一种具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法

摘要

本发明提供了一种具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法，属于发动机设计技术领域。所述方法包括步骤一、选取至少两个航空发动机设计点；步骤二、对所述航空发动机的热力循环参数设定变化步长，根据所述变化步长获得有限多的热力循环参数组合方案；步骤三、对所述热力循环参数组合方案中的所有方案进行热力计算，获得热力输出参数；步骤四、设定航空发动机热力输出参数的重要度，并根据公式∑(热力输出参数/指标×重要度)计算任一组合方案的综合得分。本发明可以有效满足具有变循环特征发动机的设计点热力计算需求，实现发动机最优热力循环方案设计，并获取可调部件/截面的调节范围。

说明书

技术领域

本发明属于发动机设计技术领域，具体涉及一种具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法。

背景技术

在航空发动机总体性能设计过程中，设计点热力计算是重要并不可或缺的一环。通过设计点热力计算，可以确定发动机典型工作状态(设计状态)性能参数，评估设计指标的可实现性，确定部件设计状态气动要求及重要截面参数(面积、流量、速度、温度、压力等)。

现有设计点热力计算主要基于单一的设计点完成，设计点根据使用特点进行确定和选取。军用中小涵道比发动机通常需适应反复起降，起飞对发动机性能、可靠性和寿命等均提有要求，因此一般选取起飞状态(高度H＝0km、马赫数M＝0)作为设计点；而民用大涵道比发动机更强调的经济性，需尽量降低巡航飞行状态的耗油率，一般采用空中巡航状态作为设计点。

随着航空动力技术的不断进步，逐步衍生发展出具有变循环特征的发动机。具有变循环特征的发动机可以通过改变可调部件/截面的几何形状、尺寸、位置等途径来改变热力循环，能够根据飞行状态和使用需求实现发动机循环参数调节和优化，使动力装置在亚/超音速等各个飞行状态下具有良好的性能。因此，具有变循环特征的发动机需要兼顾小涵道比发动机起飞等高功率输出和大涵道比发动机巡航飞行的经济性。

现有的设计点热力计算方法主要基于单一的设计点完成，设计点根据使用特点进行确定和选取，可以适应简单任务发动机的设计需求。但是，应用于具有变循环特征发动机，存在以下缺点和不足之处：

1、具有变循环特征的发动机优势在于多个典型状态性能最优化，采用单一的设计点热力计算方法在很大程度上限制了发动机性能最优；

2、具有变循环特征的发动机具有多个可调部件/截面，单一的设计点热力计算方法不能完整评估多个典型状态下部件和截面参数需求，即不能获得部件的调节范围；

3、无法通过设计点热力计算优化具有变循环特征的发动机的不可调部件/截面与可调部件/截面的匹配关系。

发明内容

为了解决至少一个上述问题，本发明提供了一种具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法，主要包括以下步骤：

步骤一、选取至少两个航空发动机设计点，所述设计点至少涵盖所述航空发动机的大小涵道比工作状态；

步骤二、对所述航空发动机的热力循环参数设定变化步长，根据所述变化步长获得有限多的热力循环参数组合方案；

步骤三、对所述热力循环参数组合方案中的所有方案进行热力计算，获得热力输出参数；

步骤四、根据步骤三的热力计算结果剔除不符合要求的组合方案；

步骤五、设定航空发动机热力输出参数的重要度，并根据公式∑(热力输出参数/指标×重要度)计算任一组合方案的综合得分。

优选的是，根据步骤五选取综合得分最高的组合方案作为最优方案，根据所述最优方案从所述步骤二中提取可调部件或者可调截面的调节范围。

优选的是，所述步骤一中，选取发动机起飞点与超音速巡航点作为航空发动机设计点。

优选的是，所述步骤一中，选取发动机起飞点、亚音速巡航点以及超音速巡航点作为航空发动机设计点。

优选的是，所述步骤二中，所述航空发动机的热力循环参数至少包括发动机压比、流量、涵道比及涡轮前温度。

优选的是，所述步骤三中，所热力输出参数包括中间参数及重要度设计参数，所述中间参数作为步骤四的热力计算结果用于剔除不符合设计特征的组合方案，所述重要度设计参数作为步骤五的综合得分输入值。

优选的是，所述重要度设计参数至少包括起飞推力及各设计点的耗油率。

本发明的需要保护的关键技术点具体如下：

1、基于使用需求的具有变循环特征发动机的多设计点选取理念和方法；

2、适用于具有变循环特征发动机的小步长全局热力计算和循环参数组合方案优选的方法；

3、通过多设计点热力循环参数确定具有变循环特征发动机的可调部件/截面的调节范围的方法。

本发明所建立的具有变循环特征航空发动机设计点热力计算方法，可以有效满足具有变循环特征发动机的设计点热力计算需求，解决现有技术的局限性，实现发动机最优热力循环方案设计，并获取可调部件/截面的调节范围。

附图说明

图1为本发明具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法的一优选实施例的流程图；

图2为本发明图1所示实施例的设计点示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例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。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，例如“顺时针”、“逆时针”、“向上”、“向下”等，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

如图1所示，为本发明具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法的流程示意图，本发明具有变循环特征的航空发动机设计点热力计算方法主要包括以下步骤：

步骤一、选取至少两个航空发动机设计点，所述设计点至少涵盖所述航空发动机的大小涵道比工作状态；

步骤二、对所述航空发动机的热力循环参数设定变化步长，根据所述变化步长获得有限多的热力循环参数组合方案；

步骤三、对所述热力循环参数组合方案中的所有方案进行热力计算，获得热力输出参数；

步骤四、根据步骤三的热力计算结果剔除不符合要求的组合方案；

步骤五、设定航空发动机热力输出参数的重要度，并根据公式∑(热力输出参数/指标×重要度)计算任一组合方案的综合得分。

本发明步骤一中，选取发动机起飞点与超音速巡航点作为航空发动机设计点对应所述航空发动机的大小涵道比工作状态，备选实施例中，也可以增加亚音速巡航点作为第三个设计点，如图2所示，以多用途战斗机用变循环特征发动机为例，选取发动机起飞点(高度H＝0km、马赫数M＝0)、亚音速巡航点(高度H＝11km、马赫数M＝0.8)、超音速巡航点(高度H＝11km、马赫数M＝1.5)作为设计点，可以涵盖变循环特征的发动机大/小涵道比工作状态。

在步骤二中进行小步长全局热力计算，对发动机压比、流量、涵道比、涡轮前温度等主要循环参数在一定范围内进行小步长全局热力计算，根据总增压比、高压压气机出口温度、涡轮膨胀比等限制参数对热力计算结果进行筛选，获得有限多的循环参数组合方案。

为了提高热力计算效率，可以将全部或部分热力循环参数的计算步长设置由大至小进行多轮热力计算。例如选取压气机压比为2、2.1、2.2，发动机流量为100、110、120，以及涡轮前温度1000、1100、1200，即有3×3×3＝27个组合方案。如表1所示。

表1、组合方案表

本实施例中，所述步骤三中，所热力输出参数包括中间参数及重要度设计参数，所述中间参数作为步骤四的热力计算结果用于剔除不符合设计特征的组合方案，所述重要度设计参数作为步骤五的综合得分输入值。

中间参数例如上表中涡轮膨胀比，在步骤四中，按目前设计水平及结构空间因素等限制，涡轮膨胀比的参数值一般不能超过2.4，那么上述27个组合方案内如方案三就被剔除。

上市重要度设计参数至少包括起飞推力及各设计点的耗油率，对照多个设计点的指标和目标，并考虑指标的重要度，对获得有限多个的循环参数组合方案符合性进行打分，依据得分的高低优选出最佳的循环参数组合方案，作为发动机的设计循环参数方案。如表2所示。

表2重要度示意表

例如上述方案仅评估起飞推力和耗油率，起飞推力和耗油率指标分别为2000和0.2，可以得出多个的循环参数组合方案符合性分数，如表3所示，由此确定方案二优于方案一。

表3、方案选取表

指标重要度(1～9)方案一(计算值/指标)方案二方案……起飞推力92000/2000＝11.05……起飞耗油率60.1/0.2＝0.51……得分合计——9*1+6*0.5＝1215.45……

本实施例中，根据已确定的循环参数方案，通过多个设计点的热力循环计算结果，提取可调部件/截面的调节范围，可作为与部件设计协调的输入。

例如上述最优方案选取为方案二，那么对于“前涵道引射器面积”这个可调部件参数，可以提取到它的调节范围为320～700(见表1中参数)，作为部件设计的输入。

与现有单设计点热力计算技术相比，本发明的主要优点如下：

1、多设计点选取和联合热力计算，适应具有变循环特征的发动机的设计。

2、采用小步长全局热力计算和循环参数组合方案优选，可以得到多设计点下的最优热力循环设计方案。

3、依据最优热力循环设计方案中各设计点热力循环参数，可以确定发动机气动流路和可调部件/截面的调节范围。

本发明所建立的具有变循环特征航空发动机设计点热力计算方法，可以有效满足具有变循环特征发动机的设计点热力计算需求，解决现有技术的局限性，实现发动机最优热力循环方案设计，并获取可调部件/截面的调节范围。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。