[发明专利]航空发动机非线性模型建模方法

摘要

本发明属于航空发动机技术领域，具体为一种航空发动机非线性模型建模方法。本发明方法包括：发动机设计点非线性模型的计算，发送机过渡态非线性模型的计算；前者包括建立发动机分段模型，根据航空发动机的构造和功能，主要划分为进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮和排气口几个部分；依次用非线性方程描述各个部件工作时所遵守的气动热力学定律，建立航空发动机设计点的部件级模型；后者假定过渡态下零部件特性与稳态一样，在过渡态的数值模拟考虑零部件的容积效应；计算中只考虑容积比较大的零部件的容积效应，同时动量守恒简化为通道的总压恢复系数代替，这样既可以保证足够的工程精度，又大大的简化了计算。

主权项

1.一种航空发动机非线性模型建模方法，其特征在于，包括：发动机设计点非线性模型的计算，具体如下：1.1建立发动机分段模型根据航空发动机的构造和功能，主要划分为进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮和排气口几个部分；依次用非线性方程描述各个部件工作时所遵守的气动热力学定律，建立航空发动机设计点的部件级模型；发动机“设计点”，是指在给定的工作条件下，选定工作性能参数，根据气动热力学过程推算发动机的工作状态参数；在设计点，发动机工作过程参数是相互独立的；通过考虑气体流量平衡、压力平衡、转轴功率平衡和转速平衡等约束条件，进行反复迭代计算，求得此情况下的发动机稳定工作状态；实际工作中，发动机还经常经历过渡态过程，主要包括起动和加减速，军用发动机通常还包含加力等其他复杂过程；假设发动机部件本身的性能为定常参数，将过渡态过程认为经历了一系列稳态点并按部件级模型计算，再结合一组能量方程、连续方程和转子动力学方程，按照时间推进格式进行迭代，计算发动机过渡态的完整工作状态；为正确指定和区分发动机轴向上的一些重要位置，包括各个部件相邻的位置，称之为主要截面，将这些截面进行编号；1.2模型建立的基本假设基本假设：(1)气体是完全气体，流动是一维定常流动；(2)气流流经进气道、风扇、高压压气机、涡轮和尾喷管时具有各自定压比热容、定容比热容和比热比；(3)气流流过燃烧室和混合室时候，C_p、C_V和k是变化的；(4)方程中相关部件编号按照前述分段模型的编号顺序；(5)建模过程中只考虑六大部件的性能蜕化，而不考虑气路故障等其他性能变化；(6)模型主要输入为供油量、马赫数、环境压力和环境温度，输出主要考虑推力；所用到的主要参数及其说明：Ma₀——飞行马赫数；H——飞行高度；π_CL——风扇增压比；π_CH——高压压气机增压比；η_CL——风扇绝热效率；η_CH——高压压气机效率；C_pg——燃气的定压比热容；C_p——空气的定压比热容；η_b——主燃烧室效率；H_u——燃油的低热值；η_mH——高压轴机械效率；η_TH——高压涡轮效率；k——空气的比热比；k_g——燃气的比热比；η_mp——风扇功率提取效率；η_mL——低压轴机械效率；η_TL——低压涡轮效率；σ_II——外涵风扇出口至混合室进口的总压恢复系数；σ_m——混合室总压恢复系数；σ_e——尾喷管总压恢复系数；σ_b——燃烧室总压恢复系数；σ_zd——低压涡轮出口至混合室内涵进口的总压恢复系数；δ₁——高压涡轮的相对冷却空气量；δ₂——低压涡轮的相对冷却空气量；β——飞机相对引气量；1.3发动机设计点的气动热力计算设计点的热力学计算从0截面开始，按照逐个部件顺序依次进行，知道尾喷管出口9界面，然后根据气体热力学参数计算发动机总体性能；主要的步骤和计算关系式如下：(1)0‑0截面的温度和压力根据发动机所处的高度，通过国际标准大气表空气特性的数据的简单拟合公式，计算大气温度T₀和大气压力p₀：当地声速为：0‑0截面气流速度为：c₀＝a₀×Ma₀由静温、静压和飞行的马赫数计算0‑0截面的总温和总压为：(2)进气道总温和总压进气道总压恢复系数δ_i按照下式估算：进气道的总温：T_t2＝T_t0进气道的总压：p_t2＝δ_ip_t0(3)风扇出口参数风扇出口总压为：p_t,22＝p_t2×π_CL风扇出口总温为：(4)高压压气机出口的总压和总温可以近似地认为高压压气机进口的总压等于风扇出口总压，则高压压气机出口的总压为：p_t3＝p_t,22×π_CH高压压气机出口总温为：(5)主燃烧室出口参数油气比f的计算为：如果燃烧室出口总温T_t4是选定的值，则f也可以这样计算：燃烧室出口总压为：p_t4＝δ_bp_t3燃烧室出口总温为给定的T_t4；(6)高压涡轮的出口参数从高压压气机中引出部分空气用来冷却高压涡轮，W_c为流过高压压气机的空气流量，冷却空气和主流在混合后进入涡轮转子，混合后总温由能量平衡求得，混合后总压认为等于混合前主流的总压；高压压气机出口空气流量为：W₃＝W_C高压涡轮转子的入口主流流量为：W_4,5＝W_c[(1‑β‑δ₁‑δ₂)(1+f)+δ₁]导向器出口流量为：W_4a＝W_4,5导向器主流与冷流混合后总压为：p_t4a＝p_t4根据得导向器主流与冷流混合后总温为：T_t4a＝τ_m1T_t4高压涡轮出口总温为：高压转子出口总压为：高压涡轮落压比为：(7)低压涡轮出口参数低压涡轮出口流量为：W₅＝W_4,5+δ₂W₃导向器主流与冷流混合后总压：p_t4C＝p_t45根据导向器主流与冷流混合后总温为：T_t4C＝τ_m2T_t4,5低压涡轮出口总温为：低压转子出口总压为：低压涡轮落压比为：(8)混合室出口参数计算外涵流量为：混合室出口空气流量为：W₆＝W₅+W_5II混合室出口定压比热容为：混合室进口外涵空气总压为：p_t5II＝σ_IIpt₂₂混合室出口总压为：混合室出口总温为：(9)尾喷管参数计算尾喷管出口总温为：T_t9＝T_t6尾喷管出口总压：p_t9＝σ_ep_t6尾喷管空气流量为：W₉＝W₆假定尾喷管完全膨胀，出口静压p₉等于外界大气压p₀：p₉＝p₀尾喷管出口马赫数为：尾喷管出口静温为：尾喷管T出口当地声速为：尾喷管出口流动速度为：c₉＝a₉Ma₉(10)发动机单位性能参数总油气比为：单位推力为：发动机推力为：F＝F_sW₀耗油率为：