变循环发动机部件法建模及优化

madio

摘 要：
本文主要研究了变循环发动机部件法建模及优化问题，首先根据发动机七个
平衡方程构建了描述发动机特性的非线性数学模型，运用改进的牛顿迭代法求解
3 f0 m4 H$ T2 m3 j模型，并通过建立有效性评价指标验证算法的合理性。针对发动机性能最优化问
题，建立了发动机性能寻优模型，应用遗传算法进行求解，分析得到发动机特性
最优时，CDFS 导叶角度、低压涡轮导叶角度，尾喷管喉道面积随飞行马赫数的
变化规律。
对于问题一：首先根据增压比和压比函数值之间的数学公式，计算得到风扇
* p7 C' d) F0 d) d特性数据表中流量和压比函数值之间的对应关系，进而画出流量随压比函数值变
化图形(见图3)。然后通过发动机各部件计算公式，推导得到风扇和CDFS 出口
' p& H) ]; I) m$ T1 K) |总温，总压和流量的计算模型，并在已知飞行高度、马赫数等初始条件下，最终
, h, c: e. Z  w+ c$ f9 _7 G计算得到风扇和CDFS 出口参数值，最后对计算结果进行分析得到：气体从风扇
到CDFS 传输过程中由于压缩做功，其总温和总压有一定的升高，由于分流或泄
漏使流量有一定的减少。计算结果如下表：
. T& M' i' d6 x# w* B3 Z: n  [0 y位置/结果 总温 总压 流量
风扇出口 380.06 1.31 19.05
8 a0 K! T* F/ P: D0 rCDFS 出口 477.45 1.80 17.14
9 ]  f& ^2 ]+ {对于问题二：首先将发动机7 个平衡方程构成的非线性方程组等价转化为误
4 Z; I: U: h" T2 @差方程，然后建立了以误差平方和为目标函数的最优化模型，并应用牛顿迭代法
! b( J8 k% y( S6 Y' O对模型进行求解。针对部件级模型建立和求解过程中由于二维插值和求解非线性
4 Y* x1 ^  D: W" ^% [方程会产生较大误差的问题，通过对压气机特性数据进行重构和独立变量的无因
次化方法降低了求解误差。针对算法有效性问题，以平均误差率为有效性评价指
4 e$ k+ a2 f& U3 G标，选取五组值作为验证集，得到平均误差率为EMS  0.0046，其值在要求精度
之内，进而验证其算法是有效的。其中最优化模型的其中一组解为：0.63，0.66，
0.46，0.52，0.58，0.64，0.67，1220。(详见表5)
8 X5 w" {" `  q' D# ]# h" X2
; J7 ?$ p8 y! v; s( [; r对于问题三：在研究发动机性能最优化问题时，首先将发动机性能优化问题
描述为多目标非线性规划问题，建立了以发动机推力最大，单位推力最大和耗油
9 W8 t1 e1 g  T& T3 @量最小为目标函数的多目标非线性优化模型，然后采用遗传算法对模型进行求
解。并得到发动机性能最优时相应的CDFS 导叶角，低压涡轮导叶角和喷管喉道
7 V3 g, e# ^5 I1 z9 D面积的值。由于是多目标优化问题，求解得到一系列的非劣解。其中的一个近似
0 P2 \1 P. f) E7 ^2 y+ A最优解为：CDFS  8.33，CH 15, A8  9221.07。(详见表9)
$ {% Y5 Z6 I; y. a/ E5 G$ i当发动机特性最优时，研究CDFS 导叶角度、低压涡轮导叶角度，尾喷管喉
道面积随飞行马赫数的变化规律，首先根据已经建立的发动机寻优模型，通过遗
1 v: I+ S) p; R: B4 }/ I传算法求解得到不同飞行马赫条件下各参变量的值，然后通过数值分析拟合得到
  i" m! o' s* z& Q: u这三个参变量随马赫变化规律的曲线。并得到以下结论：
7 V, }& Q* s6 G; l, G" Z( n' k! \1 E  v(1) CDFS 导叶角在一定范围内随着马赫数的增大而增大。
(2) 低压涡轮导叶角在一定范围内随马赫数的增大而增大。
(3) 喷管喉道面积的值在一定范围内和马赫数近似的成正线性关系。