行推力分配，给定初始的主推力与辅推力比值；
[0026]推力计算模块，用于根据所述主推力与辅推力比值确定涡扇发动机的主推力，及每个电驱动风扇的辅推力；
[0027]电驱动风扇功率计算模块，用于根据电驱动风扇的参数确定电驱动风扇的功率；
[0028]电驱动风扇提取功率计算模块，用于根据电驱动风扇的功率确定其自所述涡扇发动机获得的提取功率；
[0029]涡扇发动机耗油率计算模块，用于确定当涡扇发动机保持所述主推力，且能够实现所述提取功率状态下，发动机的耗油率；
[0030]推进系统耗油率计算模块，用于根据所述发动机的耗油率及所述主推力与辅推力比值确定推进系统的耗油率；
[0031]判定循环模块，用于判断所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度，若所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度不满足设计值，则重新进行飞机布局及推力分配。
[0032]优选的是，所述推力需求计算模块包括：
[0033]飞机推力需求确定单元，用于确定飞机推力需求；
[0034]推进系统推力计算单元，用于根据飞机推力需求及发动机推力损失确定推进系统的推力需求。
[0035]优选的是，所述发动机推力损失通过试验或者仿真的方法获得。
[0036]优选的是，所述判定循环模块中，若SFC/SFCt<设计值，则表示方案可行，否则重新进行飞机布局及推力分配，其中，SFC为推进系统的耗油率，SFCt为原涡扇发动机耗油率，设计值不高于1。
[0037]本申请的关键点在于：
[0038]1、考虑飞发一体化设计的分布式混合电推进系统总体性能方案设计；
[0039]2、分布式混合电推进系统中根据耗油率关系的快速判断方案可行性方法。
[0040]本申请的推进系统设计时考虑了推进系统对飞机的影响，总体性能设计更准确，无需推力补偿，降低了发动机工作风险；使用优化方法快速判断方案可行性，提高了设计效率。
附图说明
[0041]图1为本申请分布式混合电推进系统优化方法的一优选实施例的流程图。
[0042]图2为本申请一优选实施例的分布式混合电推进系统示意图。
[0043]图3为本申请一优选实施例的推进系统参数传递示意图。
具体实施方式
[0044]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。
[0045]本申请第一方面提供了一种分布式混合电推进系统优化方法，如图2所示，所述分布式混合电推进系统包括涡扇发动机及电驱动风扇，所述电驱动风扇自所述涡扇发动机提取功率，所述涡扇发动机提供主推力，所述电驱动风扇提供辅推力。表1给出了进行分布本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种分布式混合电推进系统优化方法，所述分布式混合电推进系统包括涡扇发动机及电驱动风扇，所述电驱动风扇自所述涡扇发动机提取功率，所述涡扇发动机提供主推力，所述电驱动风扇提供辅推力，其特征在于，所述优化方法包括：步骤S1、给定包含动力系统安装位置、电驱动风扇安装个数的初始飞机布局；步骤S2、确定推进系统的推力需求；步骤S3、进行推力分配，给定初始的主推力与辅推力比值；步骤S4、根据所述主推力与辅推力比值确定涡扇发动机的主推力，及每个电驱动风扇的辅推力；步骤S5、根据电驱动风扇的参数确定电驱动风扇的功率；步骤S6、根据电驱动风扇的功率确定其自所述涡扇发动机获得的提取功率；步骤S7、确定当涡扇发动机保持所述主推力，且能够实现所述提取功率状态下，发动机的耗油率；步骤S8、根据所述发动机的耗油率及所述主推力与辅推力比值确定推进系统的耗油率；步骤S9、判断所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度，若所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度不满足设计值，则重新进行飞机布局及推力分配。2.如权利要求1所述的分布式混合电推进系统优化方法，其特征在于，步骤S2中，进一步包括确定飞机推力需求，根据飞机推力需求及发动机推力损失确定推进系统的推力需求。3.如权利要求2所述的分布式混合电推进系统优化方法，其特征在于，所述发动机推力损失通过试验或者仿真的方法获得。4.如权利要求1所述的分布式混合电推进系统优化方法，其特征在于，步骤S9中，若SFC/SFCt<设计值，则表示方案可行，否则重新进行飞机布局及推力分配，其中，SFC为推进系统的耗油率，SFCt为原涡扇发动机耗油率，设计值不高于1。5.一种分布式混合电推进系统优化装置，所述分布式混合电推进系统包括涡扇发动机及电驱动风扇，所述电驱动风扇自所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：何佳倩，苏桂英，芮长胜，
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：