一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法
【专利摘要】本发明涉及一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法，包括以下步骤：1)使用NSGA-II多目标遗传算法分析设计变量的设计权重，并设定设计参数的迭代次数和增量；2)设计参数输入推进系统设计单元；3)进行推进系统机构布局，设计点热力性能、流场分布和非设计点工作性能进行模拟计算，得到推进系统的结构参数和性能参数；4)把得到推进系统结构参数和性能参数输入飞推一体化设计单元；5)进行飞行器和推进系统的一体化设计；6)把各项计算性能参数输入整体优化模块中进行总体性能评估，记录评估结果。与现有技术相比，本发明具有大幅缩短整机设计周期和成本等优点。
【专利说明】一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种客机发动机设计方法，尤其是涉及一种基于计算机平台的多风扇 涡轮发动机设计方法。
【背景技术】
[0002] 多风扇涡轮发动机是下一代民用宽体客机的推进系统，由于其在结构上和现在的 涡扇发动机区别大，因此传统的设计软件无法使用。目前，对多风扇涡轮发动机的设计主要 是通过经验公式配合实验数据来实现，但是其缺点是：成本高，设计参数有限，设计周期长 等，因此无法高效实现大量数据的同时处理。
【发明内容】
[0003] 本发明的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供一种基于计算机平 台的多风扇涡轮发动机设计方法。
[0004] 本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：
[0005] -种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法，其特征在于，包括以下步 骤：
[0006] 1)使用NSGA-II多目标遗传算法分析设计变量的设计权重，并设定设计参数的迭 代次数和增量；
[0007] 2)设计参数输入推进系统设计单元；
[0008] 3)进行推进系统机构布局，设计点热力性能、流场分布和非设计点工作性能进行 模拟计算，得到推进系统的结构参数和性能参数；
[0009] 4)把得到推进系统结构参数和性能参数输入飞推一体化设计单元；
[0010] 5)进行飞行器和推进系统的一体化设计；
[0011] 6)把各项计算性能参数输入整体优化模块中进行总体性能评估，记录评估结果：
[0012] 7)根据步骤1)设定的增量重新选取设计参数，并且重复执行步骤2)到6)，直至 设定的迭代次数；
[0013] 8)使用设计优化模块中的结果可视化程序进行不同设计参数评估结果分析，进而 选取最佳设计方案。
[0014] 所述的推进系统设计单元具体步骤如下：
[0015] 101)对推进系统进行设计工况点一维热力学计算；
[0016] 102)计算推进风扇的数量、尺寸、性能参数和进气口流场状态数据；
[0017] 103)根据进气口流场分布，使用平行压气机模拟法（PARALLELCOMPRESSOR METHOD)对一维热力学计算结果进行修正；
[0018] 104)使用平行流线拟合法（PARELLELSTREAMMETHOD)进行推进系统非设计工况 点一维热力学计算；
[0019] 105)进行推力风扇三维流体计算，并用计算数据修正所有工况点的一维热力学计 算结果。
[0020] 所述的进气口流场状态计算采用二维流线计算法（STREAMLINE⑶RVATURE)或三 维数值模拟法。
[0021] 所述的非设计工况点包括起飞阶段、爬升阶段、最大巡航高度阶段和时速阶段。
[0022] 所述的飞推一体化设计单元具体步骤如下：
[0023] 201)设计推进风扇和飞机之间的安装布局；
[0024] 202)设计涡轮发电机单元和飞机之间的安装布局；
[0025] 203)计算飞机机身对发动机进行流场的影响，并且对推进系统耗油量和产生推力 数据进行修正；
[0026] 204)对飞机进行整机风洞数值模拟，并且对步骤201)和步骤202)中的布局进行 修正；
[0027] 205)计算最终的燃油消耗率、排放量和起飞噪音。
[0028] 与现有技术相比，本发明具有以下优点：
[0029] 1)大幅缩短整机设计周期和成本；
[0030] 2)程序|旲块化处理，大大提商系统的运行效率；
[0031] 3)具有良好的扩展性。
【专利附图】
【附图说明】
[0032] 图1为设计方法整体架构图；
[0033] 图2为本发明具体流程图；
[0034] 图3为本发明设计参数输入界面。
【具体实施方式】
[0035] 下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
[0036] 实施例
[0037] 图1所示为本发明的整体构架图。系统采用串联模式，主要由推进系统设计单元， 飞推一体化设计单元和整体优化单元组成。针对每一个设计任务，系统会自动对所有可能 设计方案进行计算，然后通过结果分析，筛选出最佳设计方案。
[0038] 图2所示为本发明的具体流程。下面通过设计一台装配某型号宽体民航客机的多 风扇涡轮系统为例，对各步骤进行详细描述：
[0039] 在步骤1中，使用多目标遗传算法分析设计变量的设计权重，总结设计参数的迭 代次序和增量；
[0040] 其中多目标遗传算法是指同时实施最优化的问题就是多目标优化问题，也可称为 多准则优化问题、多性能优化问题或者矢量优化问题，多目标优化问题的数学表达式为：
[0041] 目标函数fm(x)， m=l，2，…，M
[0042] 约束函数 gj(x)彡0， j= 1，2，…，J
[0043]hk(x) = 0, k= 1,2,K
【权利要求】
1. 一种基于计算机平台的多风扇润轮发动机设计方法，其特征在于，包括w下步骤： 1) 使用NSGA-II多目标遗传算法分析设计变量的设计权重，并设定设计参数的迭代次 数和增量； 2) 设计参数输入推进系统设计单元； 3) 进行推进系统机构布局，设计点热力性能、流场分布和非设计点工作性能进行模拟 计算，得到推进系统的结构参数和性能参数； 4) 把得到推进系统结构参数和性能参数输入飞推一体化设计单元； 5) 进行飞行器和推进系统的一体化设计； 6) 把各项计算性能参数输入整体优化模块中进行总体性能评估，记录评估结果； 7) 根据步骤1)设定的增量重新选取设计参数，并且重复执行步骤2)到6)，直至设定 的迭代次数； 8) 使用设计优化模块中的结果可视化程序进行不同设计参数评估结果分析，进而选取 最佳设计方案。
2. 根据权利要求1所述的一种基于计算机平台的多风扇润轮发动机设计方法，其特征 在于，所述的推进系统设计单元具体步骤如下： 101) 对推进系统进行设计工况点一维热力学计算； 102) 计算推进风扇的数量、尺寸、性能参数和进气口流场状态数据； 103) 根据进气口流场分布，使用平行压气机模拟法对一维热力学计算结果进行修正； 104) 使用平行流线拟合法进行推进系统非设计工况点一维热力学计算； 105) 进行推力风扇H维流体计算，并用计算数据修正所有工况点的一维热力学计算结 果。
3. 根据权利要求2所述的一种基于计算机平台的多风扇润轮发动机设计方法，其特征 在于，所述的进气口流场状态计算采用二维流线计算法或H维数值模拟法。
4. 根据权利要求2所述的一种基于计算机平台的多风扇润轮发动机设计方法，其特征 在于，所述的非设计工况点包括起飞阶段、爬升阶段、最大巡航高度阶段和时速阶段。
5. 根据权利要求1所述的一种基于计算机平台的多风扇润轮发动机设计方法，其特征 在于，所述的飞推一体化设计单元具体步骤如下： 201) 设计推进风扇和飞机之间的安装布局； 202) 设计润轮发电机单元和飞机之间的安装布局； 203) 计算飞机机身对发动机进行流场的影响，并且对推进系统耗油量和产生推力数据 进行修正； 204) 对飞机进行整机风洞数值模拟，并且对步骤201)和步骤202)中的布局进行修 正； 205) 计算最终的燃油消耗率、排放量和起飞噪音。
【文档编号】G06F17/50GK104346499SQ201410663693
【公开日】2015年2月11日 申请日期:2014年11月19日 优先权日:2014年11月19日
【发明者】刘程远, 斯夏依, 滕金芳 申请人:上海交通大学