一種基于計(jì)算機(jī)平臺的多風(fēng)扇渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種基于計(jì)算機(jī)平臺的多風(fēng)扇渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：1)使用NSGA-II多目標(biāo)遺傳算法分析設(shè)計(jì)變量的設(shè)計(jì)權(quán)重，并設(shè)定設(shè)計(jì)參數(shù)的迭代次數(shù)和增量；2)設(shè)計(jì)參數(shù)輸入推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)單元；3)進(jìn)行推進(jìn)系統(tǒng)機(jī)構(gòu)布局，設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力性能、流場分布和非設(shè)計(jì)點(diǎn)工作性能進(jìn)行模擬計(jì)算，得到推進(jìn)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)參數(shù)和性能參數(shù)；4)把得到推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)參數(shù)和性能參數(shù)輸入飛推一體化設(shè)計(jì)單元；5)進(jìn)行飛行器和推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)；6)把各項(xiàng)計(jì)算性能參數(shù)輸入整體優(yōu)化模塊中進(jìn)行總體性能評估，記錄評估結(jié)果。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有大幅縮短整機(jī)設(shè)計(jì)周期和成本等優(yōu)點(diǎn)。
【專利說明】一種基于計(jì)算機(jī)平臺的多風(fēng)扇渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種客機(jī)發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)方法，尤其是涉及一種基于計(jì)算機(jī)平臺的多風(fēng)扇 渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 多風(fēng)扇渦輪發(fā)動機(jī)是下一代民用寬體客機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)，由于其在結(jié)構(gòu)上和現(xiàn)在的 渦扇發(fā)動機(jī)區(qū)別大，因此傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)軟件無法使用。目前，對多風(fēng)扇渦輪發(fā)動機(jī)的設(shè)計(jì)主要 是通過經(jīng)驗(yàn)公式配合實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)來實(shí)現(xiàn)，但是其缺點(diǎn)是：成本高，設(shè)計(jì)參數(shù)有限，設(shè)計(jì)周期長 等，因此無法高效實(shí)現(xiàn)大量數(shù)據(jù)的同時(shí)處理。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明的目的就是為了克服上述現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷而提供一種基于計(jì)算機(jī)平 臺的多風(fēng)扇渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)方法。
[0004] 本發(fā)明的目的可以通過以下技術(shù)方案來實(shí)現(xiàn)：
[0005] -種基于計(jì)算機(jī)平臺的多風(fēng)扇渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)方法，其特征在于，包括以下步 驟：
[0006] 1)使用NSGA-II多目標(biāo)遺傳算法分析設(shè)計(jì)變量的設(shè)計(jì)權(quán)重，并設(shè)定設(shè)計(jì)參數(shù)的迭 代次數(shù)和增量；
[0007] 2)設(shè)計(jì)參數(shù)輸入推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)單元；
[0008] 3)進(jìn)行推進(jìn)系統(tǒng)機(jī)構(gòu)布局，設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力性能、流場分布和非設(shè)計(jì)點(diǎn)工作性能進(jìn)行 模擬計(jì)算，得到推進(jìn)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)參數(shù)和性能參數(shù)；
[0009] 4)把得到推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)參數(shù)和性能參數(shù)輸入飛推一體化設(shè)計(jì)單元；
[0010] 5)進(jìn)行飛行器和推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)；
[0011] 6)把各項(xiàng)計(jì)算性能參數(shù)輸入整體優(yōu)化模塊中進(jìn)行總體性能評估，記錄評估結(jié)果：
[0012] 7)根據(jù)步驟1)設(shè)定的增量重新選取設(shè)計(jì)參數(shù)，并且重復(fù)執(zhí)行步驟2)到6)，直至 設(shè)定的迭代次數(shù)；
[0013] 8)使用設(shè)計(jì)優(yōu)化模塊中的結(jié)果可視化程序進(jìn)行不同設(shè)計(jì)參數(shù)評估結(jié)果分析，進(jìn)而 選取最佳設(shè)計(jì)方案。
[0014] 所述的推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)單元具體步驟如下：
[0015] 101)對推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)工況點(diǎn)一維熱力學(xué)計(jì)算；
[0016] 102)計(jì)算推進(jìn)風(fēng)扇的數(shù)量、尺寸、性能參數(shù)和進(jìn)氣口流場狀態(tài)數(shù)據(jù)；
[0017] 103)根據(jù)進(jìn)氣口流場分布，使用平行壓氣機(jī)模擬法（PARALLELCOMPRESSOR METHOD)對一維熱力學(xué)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行修正；
[0018] 104)使用平行流線擬合法（PARELLELSTREAMMETHOD)進(jìn)行推進(jìn)系統(tǒng)非設(shè)計(jì)工況 點(diǎn)一維熱力學(xué)計(jì)算；
[0019] 105)進(jìn)行推力風(fēng)扇三維流體計(jì)算，并用計(jì)算數(shù)據(jù)修正所有工況點(diǎn)的一維熱力學(xué)計(jì) 算結(jié)果。
[0020] 所述的進(jìn)氣口流場狀態(tài)計(jì)算采用二維流線計(jì)算法（STREAMLINE⑶RVATURE)或三 維數(shù)值模擬法。
[0021] 所述的非設(shè)計(jì)工況點(diǎn)包括起飛階段、爬升階段、最大巡航高度階段和時(shí)速階段。
[0022] 所述的飛推一體化設(shè)計(jì)單元具體步驟如下：
[0023] 201)設(shè)計(jì)推進(jìn)風(fēng)扇和飛機(jī)之間的安裝布局；
[0024] 202)設(shè)計(jì)渦輪發(fā)電機(jī)單元和飛機(jī)之間的安裝布局；
[0025] 203)計(jì)算飛機(jī)機(jī)身對發(fā)動機(jī)進(jìn)行流場的影響，并且對推進(jìn)系統(tǒng)耗油量和產(chǎn)生推力 數(shù)據(jù)進(jìn)行修正；
[0026] 204)對飛機(jī)進(jìn)行整機(jī)風(fēng)洞數(shù)值模擬，并且對步驟201)和步驟202)中的布局進(jìn)行 修正；
[0027] 205)計(jì)算最終的燃油消耗率、排放量和起飛噪音。
[0028] 與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有以下優(yōu)點(diǎn)：
[0029] 1)大幅縮短整機(jī)設(shè)計(jì)周期和成本；
[0030] 2)程序|旲塊化處理，大大提商系統(tǒng)的運(yùn)行效率；
[0031] 3)具有良好的擴(kuò)展性。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0032] 圖1為設(shè)計(jì)方法整體架構(gòu)圖；
[0033] 圖2為本發(fā)明具體流程圖；
[0034] 圖3為本發(fā)明設(shè)計(jì)參數(shù)輸入界面。

【具體實(shí)施方式】
[0035] 下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0036] 實(shí)施例
[0037] 圖1所示為本發(fā)明的整體構(gòu)架圖。系統(tǒng)采用串聯(lián)模式，主要由推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)單元， 飛推一體化設(shè)計(jì)單元和整體優(yōu)化單元組成。針對每一個(gè)設(shè)計(jì)任務(wù)，系統(tǒng)會自動對所有可能 設(shè)計(jì)方案進(jìn)行計(jì)算，然后通過結(jié)果分析，篩選出最佳設(shè)計(jì)方案。
[0038] 圖2所示為本發(fā)明的具體流程。下面通過設(shè)計(jì)一臺裝配某型號寬體民航客機(jī)的多 風(fēng)扇渦輪系統(tǒng)為例，對各步驟進(jìn)行詳細(xì)描述：
[0039] 在步驟1中，使用多目標(biāo)遺傳算法分析設(shè)計(jì)變量的設(shè)計(jì)權(quán)重，總結(jié)設(shè)計(jì)參數(shù)的迭 代次序和增量；
[0040] 其中多目標(biāo)遺傳算法是指同時(shí)實(shí)施最優(yōu)化的問題就是多目標(biāo)優(yōu)化問題，也可稱為 多準(zhǔn)則優(yōu)化問題、多性能優(yōu)化問題或者矢量優(yōu)化問題，多目標(biāo)優(yōu)化問題的數(shù)學(xué)表達(dá)式為：
[0041] 目標(biāo)函數(shù)fm(x)， m=l，2，…，M
[0042] 約束函數(shù) gj(x)彡0， j= 1，2，…，J
[0043]hk(x) = 0, k= 1,2,K

【權(quán)利要求】
1. 一種基于計(jì)算機(jī)平臺的多風(fēng)扇潤輪發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)方法，其特征在于，包括w下步驟： 1) 使用NSGA-II多目標(biāo)遺傳算法分析設(shè)計(jì)變量的設(shè)計(jì)權(quán)重，并設(shè)定設(shè)計(jì)參數(shù)的迭代次 數(shù)和增量； 2) 設(shè)計(jì)參數(shù)輸入推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)單元； 3) 進(jìn)行推進(jìn)系統(tǒng)機(jī)構(gòu)布局，設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力性能、流場分布和非設(shè)計(jì)點(diǎn)工作性能進(jìn)行模擬 計(jì)算，得到推進(jìn)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)參數(shù)和性能參數(shù)； 4) 把得到推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)參數(shù)和性能參數(shù)輸入飛推一體化設(shè)計(jì)單元； 5) 進(jìn)行飛行器和推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)； 6) 把各項(xiàng)計(jì)算性能參數(shù)輸入整體優(yōu)化模塊中進(jìn)行總體性能評估，記錄評估結(jié)果； 7) 根據(jù)步驟1)設(shè)定的增量重新選取設(shè)計(jì)參數(shù)，并且重復(fù)執(zhí)行步驟2)到6)，直至設(shè)定 的迭代次數(shù)； 8) 使用設(shè)計(jì)優(yōu)化模塊中的結(jié)果可視化程序進(jìn)行不同設(shè)計(jì)參數(shù)評估結(jié)果分析，進(jìn)而選取 最佳設(shè)計(jì)方案。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于計(jì)算機(jī)平臺的多風(fēng)扇潤輪發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)方法，其特征 在于，所述的推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)單元具體步驟如下： 101) 對推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)工況點(diǎn)一維熱力學(xué)計(jì)算； 102) 計(jì)算推進(jìn)風(fēng)扇的數(shù)量、尺寸、性能參數(shù)和進(jìn)氣口流場狀態(tài)數(shù)據(jù)； 103) 根據(jù)進(jìn)氣口流場分布，使用平行壓氣機(jī)模擬法對一維熱力學(xué)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行修正； 104) 使用平行流線擬合法進(jìn)行推進(jìn)系統(tǒng)非設(shè)計(jì)工況點(diǎn)一維熱力學(xué)計(jì)算； 105) 進(jìn)行推力風(fēng)扇H維流體計(jì)算，并用計(jì)算數(shù)據(jù)修正所有工況點(diǎn)的一維熱力學(xué)計(jì)算結(jié) 果。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種基于計(jì)算機(jī)平臺的多風(fēng)扇潤輪發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)方法，其特征 在于，所述的進(jìn)氣口流場狀態(tài)計(jì)算采用二維流線計(jì)算法或H維數(shù)值模擬法。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種基于計(jì)算機(jī)平臺的多風(fēng)扇潤輪發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)方法，其特征 在于，所述的非設(shè)計(jì)工況點(diǎn)包括起飛階段、爬升階段、最大巡航高度階段和時(shí)速階段。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于計(jì)算機(jī)平臺的多風(fēng)扇潤輪發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)方法，其特征 在于，所述的飛推一體化設(shè)計(jì)單元具體步驟如下： 201) 設(shè)計(jì)推進(jìn)風(fēng)扇和飛機(jī)之間的安裝布局； 202) 設(shè)計(jì)潤輪發(fā)電機(jī)單元和飛機(jī)之間的安裝布局； 203) 計(jì)算飛機(jī)機(jī)身對發(fā)動機(jī)進(jìn)行流場的影響，并且對推進(jìn)系統(tǒng)耗油量和產(chǎn)生推力數(shù)據(jù) 進(jìn)行修正； 204) 對飛機(jī)進(jìn)行整機(jī)風(fēng)洞數(shù)值模擬，并且對步驟201)和步驟202)中的布局進(jìn)行修 正； 205) 計(jì)算最終的燃油消耗率、排放量和起飛噪音。
【文檔編號】G06F17/50GK104346499SQ201410663693
【公開日】2015年2月11日 申請日期:2014年11月19日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月19日
【發(fā)明者】劉程遠(yuǎn), 斯夏依, 滕金芳 申請人:上海交通大學(xué)