[发明专利]一种变几何进气道与发动机的一体化建模方法

说明书

本发明公开了一种变几何进气道与发动机的一体化建模方法，包括如下步骤：步骤S1、根据GasTurb特性图建立双轴涡扇发动机部件级模型；步骤S2、建立变几何进气道节流特性图；步骤S3、根据所述变几何进气道节流特性图建立变几何进气道零维模型；步骤S4、对步骤S1确定的双轴涡扇发动机部件级模型，以及步骤S3确定的变几何进气道零维模型，然后进行匹配操作，得到进气道与发动机一体化模型。本发明设计的一种变几何进气道与发动机的一体化建模方法，解决了传统发动机模型没有考虑进气道调节和进气道阻力的问题。所提出的变几何进气道节流特性与传统的定几何进气道节流特性相比实现了对变几何进气道由CFD模型向零维数学模型的转化。

技术领域

本发明涉及航空发动机慢车以上状态的建模与仿真领域，尤其涉及一种变几何进气道与发动机的一体化建模方法。

背景技术

航空发动机是一个十分复杂的气动热力过程系统，为了对航空发动机进行良好的控制、预报及故障诊断，首先必须对航空发动机的特性进行分析和测定，建立航空发动机的数学模型，这是发动机控制系统研制过程中必不可少的重要任务。航空发动机数学模型拥有非常广泛的用途，它是对发动机实施控制、诊断的前提和基础。通过计算机建立航空发动机性能仿真模型并对其进行优化，对于缩短发动机数控系统的设计及测试周期，降低研发成本，避免试车风险等具有重要的意义。

进气道和发动机都是飞机推进系统的重要组成部分，当飞机推进系统工作时，进气道和发动机存在着流量匹配问题，只有进气道和发动机匹配良好，才能使推进系统高效率地工作。对于超声速发动机而言，一个设计合理的进气道模型能够有效对来流气体进行压缩，提高发动机的性能。随着航空发动机研究的不断发展，进气道与发动机的匹配以及综合性能优化问题越来越成为发动机控制领域研究的重点内容。由于实际发动机工作在不同工况下，飞行高度、马赫数、攻角等变化范围很大，进气道需要匹配不同工况下的发动机流量特性，通过对进气道进行变几何调节，使进气道有较高的流量系数、总压恢复系数和较小的气动阻力，使进气道和发动机共同工作在最佳状态。进气道调节的主要方式有：移动楔面位置、调节压缩面角度、调节喉道面积、调节进口面积和增加旁路系统。建立超声速进气道/发动机一体化部件级模型，是进行进气道/发动机一体化综合控制的前提和基础。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种变几何进气道与发动机的一体化建模方法，本发明主要在于以某小涵道比双转子加力混合排气涡扇发动机为研究对象，针对进气道和发动机模型匹配的问题，采用进气道CFD计算数据建立变几何进气道零维模型，通过进气道和发动机流量匹配建立进气道与发动机一体化模型，显著提高了发动机模型的仿真精度，使模型输出特性更接近实际发动机。

为实现上述的目的，本发明提供一种变几何进气道与发动机的一体化建模方法，包括如下步骤：

步骤S1、根据GasTurb特性图建立双轴涡扇发动机部件级模型；

步骤S2、对变几何进气道进行CFD计算，得到输出数据，再根据输出数据建立变几何进气道节流特性图；

步骤S3、根据所述变几何进气道节流特性图建立变几何进气道零维模型；

步骤S4、对步骤S1确定的双轴涡扇发动机部件级模型，以及步骤S3确定的变几何进气道零维模型，然后进行匹配操作，得到进气道与发动机一体化模型。

进一步的，在所述步骤S1中，所述GasTurb特性图是指从燃气轮机性能分析软件GasTurb中获取的双轴涡扇发动机旋转部件特性图；

所述双轴涡扇发动机部件级模型是指：首先根据气动热力学建立发动机各部件的数学模型，然后再根据相邻部件的静压平衡方程和流量平衡方程，以及旋转部件的功率平衡方程建立双轴涡扇发动机部件级模型。