专利名称：客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置及其方法
技术领域：
本发明属于航空发动机技术领域，特别是涉及一种客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置及其方法。
背景技术：
目前，国内外已公开的文献中对燃气涡轮发动机进行性能设计与计算的工具包括 GSP、Turbomach, Gasturb, NPSS 和 ASP 等，见参考文献[1] =MachMillan W. L. Development of a Modular Type Program for the Calculation of Gas Turbine Off-design Performance. Ph. D. Thesis, C. I. T, September, 1974 ；参考文献[2] :Sirinoglou A. Implementation of Variable Geometry for Gas Turbine Performance Simulation Turbomach Improvement. M. Sc. Thesis, C. I. T, September 1992;参考文献[3] :Joachim Kurzke, Advanced User-friendly Gas Turbine Performance Calculations on a Personal Computer, ASME 95-GT-147 ；参考文献[4] =Mark G. Turner, John A. Reed, Robert Ryder, Jospeh P.Veres, Multi-fidelity simulation of a turbofan engine with results zoomed into mini-maps for a zero-D cycle simulation, NASA/ TM-2004-213076 ；参考文献[5] =Tang Hailong, Zhang Jin. A Study of Object-Oriented Approach for Aero-engine Performance Simulation, Journal of Aerospace Power, 1999-04;参考文献[6] :ffang bo, Tang Hai-long, Zhong Ru-hao, Chen Min. Visualize Framework for Aero-engine Performance Simulation[J], Journal of Aerospace Power, 2009-03.对飞行性能进行设计与计算的工具包括Hermes等，见参考文献[7] Georgios Dougeris, Maelenn Toure, Anestis Kalfas and Pericles Pilids. Effect of Utilization Strategy on Greenhouse Emissions of a Short Haul Aircraft[J], Journal of Environment and Engineering, 2010 Vol (5), No. 2。然而，这些设计工具的不足之处在于发动机性能设计工具与飞机性能设计工具是相互独立的，无法协同考虑飞机与涡扇发动机技术参数的相互要求和影响。然而，在民用涡扇发动机的研制过程中，为了提高其研制效率，需要建立客机/涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置，快速、全面的考虑飞机/涡扇发动机技术参数的相互要求和影响，满足已有飞机和已有发动机的性能匹配计算与评估、新设计飞机和新设计发动机的性能匹配、优化与评估的要求。因此客机/ 涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置及其方法是一项亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明的主要目的在于提供一种客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置及其方法，将其应用于计算机系统上，可高效地完成大型客机/涡扇发动机一体化性能优化设计工作。本发明的客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置，包含输入设备、中央处理器、内存模块、存储设备及显示设备，上述的输入设备、内存模块、存储设备和显示设备均通过数据线与中央处理器进行连接，所述的内存模块包括以下系统模块(a) 系统程序库，其中预存有客机/涡扇发动机一体化性能优化程序，包括以C#类库形式组织的涡扇发动机总体性能仿真程序、涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算程序、客机飞行性能仿真程序、客机/涡扇发动机一体化性能优化程序；(b)系统交互式操作视窗，设计人员可通过操作视窗中的菜单促发各个功能设计模块，利用菜单选项中的下拉对话框完成各功能模块设计参数的输入，设计结果或优化结果显示在计算机屏幕上；(c)涡扇发动机设计模块， 可由设计人员在操作视窗中定义涡扇发动机的需求推力、循环参数，部件特征参数，在系统程序库中选择并运行涡扇发动机总体性能仿真程序，获得设计结果并显示在计算机屏幕上。(d)涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块，设计人员在操作视窗中定义基线发动机的特征尺寸和重量，选择并运行涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算程序，可获得所设计发动机相对于基线发动机的重量及外形阻力偏差值。(e)客机飞行性能仿真模块，设计人员在操作视窗中定义飞机几何参数、重量参数、飞行参数和发动机台数，在系统程序库中选择并运行客机飞行性能仿真程序，设计结果显示在计算机屏幕上；(f)客机/涡扇发动机一体化性能优化模块，可由设计人员在操作视窗上定义发动机优化变量参数的选择范围以及发动机安装尺寸约束，以客机完成特定飞行任务所消耗的总燃油量最小作为优化目标，在系统程序库中选择并运行客机/涡扇发动机一体化性能优化模块，获得最优的发动机循环参数以及客机的各航段性能，并显示在计算机屏幕上，以作为设计人员进行发动机循环参数选择的参考依据。利用本发明，能够快速、全面的考虑飞机与涡扇发动机技术参数的相互要求和影响，开展已有飞机和已有发动机的性能匹配计算与评估、新设计飞和新设计发动机的性能匹配计算、优化与评估研究。内存模块中的涡扇发动机设计模块、涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块、客机飞行性能仿真模块可以单独执行相应的操作，满足不同的用户需求。
图1是本发明提供的客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置的架构图；图2是本发明中涡扇发动机设计模块的输入输出参数的结构示意图；图3是本发明中涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块的输入输出参数的详细结构示意图；图4是本发明中客机飞行性能仿真模块的输入输出参数的详细结构示意图；图5是本发明中客机/涡扇发动机一体化性能优化模块的输入输出参数的结构示意图；图6是本发明提供的客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计方法的流程图；图7是本发明中涡扇发动机总体性能仿真程序31-1的类结构组织图；图8是本发明中涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算程序31-2的类结构组织图；图9是本发明中客机飞行性能仿真程序31-3的类结构组织图10是本发明中客机与涡扇发动机一体化性能优化程序31-4的类结构组织图。
具体实施例方式下面结合附图和实施例对本发明进行详细说明。如图1所示，是本发明客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置的结构示意图。该计算机辅助设计装置可为桌上型计算机或便携式计算机，其基本硬件架构包括输入设备1、中央处理器2、内存模块3、存储设备4及显示设备5。所述的输入设备1用于输入操控指令或相关参数至中央处理器2，其包括一键盘、 鼠标或其它输入装置。所述的中央处理器2用于执行内存模块3中的所有程序，中央处理器2的主频要求在1. OG以上，内存模块3所需要的空间至少为256M。存储设备4用于保存上述客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置的设计结果，可为一硬盘或闪存，空间至少保证500M。显示设备5用于显示相应模块的操作视窗，提示设计人员输入指定的相关参数，并显示设计结果，可为液晶显示器或投影设备。上述的输入设备1、内存模块 3、存储设备4和显示设备5均通过数据线和电源线与中央处理器2进行连接。内存模块3作为中央处理器2直接存取及执行程序的存储单元，可以是随机存取存储器(Random Access Memory, RAM)、可编程存储器(Programmable Read Only Memory，PROM)、只读存储器(Read Only Memory,ROM)或者可擦除可编程存储器(Erasable Programmable Read Only Memory,EPR0M)等。此内存模块3中设置有系统程序库31、系统交互式操作视窗32、涡扇发动机设计模块33、涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块34、客机飞行性能仿真模块35和客机/涡扇发动机一体化性能优化模块36。其中，系统程序库 31存储四个程序，包括涡扇发动机总体性能仿真程序31-1、涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算程序31-2、客机飞行性能仿真程序31-3、客机/涡扇发动机一体化性能优化程序31-4; 系统交互式操作视窗32作用为设计人员可通过系统交互式操作视窗32中的菜单促发内存模块3中的功能模块(包括涡扇发动机设计模块33、涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块34、客机飞行性能仿真模块35和客机/涡扇发动机一体化性能优化模块36)，利用菜单选项中的下拉对话框完成各功能模块设计参数(即附图2-附图5中的输入参数)的输入，设计结果或优化结果(即附图2-附图5中的输出结果)显示在显示设备5上。涡扇发动机设计模块33用于显示涡扇发动机设计操作视窗，可由设计人员在涡扇发动机设计操作视窗中定义涡扇发动机的[设计点需求性能参数]、[设计点循环参数]、[设计点部件特征参数]和[非设计点控制规律](如图2)，在系统程序库31中选择并运行涡扇发动机总体性能仿真程序31-1，获得设计结果并显示在显示设备5的计算机屏幕上；涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块34用于显示涡扇发动机尺寸、重量、阻力估算操作视窗，设计人员在涡扇发动机尺寸、重量、阻力估算操作视窗中输入[基线发动机风扇直径]、[基线发动机重量]和[目标发动机特征参数]，如图3，选择并运行涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算程序31-2，可获得[目标发动机特征尺寸]、[目标发动机重量修正量]和[目标发动机阻力修正量](图;3)。客机飞行性能仿真模块35用于显示客机飞行性能仿真操作视窗，设计人员在客机飞行性能仿真操作视窗中定义飞机[几何参数]、[重量参数]、[气动参数]、 [飞行参数]和[发动机台数]，如图4，在系统程序库3 1中选择并运行客机飞行性能仿真程序31-3，仿真结果显示在显示设备5的计算机屏幕上；客机/涡扇发动机一体化性能优化模块36显示客机/涡扇发动机一体化性能优化操作视窗，可由设计人员在客机/涡扇发动机一体化性能优化操作视窗上定义[遗传算法参数]、[发动机优化参数]和[发动机安装尺寸约束]，以客机完成特定飞行任务所消耗的[总燃油消耗量]最小作为优化目标，在系统程序库中选择并运行客机/涡扇发动机一体化性能优化程序31-4，优化仿真结果显示在显示设备5的计算机屏幕上。如图2所示，是本发明中涡扇发动机设计模块33的输入参数和输出结果的详细结构示意图。设计人员通过系统交互式操作视窗32与涡扇发动机设计模块33交互的数据包括[输入参数]和[输出结果]。[输入参数]的第一层分类包括[设计点需求性能参数]、[设计点循环参数]、[设计点高度和马赫数]、[设计点部件特征参数]、[非设计点控制规律]。其中，[设计点需求性能参数]是指需求推力；在[设计点循环参数]之下的第二层分类包括[涵道比]、[涡轮前温度]、[总压比]；在[设计点部件特征参数]之下的第二层分类包括[旋转部件效率]、[旋转部件压比]、[非旋转部件总压恢复系数]、[燃烧室效率]。[输出结果]的第一层分类包括[数据]和[图形显示]，其中，[数据]之下的第二层分类包括[设计点耗油率]、[设计点流量]和[最大起飞推力]；[图形显示]之下的第二层分类包括[速度高度特性]和[温度特性]。设计人员根据涡扇发动机设计操作视窗的提示输入指定参数后，涡扇发动机设计模块33运行涡扇发动机总体性能仿真程序31-1，获得涡扇发动机设计点性能和非设计点性能按照上述输出形式将输出结果显示在显示设备5上。如图3所示，是本发明中涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块34的输入输出参数的详细结构示意图。设计人员通过系统交互式操作视窗32与涡扇发动机尺寸/重量/ 阻力估算模块34交互的数据包括[输入参数]和[输出结果]。[输入参数]的第一层分类包括[基线发动机风扇直径]、[基线发动机重量]、[目标发动机特征参数]。其中，[目标发动机特征参数]之下的第二层分类包括[风扇设计点马赫数]、[风扇轮毂比]、[设计点流量]。[输出结果]的第一层分类包括[目标发动机特征尺寸]、[目标发动机重量修正量]、[目标发动机阻力修正量]，其中，[目标发动机特征尺寸]之下的第二层分类包括 [短舱最大直径]、[短舱长度]、[风扇直径]。设计人员根据涡扇发动机尺寸、重量、阻力估算操作视窗的提示输入指定参数后，涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块；34运行涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算程序31-2，获得涡扇发动机尺寸、重量、外形阻力等参数并按照上述输出形式将输出结果显示在显示设备5上。图4是本发明中客机飞行性能仿真模块35的输入输出参数的详细结构示意图。 设计人员通过系统交互式操作视窗32与客机飞行性能仿真模块35交互的数据包括[输入参数]和[输出结果]。[输入参数]的第一层分类包括[几何参数]、[重量参数]、[气动参数]、[飞行参数]和[发动机台数]。其中，在[几何参数]之下的第二层分类包括 [机身长度]、[机翼面积]；在[重量参数]之下的第二层分类包括[起飞总重]、[最大载油量]、[发动机重量修正量]；在[气动参数]之下的第二层分类包括[发动机阻力修正量]、[飞机极曲线]；在[飞行参数]之下的第二层分类包括[航程]、[巡航高度]和 [巡航马赫数]，其中，[输出结果]的第一层分类包括[数据]和[曲线]。[数据]之下的第二层分类包括[总飞行时间]、[总燃油消耗]；[曲线]之下的第二层分类包括[客机重量变化规律]、[发动机推力变化规律]、[客机阻力变化规律]和[客机航迹角变化规律]。设计人员根据客机飞行性能操作视窗的提示输入指定参数后，客机飞行性能仿真模块 35运行仿真程序31-3，获得客机飞行性能按照上述输出形式将输出结果显示在显示设备5 上。图5是本发明中的客机/涡扇发动机一体化性能优化模块36的输入输出参数的详细结构示意图。设计人员通过系统交互式操作视窗32与客机/涡扇发动机一体化性能优化模块36交互的数据包括[输入参数]和[输出结果]。[输入参数]的第一层分类包括[遗传算法参数]、[发动机优化参数]和[发动机安装尺寸约束]。其中，在[遗传算法参数]之下的第二层分类包括[初始种群数]、[优化代数]、[变异概率]和[交叉概率]；在[发动机优化参数]之下的第二层分类包括[涵道比范围]、[总压比范围]、[涡轮前温度范围]。[输出结果]的第一层分类包括[数据]和[曲线]。[数据]之下的第二层分类包括[最优发动机总压比]、[最优发动机涡轮前温度]、[最优发动机涵道比]和 [总燃油消耗量]；[曲线]之下的第二层分类包括[各航段性能]。设计人员根据客机/ 涡扇发动机一体化性能优化操作视窗的提示输入指定参数后，客机/涡扇发动机一体化性能优化模块36运行仿真程序3 1-4，获得客机/涡扇发动机一体化优化性能按照上述输出形式将输出结果显示在显示设备5上。图6是本发明客机/涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计方法的流程图， 具体设计方法步骤为第一步，中央处理器1启动系统交互式操作视窗32，设计人员在系统交互视窗32 中通过相应的涡扇发动机设计操作视窗、涡扇发动机尺寸、重量、阻力估算操作视窗、客机飞行性能操作视窗和客机/涡扇发动机一体化性能优化操作视窗的窗口菜单选择一个设计科目，所述的设计科目是指内存模块3中的涡扇发动机设计模块33、涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块34、客机飞行性能仿真模块35和客机/涡扇发动机一体化性能优化模块 36。第二步，中央处理器1切换到相应模块的操作视窗。设计人员根据相应模块的操作视窗的提示输入指定的参数，例如，如果切换的是涡扇发动机设计模块33，则所对应的就是涡扇发动机设计操作视窗，需要输入的指定参数包括设计点需求性能参数、设计点循环参数、设计点高度和马赫数、设计点部件特征参数和非设计点控制规律；如果切换的是涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块34，则所对应的就是涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算操作视窗，需要输入的指定参数包括基线发动机风扇直径、基线发动机重量和目标发动机特征参数；如果切换的是客机飞行性能仿真模块35，则所对应的就是客机飞行性能仿真操作视窗，需要输入的指定参数包括客机几何参数、客机重量参数、客机气动参数、客机飞行参数和客机上发动机台数；如果切换的是客机/涡扇发动机一体化性能优化模块36，则所对应的就是客机/涡扇发动机一体化性能优化操作视窗，需要输入的指定参数包括遗传算法参数、发动机优化参数和发动机安装尺寸约束。第三步，中央处理器2运行相应模块对应的程序，例如，涡扇发动机设计模块33对应的程序为涡扇发动机总体性能仿真程序31-1、涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块34 对应的程序为涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算程序31-2、客机飞行性能仿真模块35对应的程序为客机飞行性能仿真程序31-3、客机/涡扇发动机一体化性能优化模块36对应的程序为客机/涡扇发动机一体化性能优化程序31-4;获得对应的设计结果，并以图形(曲线)或数据的形式显示在显示设备5上，作为为新设计飞机和新设计发动机的性能匹配、优化与评估的依据。所述的设计结果即输出结果，如图2-图5中所示的输出结果。第四步，将设计结果保存至存储设备4中，以便于需要时直接将设计结果从存储设备4中读出。上述的第一步中，如果选择的设计科目为涡扇发动机设计模块33，则可以完成涡扇发动机性能的计算操作；如果选择的设计科目为涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块 34，则可以完成涡扇发动机的尺寸、重量和阻力的估算操作；如果选择的设计科目为客机飞行性能仿真模块35，则可以完成客机飞行性能的仿真操作；如果选择客机/涡扇发动机一体化性能优化模块36，则可以完成客机/涡扇发动机一体化性能优化操作。如有需要，重新执行第一步 第四步，更改输入参数的大小，以完成不同类型客机 /涡扇发动机一体化性能的优化设计工作。本发明提供的客机/涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计方法的创新点包括两点，其一为于系统程序库31中涡扇发动机总体性能仿真程序31-1、涡扇发动机尺寸 /重量/阻力估算程序31-2、客机飞行性能仿真程序31-3、客机/涡扇发动机一体化性能优化程序31-4的类组织结构划分方法，如下所示1)涡扇发动机总体性能仿真程序31-1采用面向对象的编程实现方法，整个程序封装为[涡扇发动机性能仿真类]，根据客机在不同航段对发动机的推力需求和控制规律的不同，派生为涡扇发动机[起飞]、[爬升]、[巡航]、[下滑]和[着陆]五个子类。图 7给出了涡扇发动机总体性能仿真程序31-1的类结构组织图。2)涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算程序31-2采用面向对象的编程实现方法，整个程序封装为[推进系统类]，包括3个子类分别为[尺寸计算类]、[重量计算类]和[阻力计算类]。图8给出了涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算程序31-2的类结构组织图。3)客机飞行性能仿真程序3 1-3用面向对象的编程实现方法，整个程序封装为 [飞行性能仿真类]，该类派生出[起飞类]、[爬升类]、[巡航类]、[下滑类]和[着陆类]五个一级子类。[爬升]一级子类又派生[等当量空速爬升]和[等马赫数爬升]二级子类，[下滑]一级子类又派生出[等当量空速下滑]和[等马赫数下滑]二级子类。图 9给出了客机飞行性能仿真程序31-3的类结构组织图。4)客机/涡扇发动机一体化性能优化程序31-4采用面向对象的编程实现方法，整个程序封装为[飞机/发动机一体化性能优化类]，包括5个一级子类分别为[父代选择类]、[父代交叉类]、[飞行性能适应度计算类]、[基因变异类]、[种群替换类]。其中， [飞行性能适应度计算类]又派生出3个二级子类[涡扇发动机性能仿真类]、[推进系统类]、[飞行性能仿真类]，图10给出了客机/涡扇发动机一体化性能优化程序3 1-4的类结构组织图。本发明提供的客机/涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计方法的另一个创新点为客机/涡扇发动机一体化性能优化模块36利用遗传算法进行发动机方案性能寻优。方法步骤介绍如下优化过程从一组随机分布的[发动机方案优化参数]开始，这组[发动机方案优化参数]被称作初始种群。种群中的个体具体表征为[发动机方案优化参数]，包括[涵道比]、[涡轮前温度]、[总压比]三个参数。种群个体通过[基因变异类]和[父代交叉类]变异和交叉并生成新的个体，遗传算法总期望子代的个体要比父代的个体要好，好坏的标准被称之为适应度。在[客机/涡扇发动机一体化性能优化模块]中利用[飞行性能适应度计算类]计算完成飞行任务所需要的[总燃油消耗]作为种群个体的适应度，[总燃油消耗]越小，适应度越好，种群的个体就越好。当变异和交叉后所出现的新的种群个体在满足[发动机尺寸安装约束]的前提下适应度越好，在本算法中就认为这个种群个体的生存适度比较高，根据遗传规律适者生存的法则，它参与构造新的种群个体的机会就越大。 如下步骤S1-S8为[客机/涡扇发动机一体化性能优化模块]采用遗传算法进行飞机/发动机一体化性能的寻优步骤Si. “产生初始种群”，即给定[初始种群数]m和[优化代数]n，根据[发动机方案优化参数]的选择范围，中央处理器2随机产生初始种群；其中的m和η均为正整数。该初始种群作为父代种群。S2. “种群个体的发动机性能计算”，即针对种群中的每一个个体，中央处理器2调用存放在内存模块3中的客机/涡扇发动机一体化性能优化程序31-4中的二级子类[涡扇发动机性能仿真类]进行种群个体的发动机性能计算，计算结果包括[设计点耗油率]、 [设计点流量]以及[最大起飞推力]；计算过程就是根据涡扇发动机设计模块实现，如图 2。S3. “种群个体的发动机尺寸、重量及阻力修正系数计算”，即根据步骤S2计算的 [设计点流量]、[最大起飞推力]，中央处理器2调用客机/涡扇发动机一体化性能优化程序31-4中的二级子类[推进系统类]计算种群个体的[目标发动机特征尺寸]及[目标发动机重量修正量]及[目标发动机阻力修正量]。其中，[目标发动机特征尺寸]的第二层分类包括[短舱最大直径]、[短舱长度]、[风扇直径]。[设计点流量]与[风扇直径]的修正关系为公式(1)Dfan = 1. 49718+0. 00166*Wa_l· 9136e_7*Wa2 (1)公式(1)中，Dfan为[风扇直径]，单位为[设计点流量]，单位为kg/s。种群个体的发动机重量计算公式为(2)Wengine = (0. 16*Tstaticmax+921)(2)公式⑵中，Wmgim为种群个体的发动机重量，Tstaticmax为种群个体的[最大起飞推力]。公式(3)给出了种群个体的[目标发动机重量修正量]SWmgine定义，其中，Wbase为 [基线发动机重量]。δ Wengine = Wengine-Wbase(3)种群个体的[目标发动机阻力修正量]为公式δ CD/CD = 0. 15657-0. 37544* (Dfan/Dfanbase) +0. 21886* (D fan/Dfanbase) (4)公式G)中，δ CD/CD为种群个体的[目标发动机阻力修正量]，Dfan/Dfanbase为种群个体的发动机[风扇直径]与[基线发动机风扇直径]的比值。S CD、Cd、Dfanbase分别为阻力修正绝对量、阻力系数、基线发动机风扇直径。S4. “种群个体的发动机适应度计算”，中央处理器2利用步骤S3获得的种群个体的[目标发动机阻力修正量]对[飞机极曲线]进行修正，利用[目标发动机重量修正量] 对[起飞总重]进行修正，并调用[客机/涡扇发动机一体化性能优化程序]中的二级子类[飞行性能仿真类]计算[总燃油消耗]，并作为该种群个体的适应度。S5. “种群个体适应度计算”中央处理器2对种群中的个体重复S2-S4步骤m次， 完成初始种群中所有种群个体的适应度计算，根据适应度把初始种群中最好的个体[GM] 保存到存储设备4中。S6. “产生子代种群”(S6-0)选择根据父代种群个体的适应度，利用[父代选择类]对所有个体进行排序，从中选择两个最好的父代种群个体，直接作为子代种群中的2个个体；(S6-1)交叉根据给定的[交叉概率]，利用[父代交叉类]随机交叉两个父代种群个体以产生两个新的子代个体；(S6-2)变异根据给定的[变异概率]，利用[基因变异类]对(S6-1)步骤产生的两个子代个体进行变异产生两个新的子代个体；重复(S6-1) (S6-2)步骤(m_2) /2次，生成子代种群中其余的m_2个个体。S7. “替换”中央处理器2对子代种群中的个体重复S2-S4步骤m次进行适应度计算，根据适应度的大小挑出这一代种群中的最好个体[LM]，并与上一代种群中的最好个体[GM]进行比较，如果[LM]的适应度好于[GM]，[种群替换类]把[LM]的值赋给[GM]并保存到存储设备4中，否则[GM]保持不变；S8. “测验”根据所预设的[优化代数]n，中央处理器2重复S6-S7步骤η次，并且把最好的个体[GM]及其对应的[总燃油消耗量]输出保存到存储设备4中，并在显示设备5上显示。在本文中，最终的[GM]指[最优发动机增压比]、[最优发动机涡轮前温度]、 [最优发动机涵道比]这三个参数的集合。所述的客机/涡扇发动机一体化性能优化模块36中的优化算法除了可以采用遗传算法外，还可以采用如模拟退火、蚁群、粒子群等优化算法。综而言之，本发明[客机/涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置及其方法]应用于一计算机系统上，设计人员在系统交互式操作视窗32上选择设计科目，并根据提示输入指定的参数，由本发明系统完成涡扇发动机总体性能仿真、涡扇发动机尺寸/ 重量/阻力估算、客机飞行性能仿真、客机/涡扇发动机一体化性能优化设计，并将仿真及设计结果以图形显示和数据说明的形式显示在计算机屏幕上，辅助设计人员高效率地完成客机/涡扇发动机一体化性能优化设计。
权利要求
1.客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置，其特征在于所述的设计装置包括输入设备(1)、中央处理器O)、内存模块(3)、存储设备(4)及显示设备(5)，所述的输入设备(1)用于输入操控指令或相关参数至中央处理器O)，所述的中央处理器(2) 用于执行内存模块(3)中的所有程序，存储设备(4)用于保存上述客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置的设计结果，显示设备(5)用于显示操作视窗，提示设计人员输入指定的相关参数，并显示设计结果，上述的输入设备(1)、内存模块(3)、存储设备 (4)和显示设备( 均通过数据线与中央处理器( 进行连接；内存模块(3)中设置有系统程序库(31)、系统交互式操作视窗(32)、涡扇发动机设计模块(3 、涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块(34)、客机飞行性能仿真模块(3 和客机/涡扇发动机一体化性能优化模块(36)；其中，系统程序库(31)存储四个程序，包括涡扇发动机总体性能仿真程序(31-1)、涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算程序(31-2)、客机飞行性能仿真程序(31-3)、客机/涡扇发动机一体化性能优化程序(31-4)；系统交互式操作视窗(32)作用为设计人员通过系统交互式操作视窗(3 中的菜单促发内存模块C3)中的涡扇发动机设计模块(33)、涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块(34)、客机飞行性能仿真模块(3 和客机/涡扇发动机一体化性能优化模块(36)，利用菜单选项中的下拉对话框完成各功能模块相关参数的输入，设计结果或优化结果显示在显示设备(5)上；涡扇发动机设计模块(33)用于显示涡扇发动机设计操作视窗，由设计人员在涡扇发动机设计操作视窗中定义涡扇发动机的[设计点需求性能参数]、[设计点循环参数]、[设计点部件特征参数]和[非设计点控制规律]，在系统程序库(31)中选择并运行涡扇发动机总体性能仿真程序(31-1)，获得设计结果并显示在显示设备(5)的计算机屏幕上；涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块(34)用于显示涡扇发动机尺寸、重量、阻力估算操作视窗，设计人员在涡扇发动机尺寸、重量、阻力估算操作视窗中输入[基线发动机风扇直径]、[基线发动机重量]和[目标发动机特征参数]，选择并运行涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算程序(31-2)，获得[目标发动机特征尺寸]、[目标发动机重量修正量]和[目标发动机阻力修正量]；客机飞行性能仿真模块(35)用于显示客机飞行性能仿真操作视窗，设计人员在客机飞行性能仿真操作视窗中定义飞机[几何参数]、[重量参数]、[气动参数]、[飞行参数]和[发动机台数]，在系统程序库(31)中选择并运行客机飞行性能仿真程序(31-3)，仿真结果显示在显示设备(5)的计算机屏幕上； 客机/涡扇发动机一体化性能优化模块(36)显示客机/涡扇发动机一体化性能优化操作视窗，由设计人员在客机/涡扇发动机一体化性能优化操作视窗上定义[遗传算法参数]、 [发动机优化参数]和[发动机安装尺寸约束]，以客机完成特定飞行任务所消耗的[总燃油消耗量]最小作为优化目标，在系统程序库(31)中选择并运行客机/涡扇发动机一体化性能优化程序(31-4)，优化仿真结果显示在显示设备(5)的计算机屏幕上。
2.根据权利要求1所述的客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置，其特征在于涡扇发动机设计模块(33)中，[设计点需求性能参数]是指需求推力；[设计点循环参数]包括[涵道比]、[涡轮前温度]和[总压比]；[设计点部件特征参数]包括 [旋转部件效率]、[旋转部件压比]、[非旋转部件总压恢复系数]和[燃烧室效率]，设计结果即[输出结果]包括[数据]和[图形显示]，其中，[数据]包括[设计点耗油率]、 [设计点流量]和[最大起飞推力]；[图形显示]包括[速度高度特性]和[温度特性]。
3.根据权利要求1所述的客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置，其特征在于涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块(34)中，[目标发动机特征参数]包括 [风扇设计点马赫数]、[风扇轮毂比]、[设计点流量]；设计结果即[输出结果]包括[目标发动机特征尺寸]、[目标发动机重量修正量]和[目标发动机阻力修正量]，其中，[目标发动机特征尺寸]包括[短舱最大直径]、[短舱长度]和[风扇直径]。
4.根据权利要求1所述的客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置，其特征在于客机飞行性能仿真模块(3 中，在[几何参数]包括[机身长度]和[机翼面积]；[重量参数]包括[起飞总重]、[最大载油量]和[发动机重量修正量]；[气动参数]包括[发动机阻力修正量]和[飞机极曲线]；[飞行参数]包括[航程]、[巡航高度]和[巡航马赫数]，其中，仿真结果即[输出结果]包括[数据]和[曲线]，[数据] 包括[总飞行时间]和[总燃油消耗]；[曲线]包括[客机重量变化规律]、[发动机推力变化规律]、[客机阻力变化规律]和[客机航迹角变化规律]。
5.根据权利要求1所述的客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置，其特征在于客机/涡扇发动机一体化性能优化模块(36)中，[遗传算法参数]包括[初始种群数]、[优化代数]、[变异概率]和[交叉概率]；[发动机优化参数]包括[涵道比范围]、[总压比范围]和[涡轮前温度范围]，设计结果即[输出结果]包括[数据]和 [曲线]，[数据]包括[最优发动机总压比]、[最优发动机涡轮前温度]、[最优发动机涵道比]和[总燃油消耗量]；[曲线]是指[各航段性能]曲线。
6.根据权利要求1所述的客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置，其特征在于涡扇发动机总体性能仿真程序(31-1)采用面向对象的编程实现方法，整个程序封装为[涡扇发动机性能仿真类]，根据客机在不同航段对发动机的推力需求和控制规律的不同，派生为涡扇发动机[起飞]、[爬升]、[巡航]、[下滑]和[着陆]五个子类；涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算程序(31-2)采用面向对象的编程实现方法，整个程序封装为[推进系统类]，包括3个子类分别为[尺寸计算类]、[重量计算类]和[阻力计算类]；客机飞行性能仿真程序(31- 用面向对象的编程实现方法，整个程序封装为[飞行性能仿真类]，该类派生出[起飞类]、[爬升类]、[巡航类]、[下滑类]和[着陆类]五个一级子类，[爬升]一级子类又派生[等当量空速爬升]和[等马赫数爬升]二级子类， [下滑]一级子类又派生出[等当量空速下滑]和[等马赫数下滑]二级子类；客机/涡扇发动机一体化性能优化程序(31-4)采用面向对象的编程实现方法，整个程序封装为[飞机/发动机一体化性能优化类]，包括5个一级子类分别为[父代选择类]、 [父代交叉类]、[飞行性能适应度计算类]、[基因变异类]、[种群替换类]，其中，[飞行性能适应度计算类]又派生出3个二级子类[涡扇发动机性能仿真类]、[推进系统类]、 [飞行性能仿真类]。
7.客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计方法，其特征在于包括如下步骤第一步，中央处理器(1)启动系统交互式操作视窗(32)，设计人员在系统交互视窗 (32)中选择设计科目，所述的设计科目是指内存模块(3)中的涡扇发动机设计模块(33)、 涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块(34)、客机飞行性能仿真模块(35)和客机/涡扇发动机一体化性能优化模块(36)；第二步，中央处理器(1)切换到第一步中相应模块的操作视窗，设计人员根据相应模块的操作视窗的提示输入指定的输入参数；第三步，中央处理器(1)运行相应模块对应的程序，涡扇发动机设计模块(3 对应的程序为涡扇发动机总体性能仿真程序(31-1)、涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块(34) 对应的程序为涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算程序(31-2)、客机飞行性能仿真模块(35) 对应的程序为客机飞行性能仿真程序(31-3)、客机/涡扇发动机一体化性能优化模块(36) 对应的程序为客机/涡扇发动机一体化性能优化程序(31-4)；程序运行后获得对应的设计结果，并以图形曲线或数据的形式显示在显示设备(5)上；第四步，将设计结果保存至存储设备(4)中；此即完成了一次客机/涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计。
8.根据权利要求7所述的客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计方法，其特征在于[客机/涡扇发动机一体化性能优化模块]采用遗传算法进行客机/涡扇发动机一体化性能的寻优，具体步骤如下s1.“产生初始种群”，即给定[初始种群数]m和[优化代数]n，根据[发动机方案优化参数]的选择范围，中央处理器(2)随机产生初始种群；其中m为正偶数且m彡100，η为正整数且11 > 100 ；该初始种群作为父代种群；s2.“种群个体的发动机性能计算”，即针对种群中的每一个个体，中央处理器( 调用存放在内存模块C3)中的客机/涡扇发动机一体化性能优化程序(31-4)中的二级子类[涡扇发动机性能仿真类]进行种群个体的发动机性能计算，计算结果包括[设计点耗油率]、 [设计点流量]以及[最大起飞推力]；计算过程就是根据涡扇发动机设计模块实现；s3.“种群个体的发动机尺寸、重量及阻力修正系数计算”，即根据步骤S2计算的[设计点流量]、[最大起飞推力]，中央处理器( 调用客机/涡扇发动机一体化性能优化程序31-4中的二级子类[推进系统类]计算种群个体的[目标发动机特征尺寸]及[目标发动机重量修正量]及[目标发动机阻力修正量]，其中，[目标发动机特征尺寸]的第二层分类包括[短舱最大直径]、[短舱长度]、[风扇直径]，[设计点流量]与[风扇直径] 的修正关系为公式(1)Dfan = 1. 49718+0. 00166*Wa-l. 9136e_7*Wa2 (1)公式(1)中，Dfan为[风扇直径]，单位为m，Wa* [设计点流量]，单位为kg/s;种群个体的发动机重量计算公式为O)Wengine = (0. 16*Tstaticmax+921)(2)公式(2)中，Wmgim为种群个体的发动机重量，单位为lb，Tstatianax为种群个体的[最大起飞推力]，单位为lb;公式(3)给出了种群个体的[目标发动机重量修正量]SWmgim定义，其中，Wbase为[基线发动机重量]3 ^engine ^engine ^base(3)种群个体的[目标发动机阻力修正量]为公式δ CD/CD = 0. 15657-0. 37544* (Dfan/Dfanbase)+0· 21886* (D fan/Dfanbase) (4)公式⑷中，SCD/CD为种群个体的[目标发动机阻力修正量]，Dfan/Dfanbas为种群个体的发动机[风扇直径]与[基线发动机风扇直径]的比值，SCD、CD、Dfanb_分别为种群个体的目标发动机阻力系数、阻力修正绝对量、基线发动机风扇直径；·54.“种群个体的发动机适应度计算”，中央处理器( 利用步骤S3获得的种群个体的 [目标发动机阻力修正量]对[飞机极曲线]进行修正，利用[目标发动机重量修正量]对 [起飞总重]进行修正，并调用[客机/涡扇发动机一体化性能优化程序]中的二级子类 [飞行性能仿真类]计算[总燃油消耗]，并作为该种群个体的适应度；·55.“种群个体适应度计算”中央处理器( 对种群中的个体重复S2-S4步骤m次，完成初始种群中所有种群个体的适应度计算，根据适应度把初始种群中最好的个体[GM]保存到存储设备中；·56.“产生子代种群”(S6-0)选择根据父代种群个体的适应度，利用[父代选择类]对所有个体进行排序， 从中选择两个最好的父代种群个体，直接作为子代种群中的2个个体；(S6-1)交叉根据给定的[交叉概率]，利用[父代交叉类]随机交叉两个父代种群个体以产生两个新的子代个体；(S6-2)变异根据给定的[变异概率]，利用[基因变异类]对(S6-1)步骤产生的两个子代个体进行变异产生两个新的子代个体；重复(S6-1) (S6-2)步骤(m-2)/2次，生成子代种群中其余的m-2个个体；·57.“替换”中央处理器( 对子代种群中的个体重复S2-S4步骤m次进行适应度计算，根据适应度的大小挑出这一代种群中的最好个体[LM]，并与上一代种群中的最好个体 [GM]进行比较，如果[LM]的适应度好于[GM]，[种群替换类]把[LM]的值赋给[GM]并保存到存储设备中，否则[GM]保持不变；·58.“测验”根据所预设的[优化代数]n，中央处理器( 重复S6-S7步骤η次，并且把最好的个体[GM]及其对应的[总燃油消耗量]输出保存到存储设备(4)中，并在显示设备(5)上显示；最终的[GM]指[最优发动机增压比]、[最优发动机涡轮前温度]、[最优发动机涵道比]这三个参数的集合。
全文摘要
本发明公开一种客机与涡扇发动机一体化性能优化计算机辅助设计装置及其方法，属于航空发动机技术领域。所述的设计装置通过数据线将输入设备、中央处理器、内存模块、存储设备及显示设备进行连接；内存模块包括系统程序库、系统交互式操作视窗、涡扇发动机设计模块、涡扇发动机尺寸/重量/阻力估算模块、客机飞行性能仿真模块和客机/涡扇发动机一体化性能优化模块。利用本发明，能够快速、全面的考虑飞机与涡扇发动机技术参数的相互要求和影响，开展已有飞机和已有发动机的性能匹配计算与评估、新设计飞机和新设计发动机的性能匹配计算、优化与评估研究。
文档编号G06F17/50GK102495924SQ201110389440
公开日2012年6月13日 申请日期2011年11月30日 优先权日2011年11月30日
发明者唐海龙, 欧阳辉, 陈敏 申请人:北京航空航天大学