一种基于已有核心机的发动机优化设计方法技术

本发明专利技术属于航空发动机设计技术领域，提供了一种基于已有核心机的发动机优化设计方法，包括确定已有核心机主要参数；获得派生发动机构型和性能参数优化目标；搭建派生发动机性能模型；采用智能优化算法

【技术实现步骤摘要】
一种基于已有核心机的发动机优化设计方法


[0001]本专利技术属于航空发动机设计
，具体涉及一种基于已有核心机的发动机优化设计方法
。

技术介绍

[0002]航空发动机核心机，也称为燃气发生器
(Gas Generator)
，是航空发动机内部将燃烧化学能转化为热能和机械能的核心单元，其作用是在涡轮后获得一股高温高压的燃气，以便发动机将其转化为推力或轴功等形式
。
发展通用多用途的核心机，以及通过派生的技术途径实现适用于各类航空器的系列动力装置，是发动机研制中提高效率
、
缩短周期
、
降低成本的有效手段
。
[0003]核心机派生发动机，传统的方法是在一定原则的指导下，匹配出所需性能的发动机及进行匹配部组件设计
。
例如：
2006
年4月在航空动力学报中发表的
《
核心机及其派生发动机发展的方法
》
中指出，在核心机基础上派生发展系列发动机，原则上有两条主要的途径，一是保持压气机设计换算转速不变，二是保持最高涡轮前燃气温度不变，这种方法实际上相当于先固定核心机的工作参数，然后再匹配低压部件，但是该方法得出的发动机性能可能无法达到最优
。
再例如：
2016
年
12
月在燃气涡轮试验与研究中发表的
《
核心机系列发展方法在
5kg/s
流量级核心机上的应用研究
》
>中指出，在已有核心机基础上派生发展发动机并不意味着核心机完全不变，特别是推力量级跨度和装机使用要求变化较大时，有必要对核心机进行适应性改进，其仅是适应性改进，并非性能最优的改进，同时该文献中也并未给出改进的具体方法
。
[0004]再者，通过优化算法得到派生发动机时，其可以在给定各个部件的工作范围之后进行循环参数寻优，但是一般情况下所优化出来的高压压气机和高压涡轮的工作参数与原核心机脱离了关系，因此无法保证是依据现有核心机进行派生发展获得的
。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于公开一种基于已有核心机的发动机优化设计方法，该方法的核心是利用智能优化算法，使在已有核心机条件下使所派生出的发动机性能达到最优，进而解决上述现有核心机派生发动机方法的局限性
。
[0006]实现专利技术目的的技术方案如下：一种基于已有核心机的发动机优化设计方法，包括：
[0007]步骤
1、
基于已有核心机主要部件，确定已有核心机主要参数；
[0008]步骤
2、
依据派生设计需求，获得派生发动机构型和性能参数优化目标；
[0009]步骤
3、
基于派生发动机构型和已有核心机主要参数，搭建派生发动机性能模型；
[0010]步骤
4、
采用智能优化算法，依据性能参数优化目标和约束条件对派生发动机性能模型的循环参数寻优，获取最优循环参数；
[0011]步骤
5、
依据最优循环参数和已有核心机主要参数中高压压气机特性，对派生发动
机性能模型进行更新；
[0012]步骤
6、
采用更新后派生发动机模型，进行发动机平衡方程迭代计算，提取迭代收敛结果中压气机效率和涡轮效率；
[0013]步骤
7、
采用压气机效率和涡轮效率替换最优循环参数中对应的循环参数；
[0014]步骤
8、
重复步骤4至步骤7，直至派生发动机性能模型中更新后的压气机效率及涡轮效率与更新前的压气机效率及涡轮效率的残差均小于
0.01
，得到最终的派生发动机循环参数
。
[0015]进一步地，上述步骤1中，基于已有核心机主要部件，确定已有核心机主要参数，包括：
[0016]步骤
11、
依据已有核心机构型，确定已有核心机主要部件，包括高压压气机
、
主燃烧室
、
和高压涡轮；
[0017]步骤
12、
确定已有核心机主要参数，包括：高压压气机相对换算转速的工作上限和工作下限；已有核心机的进口换算流量的工作上限和工作下限，以及相对物理转速的工作上限和工作下限；临界条件下高压涡轮进口换算流量，以及高压涡轮膨胀比的上限和下限；确定高压压气机特性和高压涡轮特性
。
[0018]进一步地，上述步骤2中，派生发动机构型包括涡喷发动机
、
涡扇发动机
、
双外涵变循环发动机
、
三外涵自适应发动机
、
涡轴发动机
、
涡桨发动机中任意一种
。
[0019]进一步地，上述步骤2中，所述性能参数优化目标包括在特定飞行高度和特定飞行马赫数条件下的加力推力最高
、
不加力推力最高
、
耗油率最低中的任意一种
。
[0020]进一步地，上述步骤3中，派生发动机性能模型包括已有核心机的主要部件
、
派生发动机的新部件；派生发动机性能模型的参数包括固定参数和可变参数；
[0021]所述固定参数包括高压压气机设计点效率
、
相对物理转速
、
和相对换算转速；高压涡轮设计点效率
、
相对物理转速和相对换算转速；燃烧室设计点总压恢复系数和燃烧效率；发动机进口的总温
、
总压
、
风扇效率
、
风扇相对换算转速
、
风扇相对物理转速；低压涡轮效率；加力燃烧室总压恢复系数；喷管推力系数以及各涵道的总压恢复系数；
[0022]所述可变参数包括高压压气机压比
、
燃烧室出口总温
、
进气道进口流量
、
风扇压比
。
[0023]更进一步地，上述派生发动机的新部件包括进气道
、
风扇
、
外涵道
、
低压涡轮
、
加力燃烧室
、
喷管
。
[0024]进一步地，上述步骤
4、
采用智能优化算法，依据性能参数优化目标和约束条件对派生发动机性能模型的循环参数寻优，获取最优循环参数，包括
:
[0025]步骤
41、
给定派生发动机的性能参数优化目标，包括工作条件及该工作条件下的优化目标；
[0026]步骤
42、
依据性能参数优化目标确定循环参数；
[0027]步骤
43、
给定循环参数的约束条件，并采用智能优化算法对派生发动机性能模型的循环参数寻优，获取满足性能参数优化目标及约束条件的最优循环参数
。
[0028]进一步地本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种基于已有核心机的发动机优化设计方法，其特征在于，包括：步骤
1、
基于已有核心机主要部件，确定已有核心机主要参数；步骤
2、
依据派生设计需求，获得派生发动机构型和性能参数优化目标；步骤
3、
基于派生发动机构型和已有核心机主要参数，搭建派生发动机性能模型；步骤
4、
采用智能优化算法，依据性能参数优化目标和约束条件对派生发动机性能模型的循环参数寻优，获取最优循环参数；步骤
5、
依据最优循环参数和已有核心机主要参数中高压压气机特性，对派生发动机性能模型进行更新；步骤
6、
采用更新后派生发动机模型，进行发动机平衡方程迭代计算，提取迭代收敛结果中压气机效率和涡轮效率；步骤
7、
采用压气机效率和涡轮效率替换最优循环参数中对应的循环参数；步骤
8、
重复步骤4至步骤7，直至派生发动机性能模型中更新后的压气机效率及涡轮效率与更新前的压气机效率及涡轮效率的残差均小于
0.01
，得到最终的派生发动机循环参数
。2.
根据权利要求1所述的基于已有核心机的发动机优化设计方法，其特征在于，步骤1中，基于已有核心机主要部件，确定已有核心机主要参数，包括：步骤
11、
依据已有核心机构型，确定已有核心机主要部件，包括高压压气机
、
主燃烧室
、
和高压涡轮；步骤
12、
确定已有核心机主要参数，包括：高压压气机相对换算转速的工作上限和工作下限；已有核心机的进口换算流量的工作上限和工作下限，以及相对物理转速的工作上限和工作下限；临界条件下高压涡轮进口换算流量，以及高压涡轮膨胀比的上限和下限；确定高压压气机特性和高压涡轮特性
。3.
根据权利要求2所述的基于已有核心机的发动机优化设计方法，其特征在于，步骤2中，派生发动机构型包括涡喷发动机
、
涡扇发动机
、
双外涵变循环发动机
、
三外涵自适应发动机
、
涡轴发动机
、
涡桨发动机中任意一种
。4.
根据权利要求1所述的基于已有核心机的发动机优化设计方法，其特征在于，步骤2中，所述性能参数优化目标包括在特定飞行高度和特定飞行马赫数条件下的加力推力最高
、
不加力推力最高
、
耗油率最低中的任意一种
。5.
根据权利要求1所述的基于已有核心机的发动机优化设计方法，...

【专利技术属性】
技术研发人员：关朝斌，赵龙波，谷彬，王为丽，曹志鹏，邓燃，余秋霞，
申请(专利权)人：中国航发四川燃气涡轮研究院，
类型：发明
国别省市：