基于嵌套优化的变循环发动机总体设计方法

本发明属于航空宇航推进理论与工程中的系统建模与仿真领域，具体涉及一种变循环发动机总体设计方法。

背景技术：

1、在涡扇发动机总体设计方面，国外的发动机设计体系已经较为完善，各大发动机公司大量采用飞/发一体化的设计方法，建有完整的包含设计软件、设计数据库、设计规范与设计经验在内的设计体系，包括美国、俄罗斯、英国以及法国的多家公司和机构。其中华盛顿大学的jack d.mattingly提出了一种具有较高应用价值的发动机总体设计方法，并基于该方法开发了一款aedsys航空发动机设计软件。该软件从飞机需求的角度去制定发动机相关设计参数，使设计的发动机可满足飞机相关任务需求。为此国内外借鉴该方法及软件开展了一系列关于涡扇发动机总体设计方法研究。

2、在国外的研究中，美国得克萨斯州大学的harinkumar r.patel利用发动机建模软件对ace发动机进行参数循环分析，其研究结果表明ace发动机相较于现役发动机，可根据飞行情况改变发动机变几何参数使发动机在推力及耗油率性能上具有更好的优势。美国密西根大学的john p.jasa对变循环发动机设计点进行优化，这项研究提出了一种变循环发动机总体设计优化方法。比利时皇家军事学院的peter vyvey等人采用ecosimpro软件建立了ge21变循环发动机数学模型，从而计算出新型涡轮加速器的重量。国外各发动机公司也采用飞/发一体化的设计方法，形成相应的飞行器设计软件供其模拟仿真应用。

3、国内各大高校及研究所针对变循环发动机总体设计及建模也已进行了诸多探索研究，西北工业周红博士通过建立变循环发动机飞/发一体化设计模型研究发动机安装特性及稳态性能，其研究结果表明，相较于小涵道比涡扇发动机，变循环发动机可有效提升发动机性能，并在满足飞机任务需求的同时减小油耗。北京航空航天大学唐海龙教授团队针对自适应循环发动机多种模式开展数学模型研究，其结果表明在不同模式下，发动机数学模型中的平衡方程是会发生变化的。马松等人在ace发动机总体设计中也考虑了进气道内外流特性对发动机总体性能的影响，并开展了发动机设计参数选取和性能优化的研究。然而上述的总体设计研究均未考虑ace发动机多模式特征以及ace发动机在飞机任务需求下的模式判别，致使设计方法无法准确表征出发动机的设计点性能及飞行任务段性能，限制了ace发动机性能的发挥。

4、综合上述分析，国内在变循环发动机总体设计研究中开展了许多研究，但目前的总体设计研究仍采用常规航空发动机总体设计方法，并未考虑到模态转换对发动机总体设计参数选择的影响。如若忽略这一因素，将会造成设计性能上的“浪费”。只有对此深入研究，才可为ace发动机总体设计提供切实可靠的设计方案。为此，研究自适应变循环发动机总体设计方法具有重要意义。

技术实现思路

1、本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术所存在的未考虑模态转换对发动机总体设计参数选择的影响的不足，提供一种基于嵌套优化的变循环发动机总体设计方法，使用嵌套优化方法同时进行变循环发动机的循环参数和控制变量的优化，使设计的变循环发动机能充分发挥其性能，提高发动机在飞行任务中的性能。

2、本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：

3、一种基于嵌套优化的变循环发动机总体设计方法，使用嵌套优化方法同时进行变循环发动机的循环参数和控制变量的优化；所述嵌套优化方法具体如下：以变循环发动机的全飞行包线总耗油量最低为优化目标，以设计点循环参数在预设范围内为约束条件，对变循环发动机的设计点循环参数进行外层优化；在所述外层优化的每一次迭代过程中，首先基于当前的循环参数构建相应的变循环发动机部件级模型，然后基于所构建的变循环发动机部件级模型，以各飞行任务段变循环发动机的耗油量最小为优化目标，以变循环发动机输出推力及运行参数满足限制条件为约束条件，对各飞行任务段变循环发动机的控制变量进行内层优化。

4、优选地，使用粒子群优化方法对变循环发动机的设计点循环参数进行外层优化。

5、优选地，使用序列二次规划方法对各飞行任务段变循环发动机的控制变量进行内层优化。

6、优选地，所述变循环发动机的循环参数至少包括以下参数之一：flade涵道流量与风扇进口流量之比α，副外涵流量与cdfs进口流量之比α1，外涵总流量与高压压气机进口流量之比α2，flade部件压比πflade，风扇压比πf，cdfs部件压比πcdfs，高压压气机压比πch，燃烧室温度tt4。

7、优选地，所述变循环发动机的控制变量至少包括以下参数之一：flade导叶角θflade，风扇导叶角θf，cdfs导叶角θcdfs，高压压气机导叶角θch，模式选择阀角度θmsv，前涵道引射器面积afvabi，后涵道引射器面积arvabi，尾喷管喉道面积a8，flade喷管喉道面积a18和燃油量mf。

8、基于同一发明构思还可以得到以下技术方案：

9、一种变循环发动机，使用如上任一技术方案所述基于嵌套优化的变循环发动机总体设计方法设计得到。

10、相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：

11、本发明对变循环发动机在设计阶段根据参数循环分析、性能循环分析及安装性能分析，通过内外嵌套的优化算法同时调节发动机设计点循环参数及非设计点各飞行任务段控制变量，进而优化变循环发动机总体性能，为提高自适应变循环发动机总体性能提供参考依据。

技术特征：

1.一种基于嵌套优化的变循环发动机总体设计方法，其特征在于，使用嵌套优化方法同时进行变循环发动机的循环参数和控制变量的优化；所述嵌套优化方法具体如下：以变循环发动机的全飞行包线总耗油量最低为优化目标，以设计点循环参数在预设范围内为约束条件，对变循环发动机的设计点循环参数进行外层优化；在所述外层优化的每一次迭代过程中，首先基于当前的循环参数构建相应的变循环发动机部件级模型，然后基于所构建的变循环发动机部件级模型，以各飞行任务段变循环发动机的耗油量最小为优化目标，以变循环发动机输出推力及运行参数满足限制条件为约束条件，对各飞行任务段变循环发动机的控制变量进行内层优化。

2.如权利要求1所述基于嵌套优化的变循环发动机总体设计方法，其特征在于，使用粒子群优化方法对变循环发动机的设计点循环参数进行外层优化。

3.如权利要求1所述基于嵌套优化的变循环发动机总体设计方法，其特征在于，使用序列二次规划方法对各飞行任务段变循环发动机的控制变量进行内层优化。

4.如权利要求1所述基于嵌套优化的变循环发动机总体设计方法，其特征在于，所述变循环发动机的循环参数至少包括以下参数之一：flade涵道流量与风扇进口流量之比α，副外涵流量与cdfs进口流量之比α1，外涵总流量与高压压气机进口流量之比α2，flade部件压比πflade，风扇压比πf，cdfs部件压比πcdfs，高压压气机压比πch，燃烧室温度tt4。

5.如权利要求1所述基于嵌套优化的变循环发动机总体设计方法，其特征在于，所述变循环发动机的控制变量至少包括以下参数之一：flade导叶角θflade，风扇导叶角θf，cdfs导叶角θcdfs，高压压气机导叶角θch，模式选择阀角度θmsv，前涵道引射器面积afvabi，后涵道引射器面积arvabi，尾喷管喉道面积a8，flade喷管喉道面积a18和燃油量mf。

6.一种变循环发动机，其特征在于，使用如权利要求1～5任一项所述基于嵌套优化的变循环发动机总体设计方法设计得到。

技术总结
本发明公开了一种基于嵌套优化的变循环发动机总体设计方法。以变循环发动机的全飞行包线总耗油量最低为优化目标，以设计点循环参数在预设范围内为约束条件，对变循环发动机的设计点循环参数进行外层优化；在外层优化的每一次迭代过程中，首先基于当前的循环参数构建相应的变循环发动机部件级模型，然后基于所构建的变循环发动机部件级模型，以各飞行任务段变循环发动机的耗油量最小为优化目标，以变循环发动机输出推力及运行参数满足限制条件为约束条件，对各飞行任务段变循环发动机的控制变量进行内层优化。相比现有技术，本发明同时进行循环参数和控制变量的优化，使设计的变循环发动机能充分发挥其性能，提高发动机在飞行任务中的性能。

技术研发人员：陈浩颖,石泽新,王一凡,刘轩恺,汪勇,郑前钢,张海波
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：
技术公布日：2024/9/23