航空发动机总体设计、性能计算软件系统

1、软件系统介绍

本软件采用修正后的牛顿迭代法求解非线性方程组，可对不同类型的航空发动机部件进行建模，建立耗油量（SFC）和高度-速度特性关系，进行参数研究（敏感性分析），解决试验数据的数学模型识别问题，以及发动机设计点与非设计点过渡态热力学参数计算。最重要的是，对于稳态和非稳态发动机运行模式，计算是从单一的方法论角度进行的，这确保了设计点处的结果完全一致。

图1、软件界面

软件采用“应用程序+文档”的建模概念，根据这一概念，特定航空发动机的数学模型是在Windows操作系统上运行的实际程序和 "航空发动机项目 "本身的结合，即反映发动机部件属性的所有数据、计算任务设置、所有计算结果、输入/输出选项等。

以上所有数据都以只能被本软件识别的特殊格式存储在单个项目文件中，项目文件的扩展名为 *.emt。这为同一单位内的用户以及在将数学模型转移到其他单位时提供了简单的项目交换途径。收到项目文件并使用安装在个人计算机上的 本软件打开该文件后，研究人员（根据访问权限）可以访问发动机部件的特性并可以更改它们，包括计算任务的设置和计算结果，结果以图表的形式呈现。

图2、应用程序界面

作为窗口应用程序实现，并具有开发的图形界面，窗口工作区分为左右两个区域（图2）。左侧区域显示发动机项目对象树，主要包括：发动机部件和它们各自的特性，以及计算任务和用于输出结果的图形模板。通过程序的主菜单、按下鼠标右键调用的上下文菜单以及工具栏来访问更改项目对象的属性；右侧区域用于图形信息的输出，以页面形式表示，可以在显示器上显示并打印。当用户在窗口左侧选择一个对象时，页面模型会显示该对象可用的图形信息。本软件能够直接从程序界面上打印出图形信息，还可以选择输出矢量图形文件，以便随后用于报告文档。

输入和编辑部件的特性直接在程序界面中进行，用于设置元素特性的选项列表非常广泛，并且允许用户以部件节点开发人员提供的任何形式将数据输入模型。图3显示了总压恢复系数设置对话框的示例。用户可以选择总压恢复系数的依赖类型和设置这种依赖参数的方法。

图3、总压恢复系数设置对话框

图4显示了用于输入航空发动机基础参数特性的界面示例。允许用户输入和使用具有不同类型效率（有效、初级）的航空发动机冷却特性，以及降低圆周速度和流量的不同方法。如有必要，用户还可以为各个参数输入比例因子。

图4、航空发动机基础参数特性的输入界面

描述发动机运行特性的依赖关系在本软件窗口界面中显示为图形，便于检查它们是否输入正确（图 5）。

图5、计算结果图形化显示

在输入流动部分和设计空气冷却方案时，使用本软件界面很方便。允许用户快速准确地为现代航空发动机复杂冷却系统形成初始数据。对于要考虑的每股气流，用户可以选择来源和出口，并设置确定流量的方法。本软件会自动检查输入的数据，如果发现错误，会显示易于理解的信息。

图6、引气与冷却设计

计算结果输出可以以文件（文本格式*.txt、*.dat）、图形或文本形式输出。图形显示在程序窗口的右侧区域（图7）。为了建立图形结果，只需从列表中选择X和Y轴上的参数类型。当把鼠标光标悬停在图形上的某个点上时，会出现一行关于该点的信息：计算任务的编号、点的编号、X轴上的参数值和Y轴上的参数值。如果需要将参数输出到文件中，首先必须生成一个要输出的参数列表。生成的列表可以保存起来，以便在其他项目中使用。结果图形可以被保存为*.emf格式的图形文件。这种格式可以保存高质量的图形，不占用太多的磁盘空间，而且可以很容易地插入到Microsoft Office文档中。

图7、结果图形输出

2、软件系统功能介绍

本软件旨在解决航空发动机和地面燃气轮机的研制、开发和运行中的问题。航空发动机热力学计算程序开发的历史可以追溯到计算机工具在该行业使用的开始阶段。渐渐地，节点计算方法、工作部件的热力学特性、非线性代数方程组的求解方法等都得到了改进。个人计算机操作系统的现代化允许对航空发动机整体性能计算程序采取全新的方法。

关于软件功能，首先最直观的是软件界面。在本软件开发中，界面实现方面的工作花费的时间最长。这不是指编写界面代码的复杂性，而是指其开发的复杂性。本软件的主要任务是方便工程师的工作，减少计算和准备报告文件的时间。每一个按钮都是经过深思熟虑的，并且有独特的方式来显示计算结果，以即时估计其工作和计算效果。这大大减少了工程师在评估其工作效率上所需的时间。此外，在个人电脑中实施的解决方案使得制作报告文件、打印带有计算参数的图表和表格几乎是实时的。

当然，非线性方程组的求解方法在本软件中得到了改进，由于非线性方程组求解的稳定性得到了提高，从而提高了程序的可靠性，这对于解决动态问题来说是特别需要的。此外，还可以向已有的线性方程组中添加额外的方程，这对于解决试验数学模型识别的问题很重要。使得本软件可以在发动机生命周期的任何阶段使用，下以是本软件完整的功能描述：

2.1   建立新的航空发动机计算模型：

新设计或升级现有发动机模型。即使对新的发动机还一无所知，除了所需的推力或耗油量之外，这项任务也可以由本软件解决。因为可用的部件数据可以用来形成发动机的设计方案，然后用户可以将其扩展计算到所需的参数值。此外，在给定工作模式下，用户进行一些必要参数变化的计算（例如涡轮进口温度，或压比等），软件绘制基本参数的依赖关系图，并选择最佳参数结果。

备注：这似乎是一个漫长的参数优化选择过程，在其他程序（如Gasturb）中自动搜索最佳发动机参数更容易，但使用本程序的工作经验表明，工程师独立进行一系列发动机建模与部件链接，并绘制必要的图表，可以更好地理解他的工作结果，并可以与其他同事进行专业讨论。

2.2   发动机控制与优化程序的开发

发动机控制与优化程序的开发是发动机设计、开发和运行中最重要的任务之一。首先制定控制程序，在微调和试飞阶段进行细化和修正。本软件能够以批处理模式运行，因此，通过运行带有多参数优化程序的计算机可以大大加快开发控制程序的过程。例如，本软件已经适应使用IOSO优化程序，支持Fortran 编程来创建一个小型文件来实现计算优化。制定优化标准（例如，推力最大化或燃料消耗最小化），设置可接受的限制，按下启动按钮，经过5-10分钟的几次运算，就得到了可能的解决方案的帕累托分布。然后，将它们组合成一个发动机管理程序。所有这些程序现在只需要一个工作日就可以完成。

2.3   计算高度-速度特性和油门特性

制作一份关于航空发动机全部运行工况的完整报告不需要超过一个月的时间，包括几个部分（基本数据、流量和推力和基本参数之间的影响、油门特性、飞行温度与标准大气的偏差等）。

2.4   研究作为飞机推进系统一部分的发动机的推力和经济性能

一个同样的发动机可以安装在不同的飞机上。因此，本软件对具有相同发动机的各种飞机的动力装置具有完全不同的有效推力，只需要在 "替代节点特性 "中设置进气道和喷嘴特性，不需要对发动机重新建立新的数学模型。

2.5   参数计算

该功能旨在用于通常发生在发动机设计阶段或台架试验期间的研究。从这些计算中，获得了发动机的所谓“小偏差”。它们的含义非常简单：偏离某个（通常为 1%）值（效率、空气抽取量、转速、空气流量、大气条件）并查看所有其他发动机参数偏离的值（压比、推力、油耗、气体温度等）。此外，在处理测试结果、在更改节点特性时预测发动机参数等时，会使用小偏差报告。目前，由于开发小偏差报告很耗时，工程师往往更愿意在他的计算机上快速运行参数研究，而不是制作一个复杂的报告。

2.6   将发动机数学模型提供给飞机设计单位（飞发一体化设计）

以技术报告的形式打印出来的高度–速度特性对于飞机设计单位来说是必要的，但却不方便。使用发动机的数学模型比使用表格要方便得多。本软件具有在飞机设计办公室使用的功能。这个功能是由一个按键激活的，它关闭了诸如开发发动机控制程序、改变发动机部件的特性、改变发动机气路图和涡轮冷却方案等程序功能的使用。参数列表是有限的，将发动机与飞机联系起来所需的参数仍然可用。计算的输入数据是以下初始数据：飞行条件（高度、飞行马赫数、外部空气的温度和压力的偏差）、飞机需要的推力。也可以指定特定飞机的进气和输出的特性。发动机工作模式的选择是由节气门位置角度设定的。移交给飞行员的计算机并不局限于计算发动机特性的功能，也可以是节气门、工作状态点计算、瞬态模式、参数化研究等。本软件可以在批处理模式下运行，所以很容易将与飞机性能计算集成。这种联动使得快速解决飞机上的任何任务成为可能。例如，在执行某项飞行任务时，估计飞行的总油耗，或计算发动机的运行模式，以确保飞机在热天从高海拔机场起飞，选择发动机运行模式以确保飞机的最大飞行范围等等。

2.7   航空发动机数学模型识别

航空发动机的计算必须充分描述发动机的特性，所以必须从试验结果中识别数学模型。有不同的识别方法，但这些方法的目的是相同的——找到原始数学模型的修正系数。本软件实施了一个工具来解决这个问题。这是通过拟合选定的系数来获得测量参数（例如，拟合压气机效率来获得压气机后面的测量温度）。这个工具的方便之处在于，选择是自动进行的，研究人员只需要建立一个额外的方程组，其中包括测量参数和系数，这些参数将通过这个方程组获得。实施的自动化识别过程使所有的试验点都能一次得到处理。同时，研究人员可以及时改变测量参数和校正系数的组合。数学模型识别也可以用多参数优化器IOSO来实现。

2.8   航空发动机数学模型半物理仿真模拟器

数学模型应该尽可能简化，以提高可靠性和减少计算时间，也就是说，使模型在实时模式下工作。本软件在模拟器上的工作表明，即使在瞬态计算模式下，为了提供实时模式，也需要在显示结果时设置一个时间延迟。但是，首先数学模型必须为此做一些准备。为此，采取在软件中建立的发动机数学模型，尽可能地平滑所有的节点特征（这样做是为了简化插值程序），设置简化的空气和燃气物性参数，最大限度地简化空气系统供排气方案（但要合理，不要破坏飞机需要的空气提取的内部参数），在实验中确定这个简化的数学模型，得到用于模拟器综合的数学模型。该数学模型既可以在功能齐全的软件版本上运行，以批处理模式运行，不在屏幕上显示程序窗口，也可以通过一个单独的*.DLL文件运行。但必须与开发商联系以获得*.DLL文件。相比传统的通过内插和外推接收发动机参数的方式计算精度要高几个数量级，瞬态模拟了从地面起飞和空中的巡航到滑行到静止的过程。模拟量包括气体温度、速度、转子破裂、滑油泵送故障等异常情况，大大扩展了本软件可实现任务的范围。

3、软件系统可实现的任务

3.1 本软件允许进行以下操作：

l  在发动机初期建模阶段确定发动机的基本参数；

l  确定发动机不同截面工作部件的参数；

l  计算发动机的高度-速度特性；

l  计算发动机的节气门特性；

l  当改变工作状态和发动机部件的特性时，对发动机参数变化的估计；

l  开发发动机控制程序；

l  进行发动机控制程序的优化；

l  计算转换公式以准备测试方案；

l  测试程序的准备；

l  根据试验结果确定发动机的数学模型；

l  飞行试验分析；

l  通过改变发动机通道部分的几何形状进行发动机内部参数的优化；

l  发动机过渡态工作模式计算；

l  发动机数学模型与飞机数学模型的整合。

3.2 本软件系统可用于发动机开发的所有阶段：

4、软件系统应用案例

本软件允许计算多种航空发动机动力方案。图8-图19显示了该系统目前已完成的计算方案。

图8、单涵道涡喷发动机

图9、带加力燃烧室的单涵道涡喷发动机

图10、双轴单涵道涡喷发动机

图11、带加力燃烧室的双涵道涡扇发动机（外涵道带两个热交换器）

图12、涡轴发动机

图13、具有轴向、离心压气机和自由涡轮的两轴航空发动机

图14、带废热回收的涡轴发动机

图15、高涵道比双涵道涡扇发动机

图16、高涵道比双涵道涡扇发动机（排气热回收）

图17、三涵道涡扇发动机（后加风扇）

图18、可变流路变循环发动机

图19、三涵道涡扇发动机（喷嘴位于第三涵道）