一種基于計算機(jī)平臺的多風(fēng)扇渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種基于計算機(jī)平臺的多風(fēng)扇渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計方法,包括以下步驟:1)使用NSGA-II多目標(biāo)遺傳算法分析設(shè)計變量的設(shè)計權(quán)重,并設(shè)定設(shè)計參數(shù)的迭代次數(shù)和增量;2)設(shè)計參數(shù)輸入推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計單元;3)進(jìn)行推進(jìn)系統(tǒng)機(jī)構(gòu)布局,設(shè)計點熱力性能、流場分布和非設(shè)計點工作性能進(jìn)行模擬計算,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)計單元;5)進(jìn)行飛行器和推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計;6)把各項計算性能參數(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)計周期和成本等優(yōu)點。
【專利說明】一種基于計算機(jī)平臺的多風(fēng)扇渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計方法
【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)計方法,尤其是涉及一種基于計算機(jī)平臺的多風(fēng)扇 渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計方法。
【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)計軟件無法使用。目前,對多風(fēng)扇渦輪發(fā)動機(jī)的設(shè)計主要 是通過經(jīng)驗公式配合實驗數(shù)據(jù)來實現(xiàn),但是其缺點是:成本高,設(shè)計參數(shù)有限,設(shè)計周期長 等,因此無法高效實現(xiàn)大量數(shù)據(jù)的同時處理。
【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算機(jī)平 臺的多風(fēng)扇渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計方法。
[0004] 本發(fā)明的目的可以通過以下技術(shù)方案來實現(xiàn):
[0005] -種基于計算機(jī)平臺的多風(fēng)扇渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計方法,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)計變量的設(shè)計權(quán)重,并設(shè)定設(shè)計參數(shù)的迭 代次數(shù)和增量;
[0007] 2)設(shè)計參數(shù)輸入推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計單元;
[0008] 3)進(jìn)行推進(jìn)系統(tǒng)機(jī)構(gòu)布局,設(shè)計點熱力性能、流場分布和非設(shè)計點工作性能進(jìn)行 模擬計算,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)計單元;
[0010] 5)進(jìn)行飛行器和推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計;
[0011] 6)把各項計算性能參數(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)計優(yōu)化模塊中的結(jié)果可視化程序進(jìn)行不同設(shè)計參數(shù)評估結(jié)果分析,進(jìn)而 選取最佳設(shè)計方案。
[0014] 所述的推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計單元具體步驟如下:
[0015] 101)對推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計工況點一維熱力學(xué)計算;
[0016] 102)計算推進(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)計工況 點一維熱力學(xué)計算;
[0019] 105)進(jìn)行推力風(fēng)扇三維流體計算,并用計算數(shù)據(jù)修正所有工況點的一維熱力學(xué)計 算結(jié)果。
[0020] 所述的進(jìn)氣口流場狀態(tài)計算采用二維流線計算法(STREAMLINE⑶RVATURE)或三 維數(shù)值模擬法。
[0021] 所述的非設(shè)計工況點包括起飛階段、爬升階段、最大巡航高度階段和時速階段。
[0022] 所述的飛推一體化設(shè)計單元具體步驟如下:
[0023] 201)設(shè)計推進(jìn)風(fēng)扇和飛機(jī)之間的安裝布局;
[0024] 202)設(shè)計渦輪發(fā)電機(jī)單元和飛機(jī)之間的安裝布局;
[0025] 203)計算飛機(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:
[0029] 1)大幅縮短整機(jī)設(shè)計周期和成本;
[0030] 2)程序|旲塊化處理,大大提商系統(tǒng)的運行效率;
[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)計參數(shù)輸入界面。
【具體實施方式】
[0035] 下面結(jié)合附圖和具體實施例對本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0036] 實施例
[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)計單元, 飛推一體化設(shè)計單元和整體優(yōu)化單元組成。針對每一個設(shè)計任務(wù),系統(tǒng)會自動對所有可能 設(shè)計方案進(jìn)行計算,然后通過結(jié)果分析,篩選出最佳設(shè)計方案。
[0038] 圖2所示為本發(fā)明的具體流程。下面通過設(shè)計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)計變量的設(shè)計權(quán)重,總結(jié)設(shè)計參數(shù)的迭 代次序和增量;
[0040] 其中多目標(biāo)遺傳算法是指同時實施最優(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. 一種基于計算機(jī)平臺的多風(fēng)扇潤輪發(fā)動機(jī)設(shè)計方法,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)計變量的設(shè)計權(quán)重,并設(shè)定設(shè)計參數(shù)的迭代次 數(shù)和增量; 2) 設(shè)計參數(shù)輸入推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計單元; 3) 進(jìn)行推進(jìn)系統(tǒng)機(jī)構(gòu)布局,設(shè)計點熱力性能、流場分布和非設(shè)計點工作性能進(jìn)行模擬 計算,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)計單元; 5) 進(jìn)行飛行器和推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計; 6) 把各項計算性能參數(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)計優(yōu)化模塊中的結(jié)果可視化程序進(jìn)行不同設(shè)計參數(shù)評估結(jié)果分析,進(jìn)而選取 最佳設(shè)計方案。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于計算機(jī)平臺的多風(fēng)扇潤輪發(fā)動機(jī)設(shè)計方法,其特征 在于,所述的推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計單元具體步驟如下: 101) 對推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計工況點一維熱力學(xué)計算; 102) 計算推進(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)計工況點一維熱力學(xué)計算; 105) 進(jìn)行推力風(fēng)扇H維流體計算,并用計算數(shù)據(jù)修正所有工況點的一維熱力學(xué)計算結(jié) 果。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種基于計算機(jī)平臺的多風(fēng)扇潤輪發(fā)動機(jī)設(shè)計方法,其特征 在于,所述的進(jìn)氣口流場狀態(tài)計算采用二維流線計算法或H維數(shù)值模擬法。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種基于計算機(jī)平臺的多風(fēng)扇潤輪發(fā)動機(jī)設(shè)計方法,其特征 在于,所述的非設(shè)計工況點包括起飛階段、爬升階段、最大巡航高度階段和時速階段。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于計算機(jī)平臺的多風(fēng)扇潤輪發(fā)動機(jī)設(shè)計方法,其特征 在于,所述的飛推一體化設(shè)計單元具體步驟如下: 201) 設(shè)計推進(jìn)風(fēng)扇和飛機(jī)之間的安裝布局; 202) 設(shè)計潤輪發(fā)電機(jī)單元和飛機(jī)之間的安裝布局; 203) 計算飛機(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)