文章编号 :100026893 (2008) 0320554208
多用途战斗机 /涡扇发动机一体化
循环参数优化
陈玉春 ,王晓锋 ,屠秋野 ,张宏 ,蔡元虎 (西北工业大学动力与能源学院 ,陕西西安 710072)
Integrated Design Optimization of Turbofan Engines Cycle for Multi
2role Fighters
Chen Yuchun , Wang Xiaofeng , Tu Qiuye , Zhang Hong , Cai Yuanhu (School of Power and Energy , Northwestern Polytechnical University , Xi
’
摘 要 :针对多用途战斗机的特点 ,发展了基于飞 /发一体化的涡扇发动机循环参数优化设计模型和相应的计算程序 ,优化设计模型中包括双变量控制涡扇发动机特性计算模型、进排气系统安装特性计算模型、飞机气动特性分析模型、任务剖面分析模型、约束分析与任务分析模型和优化计算模型等。重点研究了多用途战斗机约束边界的获得方法 ,利用多岛遗传算法和自适应模拟退火优化算法 ,分别对现役多用途战斗机、不加力超声速巡航多用途战斗机以及下一代先进多用途战斗机用涡扇发动机循环参数进行了优化计算 ,对计算结果进行了分析 ,获得了对多用途战斗机用涡扇发动机循环参数选择有指导意义的结论。关键词 :多用途战斗机 ;涡扇发动机 ;循环参数 ;约束分析 ;任务分析 ;一体化优化设计中图分类号 : V235. 113 文献标识码 :A Abstract : For studying the method of cycle parameters design optimization of turbofan engine , an integrated optimization design model of multi2role fighters and turbofan engines is presented , and the computer program based on the model is developed. The model includes a bivariate controlled turbofan engine performance com2 puting model , installed performance computing model , fighter dynamic analysis model , weight composing a2 nalysis model , mission profile analysis model , constraint and mission analysis model , and optimization compu2 ting model , etc. The study emphasis is to find the way of getting the constraint limitations of multi2role fight2 ers. The multi2island genetic algorithm and adaptive simulated annealing are used to implement the cycle pa2 rameters design optimization for multi2role fighters in service , supercruising multi2role fighters without after2 burning , and next generation advanced multi2role fighters. Some valuable conclusions for cycle parameters choice of turbofan engine are gained by analyzing the computation results.
Key words : multi2role fighter; turbofan engine; cycle parameter; constraint analysis; mission analysis; inte2 grated design optimization
飞 /发一体化优化设计技术在发动机设计中合控制仿真 ,文献 [7]研究了飞行器多学科综合设具有重要的意义。在现代战斗机用的涡扇发动机计新算法 ,这些研究获得了有意义的结论。但是 ,设计中 ,有许多型号的设计成功使用了飞 /发一体涡扇发动机循环参数优化问题会因为研究者面对化设计技术 ,并取得了很好的效果。文献 [1]发展的发动机的用途不同而大相径庭 ,在诸多使用情了基于飞 /发一体化设计的航空发动机设计基本况不同的涡扇发动机中 ,多用途战斗机用的先进理论 ,文献 [223]在此理论基础上进行了基于飞 /涡扇发动机的循环参数选择是最具挑战性的 [8] ,发一体化的发动机循环参数优化和飞行性能评估因为多用途战斗机在执行不同任务时对推进系统研究 ,文献 [425]研究了高度非线性、多目标、多约特性的要求是相互矛盾的。束的涡扇发动机循环参数优化问题的求解方法 ,本文在对现役多用途战斗机 /涡扇发动机一文献 [6]研究了飞行 /推进系统自适应神经网络综体化优化设计进行了较为系统的研究后 ,建立
了基于一体化设计技术的多用途战斗机用涡扇收稿日期 :2007206211 ;修订日期 :2007212210发动机循环参数优化设计模型并开发了相应的基金项目 :国家 “863”计划项目 (2006AA705403)计算程序。模型中对现有的一体化设计模型进 通讯作者 :陈玉春 E2mail : chych888 @nwpu. edu. cn
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行了适当的改进 ,重点研究了多用途战斗机 /涡扇发动机一体化优化问题的约束边界问题 ,采用多岛遗传算法和自适应模拟退火算法实现了优化计算 ,针对不同要求的多用途战斗机进行了计算 ,得到了有意义的结论 ,这些结论对现役涡扇发动机改进和未来型号的设计具有重要的参考意义。
1 飞 /发一体化模型简介
11 1 推进系统特性计算模型
低
模型是在文献 [9]的计算模型的基础上加以改进而得到的 ,实现了双变量控制的涡扇发动机特性计算。由于混合排气涡扇发动机循环参数中的涵道比 BPR ,涡轮前总温 Tt4 ,高压压气机压比 πC以及风扇压比 πF之间存在一定的关系 ,模型中先在较宽的发动机工作范围内人工计算得到 BPR ,
Tt4 ,πC以及 πF在离散点上的关系 ,通过三元插值方法 ,能够根据已知的任意 Tt4 ,πC以及 πF,获得对应的 BPR。在一体化计算中 ,常常会碰到计算完最大状态后紧接着计算慢车状态的情况 ,此时 ,特性计算常常会出现不收敛问题 ,为解决此问题 ,采用了发动机独立变量初值的数值拟合的技术 :先利用人工逐一工况进行全包线范围内的发动机全工况计算 ,获得发动机独立变量随油门杆、飞行高度、飞行马赫数的多元函数 ,以此来预测独立变量的初值 ,使得飞行包线内任意条件下发动机特性计算收敛。
(2)进、排气系统安装特性计算模型进、排气系统安装阻力的计算模型均以文献
[1]的方法为基础 ,为了提高计算精度 ,在影响任务分析最为严重的一些飞行状态下 (巡航航段 ),结合已知的试验数据 ,采用 CFD分析的方法 ,获得较为精确的进、排气系统阻力系数。 CFD分析方法同时也为一些极限飞行状态 (最大平飞马赫数、起飞状态等 )提供了更为精确的进、排气系统阻力系数的计算结果。
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