一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法和系统与流程

1.本发明涉及航空燃气涡轮轴发动机技术领域，尤其涉及一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法和系统。


背景技术：

2.现代直升机的动力装置一般由航空燃气涡轮轴发动机为直升机提供功率，以满足直升机各种飞行状态对功率的需求。对航空燃气涡轮轴发动机而言，直升机的飞行条件对发动机的性能有很大的影响；当空气温度升高或者高度增加时，发动机的性能会快速下降，从而导致直升机运载能力和机动性会急剧恶化，燃油消耗增加。因此，在该条件下发动机和直升机旋翼系统的匹配要求发动机有更大的功率，同时在低温近地飞行时发动机的功率又必须限制输出。
3.由此可见，直升机对发动机的选择提出了更高的要求，不仅仅要求发动机能够满足直升机功率需求的基本条件，还要求发动机的功率状态能够与直升机的类型和用途相匹配，提升直升机的使用效率指标。然而采用带功率限制的超大尺寸发动机，会使直升机特性减弱且发动机的质量会迅速增加。
4.为了解决这个问题，有必要在发动机设计之初的循环参数确定过程中考虑根据直升机类型和用途提出的正常及极限条件下的使用要求，即使只考虑一部分，都在一定程度上有助于问题的解决。而现有的航空燃气涡轮轴发动机循环参数确定工作的出发点仅考虑了发动机的性能指标，比如单位功率、耗油率等。


技术实现要素：

5.本发明目的在于提供一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法和系统，实现在发动机初步设计阶段考虑直升机效率指标，有利于提高发动机与直升机的适配性。
6.为实现上述目的，本发明提供一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法，包括：
7.基于直升机-发动机系统基础数据，选择待优化的发动机循环参数及其相应的范围；
8.根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，确定直升机的动力装置质量；
9.基于所述直升机-发动机系统基础数据，模拟直升机飞行轨迹，获取直升机飞行燃油质量；
10.利用直升机的动力装置质量和飞行燃油质量，获取直升机起飞质量并进行检测，检测通过后计算直升机效率准则；
11.根据直升机效率准则的计算结果，确定待优化的发动机循环参数的优化可选域。
12.进一步的，所述基于直升机-发动机系统基础数据，选择需要优化的发动机循环参数，包括：
13.所述直升机-发动机系统基础数据包括：发动机基础数据、直升机基础数据、使用条件数据和待优化的发动机循环参数；
14.其中，所述待优化的发动机循环参数包括压气机压比和燃烧室出口温度。
15.进一步的，所述根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，确定直升机的动力装置质量，包括：
16.根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，获取发动机部件的流道尺寸；
17.根据发动机部件的流道尺寸和对应部件的质量关系式，确定发动机质量；
18.根据所述发动机质量，获取所述动力装置质量。
19.进一步的，所述根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，获取发动机部件的流道尺寸，包括：
20.根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，利用发动机气动热力计算数学模型，计算发动机各部件进出口截面参数和性能参数；
21.基于发动机各部件进出口截面参数和性能参数，确定发动机部件的流道尺寸；
22.其中，发动机部件包括：进气装置、压气机、燃气涡轮、燃烧室、动力涡轮、机匣和过渡段。
23.进一步的，所述根据所述发动机质量，获取所述动力装置质量，包括：
24.根据所述发动机质量、直升机上燃气涡轮发动机常规安装系统组件质量、冷却消防系统组件质量和除尘系统组件质量，确定所述动力装置质量；
25.若发动机不带减速器，所述动力装置质量为：
26.m
cy
＝n
engkcymeng
27.式中，m
cy
表示发动机不带减速器时，直升机的动力装置质量；n
eng
表示直升机上装配发动机数量；m
eng
表示单台发动机质量；k
cy
表示考虑直升机上燃气涡轮发动机常规安装系统组件、冷却消防系统组件和除尘系统组件引起的发动机质量增加系数；
28.若发动机带减速器，则所述动力装置质量为：
29.m
′
cy
＝n
eng
(k
cy
m'
eng
+m
red
+m
sys
)
[0030][0031]
式中，m
′
cy
表示发动机带减速器时，直升机的动力装置质量；m
red
表示发动机减速器的质量；pwe表示减速器设计输入功率；n2表示减速器输入设计转速；m
sys
表示动力装置附件及系统质量(发动机质量变化时该质量不变)；m
′
eng
表示不带减速器和附件系统的发动机质量。
[0032]
进一步的，所述基于所述直升机-发动机系统基础数据，模拟直升机飞行轨迹，获取直升机飞行燃油质量，包括：
[0033]
基于所述直升机-发动机系统基础数据，根据直升机飞行任务剖面，将直升机飞行轨迹划分为多个飞行轨迹区段；
[0034]
采用直升机气动性能计算数学模型，计算直升机每一段飞行轨迹区段的所需功率；
[0035]
利用发动机气动热力计算数学模型，计算所述所需功率对应的发动机耗油率；
[0036]
根据所述所需功率及其对应的发动机耗油率，获得直升机飞行燃油质量。
[0037]
进一步的，所述直升机飞行燃油质量为：
[0038][0039]
其中，m
ml
表示适用于所有直升机的直升机飞行燃油质量，tn表示直升机完成航程飞行的总飞行时间；mm表示消耗燃油质量；r表示飞行轨迹区段的总数目；i表示第几段飞行轨道区段；δti表示第i段飞行轨道区段上的飞行时间；pwi与sfci分别表示第i段飞行所需求功率和耗油率；
[0040]
若直升机飞行轨迹为简单的起飞-一定高度巡航-降落类型的持续巡航飞行段，则所述直升机飞行燃油质量为：
[0041]
m'
ml
＝n
engkl
sfc
p
pw
p
l
l
/v
l
[0042]
其中，m
′
ml
表示直升机飞行轨迹为持续巡航飞行段时，直升机飞行燃油质量；n
eng
表示直升机上装配的发动机数量；pw
p
与sfc
p
分别表示直升机巡航飞行段飞行时的平均功率和耗油率；k
l
表示考虑不同于巡航段的其他飞行段燃油流量影响的系数；l
l
表示直升机航程；v
l
表示直升机飞行技术速度，表示考虑所有飞行阶段耗时的平均速度，根据巡航速度v
p
值确定：v
l
＝kvv
p
，kv表示修正系数。
[0043]
进一步的，在利用所述动力装置质量和直升机飞行燃油质量获取直升机起飞质量之前，利用第一容差系数εm判断所述直升机飞行燃油质量m
ml
或m
′
ml
是否满足初始给定的飞行燃油质量m
mls
：
[0044]
当计算的所述直升机飞行燃油质量满足初始给定的飞行燃油质量时，则利用直升机的动力装置质量和直升机飞行燃油质量，计算并获取直升机起飞质量；
[0045]
当计算的所述直升机飞行燃油质量不满足初始给定的飞行燃油质量时，则在优化的发动机循环参数初始给定范围内，重新选择待优化的发动机循环参数的值，再次计算直升机的动力装置质量和直升机飞行燃油质量，直至所述直升机飞行燃油质量满足初始给定的飞行燃油质量；
[0046]
其中，若或时，则计算的所述直升机飞行燃油质量满足初始给定的飞行燃油质量。
[0047]
进一步的，利用直升机的动力装置质量和直升机飞行燃油质量，获取直升机起飞质量并进行检测，检测通过后计算直升机效率准则，包括：
[0048]
所述直升机起飞质量为：
[0049]moc
＝m
load
+m
ce
+m
enp
+m
me
[0050]
其中，m
oc
表示所述直升机起飞质量；m
load
表示直升机的有效载荷，由直升机设计时给定；m
enp
表示除动力装置及燃油系统以外的直升机质量，包括直升机机体、装备和乘组人员的质量；m
ce
表示发动机不带减速器时直升机的动力装置质量m
cy
或发动机带减速器时直
升机的动力装置质量m
′
cy
；m
me
表示适用于所有直升机的直升机飞行燃油质量m
ml
或直升机飞行轨迹为持续巡航飞行段时的直升机飞行燃油质量m
′
ml
；
[0051]
利用第二容差系数ε
m0
，判断所述直升机起飞质量m
oc
是否满足初始给定的起飞质量m0：
[0052]
若所述直升机起飞质量m
oc
满足初始给定的起飞质量m0，则计算直升机效率准则；
[0053]
若所述直升机起飞质量m
oc
不满足初始给定的起飞质量m0，则在优化的发动机循环参数初始给定范围内，重新选择待优化的发动机循环参数的值，再次计算直升机的动力装置质量和直升机飞行燃油质量，直至所述直升机起飞质量m
oc
满足初始给定的起飞质量m0；
[0054]
其中，当时，则所述直升机起飞质量m
oc
满足初始给定的起飞质量m0。
[0055]
进一步的，根据直升机效率准则的计算结果，确定待优化的发动机循环参数的优化可选域，包括：
[0056]
根据直升机的用途和飞行状态特征，选择一种或多种准则进行计算，获得对应的计算值；
[0057]
根据选定的直升机效率准则中一种或多种准则的计算值，对应确定每个准则的极值和相容范围；
[0058]
基于一种或多种准则的计算值、以及对应每个准则的极值和相容范围，将满足的待优化的发动机循环参数的取值范围区域，作为所述直升机效率准则的参数优化可行域；其中，yi、y
opt,i
、δyi分别表示第i个准则的计算值、极值和相容范围；
[0059]
根据所述直升机效率准则的参数优化可行域，确定待优化的发动机循环参数的优化可选域；
[0060]
其中，所述直升机效率准则包括动力装置效率准则、运输能力准则、运输效率准则和燃油消耗率准则。
[0061]
进一步的，根据所述动力装置质量和所述直升机飞行燃油质量，获取所述动力装置效率准则；
[0062]
所述动力装置效率准则为：
[0063][0064]
其中，γe表示动力装置效率准则；m
ce
表示发动机不带减速器时直升机的动力装置质量m
cy
或发动机带减速器时直升机的动力装置质量m
′
cy
；m
me
表示适用于所有直升机的直升机飞行燃油质量m
ml
或直升机飞行轨迹为持续巡航飞行段时直升机飞行燃油质量m
′
ml
；n
eng
表示直升机上装配的发动机数量；pw表示单台发动机的功率；k
cy
表示与发动机功重比相关项；k
sfc
表示与发动机耗油率相关项；
[0065]
所述运输能力准则为：
[0066][0067]
其中，γ
load
表示运输能力准则；m
load
表示直升机的有效载荷；m
emp
表示直升机空载质量；v
l
表示飞行技术速度，表示考虑所有飞行阶段耗时的平均速度，根据巡航速度v
p
值确定：v
l
＝kvv
p
，kv表示修正系数；
[0068]
所述运输效率准则为：
[0069][0070]
其中，γ
leff
表示运输效率准则；k
l
表示考虑不同于巡航段的其他飞行段燃油流量影响的系数；v
p
表示巡航速度；m
cn
表示直升机乘组质量；l
l
表示直升机航程；m
emp
表示直升机空载质量；
[0071]
所述燃油消耗率准则为：
[0072][0073]
其中，γml表示燃油消耗率准则；ε表示有效载荷利用率。
[0074]
基于同一发明构思，本发明还提供一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化系统，包括选择单元、获取单元、计算单元和确定单元，
[0075]
所述选择单元，用于基于直升机-发动机系统基础数据，选择待优化的发动机循环参数及其相应的范围；
[0076]
所述获取单元，用于根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，计算并获取直升机的动力装置质量；还用于基于所述直升机-发动机系统基础数据，模拟直升机飞行轨迹，获取直升机飞行燃油质量；
[0077]
所述计算单元，用于利用直升机的动力装置质量和飞行燃油质量，获取直升机起飞质量并进行检查，检查通过后计算直升机效率准则；
[0078]
所述确定单元，用于根据直升机效率准则的计算结果，确定待优化的发动机循环参数的优化可选域。
[0079]
基于同一发明构思，本发明实施例还提供一种电子设备，包括：存储器、处理器及存储于存储器上并在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现前述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法。
[0080]
基于同一发明构思，本发明实施例还提供一种计算机存储介质，所述计算机存储介质中存储有计算机可执行指令，所述计算机可执行指令执行时实现前述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法。
[0081]
本发明的技术效果和优点：本发明方法进行发动机循环参数优化过程中，能够充分考虑直升机的用途、发动机在直升机中使用的多状态性以及直升机设计航程等；把直升机效率指标也作为循环参数优化的目标，通过本发明方法能够在发动机初步设计阶段考虑
直升机效率指标，有利于提高发动机与直升机适配性。
[0082]
本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得。
附图说明
[0083]
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0084]
图1为本发明实施例一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法的流程图；
[0085]
图2为本发明实施例一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法的详细步骤流程图；
[0086]
图3为本发明实施例中发动机循环参数的参数优化可行域示意图；
[0087]
图4为本发明实施例一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化系统的结构示意图；
[0088]
图5为本发明实施例中一种电子设备的结构示意图。
具体实施方式
[0089]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0090]
本发明提出的航空燃气涡轮轴发动机包括单转子燃气发生器涡轴发动机、带自由涡轮式单转子燃气发生器涡轴发动机、以及带自由涡轮式双转子燃气发生器涡轴发动机。
[0091]
为解决现有技术的不足，本发明实施例公开了一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法，如图1和图2所示，包括以下步骤：
[0092]
步骤1、基于直升机-发动机系统基础数据，选择待优化的发动机循环参数及其相应的范围；具体包括：
[0093]
所述直升机-发动机系统基础数据包括：发动机基础数据、直升机基础数据、使用条件数据和发动机循环参数；
[0094]
发动机基础数据包括：表示压气机、燃气涡轮、动力涡轮技术水平的效率，压气机、燃气涡轮、动力涡轮标准特性曲线，燃烧室燃烧效率和压力损失系数，冷却气量与燃烧室出口温度的关系曲线，进气道、尾喷管以及过渡段压力损失曲线，发动机寿命指标、材料强度及循环性能，发动机循环分析用其他参数。
[0095]
直升机基础数据包括：旋翼气动性能参数、尾桨气动性能参数、机身阻力系数和升力系数、除动力装置及燃油以外的质量、以及直升机起飞质量。
[0096]
使用条件数据包括：飞行剖面、设计任务(有效载荷、航程等)、技术要求(直升机动升限、静升限、最大巡航速度等)、发动机使用限制、以及直升机使用限制。
[0097]
在发动机循环参数中，选取待优化的发动机循环参数及其相应的范围；发动机循环参数的范围根据直升机所需功率以及选择的热力参数路线确定；其中，所述待优化的发动机循环参数包括压气机压比πk和燃烧室出口温度t
t4
；
[0098]
所述待优化的发动机循环参数还包括双转子燃气发生器的低压气机压比和高压压气机压比。
[0099]
步骤2、根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，确定直升机的动力装置质量；包括：
[0100]
基于直升机-发动机系统基础数据中的发动机基础数据和待优化的发动机循环参数，获取发动机气动热力计算数学模型；然后采用基于部件法的发动机气动热力计算数学模型，计算发动机设计点和非设计点性能，以获取发动机各部件进出口截面参数和性能参数；
[0101]
其中，在此阶段压气机、燃气涡轮、动力涡轮等部件特性采用标准特性或者参考对象的特性进行缩放。
[0102]
基于发动机各部件进出口截面参数和性能参数，同时考虑发动机设计技术需求和限制条件，分别计算和获取发动机部件的流道尺寸，最终获得发动机整机的流道尺寸。
[0103]
其中，发动机部件包括：进气装置或者粒子分离器、压气机、燃气涡轮、燃烧室、动力涡轮、机匣、过渡段和尾喷管。
[0104]
根据发动机部件的流道尺寸和对应部件的质量关系式、以及发动机整机的流道尺寸，计算和获取发动机质量；或者在已有发动机质量统计数据基础上，建立发动机质量与其工作参数的相关性来计算获得发动机质量。
[0105]
根据所述发动机质量、直升机上燃气涡轮发动机常规安装系统组件质量、冷却消防系统组件质量和除尘系统组件质量，计算获取所述动力装置质量；
[0106]
若发动机不带减速器，所述动力装置质量为：
[0107]mcy
＝n
engkcymeng
[0108]
式中，m
cy
表示若发动机不带减速器时，直升机的动力装置质量；n
eng
表示直升机上装配发动机数量；m
eng
表示单台发动机质量；k
cy
表示考虑直升机上燃气涡轮发动机常规安装系统组件、冷却消防系统组件和除尘系统组件引起的发动机质量增加系数，可以取值1.65～1.85；
[0109]
若发动机带减速器，且需要消除减速器质量的影响时，则所述动力装置质量为：
[0110]m′
cy
＝n
eng
(k
cy
m'
eng
+m
red
+m
sys
)
[0111][0112]
式中，m
′
cy
表示发动机带减速器时，直升机的动力装置质量；m
red
表示发动机减速器的质量；pwe表示减速器设计输入功率；n2表示减速器输入设计转速；m
sys
表示动力装置附件及系统质量(发动机质量变化时该质量不变)可取等于(0.18～0.25)m
′
eng
；m
′
eng
表示不带减速器和附件系统的发动机质量。
[0113]
步骤3、基于所述直升机-发动机系统基础数据，模拟直升机飞行轨迹，获取直升机飞行燃油质量；包括：
[0114]
基于所述直升机-发动机系统基础数据，根据使用条件数据的设计任务中给定的直升机飞行任务剖面，将直升机飞行轨迹划分为若干个飞行轨迹区段；其中，直升机每一个飞行轨迹区段的飞行条件和所需要功率保持不变；
[0115]
采用直升机气动性能计算数学模型，计算直升机每一个飞行轨迹区段的所需功率；利用发动机气动热力计算数学模型，计算所述所需功率下对应的发动机耗油率；
[0116]
根据所述所需功率及其对应的发动机耗油率，获得直升机飞行燃油质量；
[0117]
所述直升机飞行燃油质量(可适用于所有直升机)为：
[0118][0119]
其中，m
ml
表示适用于所有直升机的直升机飞行燃油质量，tn表示直升机完成航程飞行的总飞行时间；mm表示消耗燃油质量；r表示飞行轨迹区段总数；i表示第几段飞行轨道区段；δti表示第i段飞行轨道区段上的飞行时间；pwi与sfci分别表示第i段飞行所需求功率和耗油率；
[0120]
若直升机飞行轨迹为简单的起飞-一定高度巡航-降落类型的持续巡航飞行段，则所述直升机飞行燃油质量为：
[0121]
m'
ml
＝n
engkl
sfc
p
pw
p
l
l
/v
l
[0122]
其中，m
′
ml
表示直升机飞行轨迹为持续巡航飞行段时，直升机飞行燃油质量；n
eng
表示直升机上装配的发动机数量；pw
p
与sfc
p
分别表示直升机巡航飞行段飞行时的平均功率和耗油率；k
l
表示考虑不同于巡航段的其他飞行段燃油流量影响的系数(如图3所示)；l
l
表示直升机航程；v
l
表示直升机飞行技术速度，表示考虑所有飞行阶段耗时的平均速度，根据巡航速度v
p
值确定：v
l
＝kvv
p
，其中修正系数kv根据图3选取。
[0123]
以上是直升机的油箱和供油系统等已经确认的情况下，只考虑了直升机飞行消耗的燃油质量；若直升机燃油系统装置需要重新设计可以调整时，则可以根据直升机飞行消耗的燃油以及发动机质量等要求重新设计，引入相应的关系式一并进行考虑，最大限度的获得循环参数优化所带来的收益。
[0124]
步骤4、利用直升机的动力装置质量和直升机飞行燃油质量，获取直升机起飞质量并进行检测，检测通过后计算直升机效率准则；具体包括以下内容：
[0125]
在利用所述动力装置质量和直升机飞行燃油质量获取直升机起飞质量之前，利用第一容差系数εm判断所述直升机飞行燃油质量m
ml
或m
′
ml
是否满足初始给定的飞行燃油质量m
mls
：
[0126]
当计算的所述直升机飞行燃油质量满足初始给定的飞行燃油质量时，则利用直升机的动力装置质量和直升机飞行燃油质量，计算并获取直升机起飞质量；
[0127]
当计算的所述直升机飞行燃油质量不满足初始给定的飞行燃油质量时，则返回至步骤1中在优化的发动机循环参数初始给定范围内，重新选择待优化的发动机循环参数的值，再次计算直升机的动力装置质量和直升机飞行燃油质量，直至所述直升机飞行燃油质量满足初始给定的飞行燃油质量；
[0128]
其中，若或时，则计算的所述直升机飞行燃油质量满足初始给定的飞行燃油质量；反之，则不满足；其中εm可以取值0.9～1.1。
[0129]
所述直升机起飞质量为：
[0130]moc
＝m
load
+m
ce
+m
enp
+m
me
[0131]
其中，m
oc
表示所述直升机起飞质量；m
load
表示直升机的有效载荷，由直升机设计时给定；m
enp
表示除动力装置及燃油系统以外的直升机质量，包括直升机机体、装备和乘组人员的质量；m
ce
表示发动机不带减速器时直升机的动力装置质量m
cy
或发动机带减速器时直升机的动力装置质量m
′
cy
；m
me
表示适用于所有直升机的直升机飞行燃油质量m
ml
或直升机飞行轨迹为持续巡航飞行段时的直升机飞行燃油质量m
′
ml
；
[0132]
利用第二容差系数ε
m0
，判断所述直升机起飞质量m
oc
是否满足初始给定的起飞质量m0：
[0133]
若所述直升机起飞质量m
oc
满足初始给定的起飞质量m0，则计算直升机效率准则；
[0134]
若所述直升机起飞质量m
oc
不满足初始给定的起飞质量m0，则返回至步骤1中在优化的发动机循环参数初始给定范围内，重新选择待优化的发动机循环参数的值，再次计算直升机的动力装置质量和直升机飞行燃油质量，直至所述直升机起飞质量m
oc
满足初始给定的起飞质量m0；
[0135]
其中，当时，则所述直升机起飞质量m
oc
满足初始给定的起飞质量m0；反之，则不满足；其中ε
m0
可以取值0.95～1.05。
[0136]
步骤5、根据直升机效率准则的计算结果，确定待优化的发动机循环参数的优化可选域；具体包括以下内容：
[0137]
直升机效率准则包括：动力装置效率准则、运输能力准则、运输效率准则和燃油消耗率准则；
[0138]
直升机效率准则还包括：直升机的起飞质量或者有效载荷、航程、直升机全寿命周期使用成本、吊挂安装工作生产率、农业工作生产率、农业直升机经济效率等准则。
[0139]
其中，根据所述动力装置质量和所述直升机飞行燃油质量，获取所述动力装置效率准则；
[0140]
所述动力装置效率准则为：
[0141][0142]
式中，γe表示动力装置效率准则；m
ce
表示发动机不带减速器时直升机的动力装置质量m
cy
或发动机带减速器时直升机的动力装置质量m
′
cy
；m
me
表示适用于所有直升机的直升机飞行燃油质量m
ml
或直升机飞行轨迹为持续巡航飞行段时直升机飞行燃油质量m
′
ml
；n
eng
表示直升机上装配的发动机数量；pw表示单台发动机的功率；k
cy
表示与发动机功重比相关项；k
sfc
表示与发动机耗油率相关项；
[0143]
所述运输能力准则为：
[0144][0145]
式中，γ
load
表示运输能力准则；m
load
为直升机的有效载荷；m
emp
表示直升机空载质量；v
l
表示飞行技术速度，表示考虑所有飞行阶段耗时的平均速度，根据巡航速度v
p
值确定：v
l
＝kvv
p
，kv表示修正系数；
[0146]
所述运输效率准则为：
[0147][0148]
式中，γ
leff
表示运输效率准则；k
l
表示考虑不同于巡航段的其他飞行段燃油流量影响的系数；v
p
表示巡航速度；m
cn
表示直升机乘组质量；l
l
表示直升机航程；m
me
表示适用于所有直升机的直升机飞行燃油质量m
ml
或直升机飞行轨迹为持续巡航飞行段时直升机飞行燃油质量m'
ml
；m
emp
表示直升机空载质量。
[0149]
所述燃油消耗率准则为：
[0150][0151]
式中，γ
ml
表示燃油消耗率准则；m
load
为直升机的有效载荷；l
l
表示直升机航程；m
me
表示适用于所有直升机的直升机飞行燃油质量m
ml
或直升机飞行轨迹为持续巡航飞行段时直升机飞行燃油质量m
′
ml
；ε表示有效载荷利用率。
[0152]
根据直升机的用途和飞行状态特征，综合选择一种或多种准则进行计算，获得对应的计算值；根据选定的直升机效率准则中一种或多种准则的计算值，对应确定每个准则的极值和相容范围；
[0153]
基于一种或多种准则的计算值、以及对应每个准则的极值和相容范围，将满足的待优化的发动机循环参数的取值范围区域，作为所述直升机效率准则的参数优化可行域；其中，yi、y
opt,i
、δyi分别表示第i个准则的计算值、极值和相容范围；直升机效率准则的相容范围δyi的适用范围可取值为0.5％～5％；
[0154]
根据所述直升机效率准则的参数优化可行域，并综合考虑发动机性能指标、设计技术水平、材料选择、涡轮叶片冷却等条件限制，合理确定待优化的发动机循环参数(压气机压比πk和燃烧室出口温度t
t4
)的优化可选域。
[0155]
基于同一发明构思，本发明实施例还提供一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化系统，如图4所示，包括选择单元、获取单元、计算单元和确定单元，
[0156]
所述选择单元，用于基于直升机-发动机系统基础数据，选择待优化的发动机循环参数及其相应的范围；
[0157]
所述获取单元，用于根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，计算并获取直升机的动力装置质量；还用于基于所述直升机-发动机系统基础数据，模拟直升机飞行轨迹，获取直升机飞行燃油质量；
[0158]
所述计算单元，用于利用直升机的动力装置质量和飞行燃油质量，获取直升机起飞质量并进行检查，检查通过后计算直升机效率准则；
[0159]
所述确定单元，用于根据直升机效率准则的计算结果，确定待优化的发动机循环参数的优化可选域。
[0160]
关于上述实施例中的系统，其中各个单元模块执行操作的具体方式已经在有关该方法的实施例中进行了详细描述，此处将不做详细阐述说明。
[0161]
基于同一发明构思，本发明实施例还提供一种电子设备，其结构如图5所示，包括：存储器、处理器及存储于存储器上并在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现前述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法。
[0162]
基于同一发明构思，本发明实施例还提供一种计算机存储介质，所述计算机存储介质中存储有计算机可执行指令，所述计算机可执行指令执行时实现前述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法。
[0163]
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法，其特征在于，包括：基于直升机-发动机系统基础数据，选择待优化的发动机循环参数及其相应的范围；根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，确定直升机的动力装置质量；基于所述直升机-发动机系统基础数据，模拟直升机飞行轨迹，获取直升机飞行燃油质量；利用直升机的动力装置质量和飞行燃油质量，获取直升机起飞质量并进行检测，检测通过后计算直升机效率准则；根据直升机效率准则的计算结果，确定待优化的发动机循环参数的优化可选域。2.根据权利要求1所述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法，其特征在于，所述基于直升机-发动机系统基础数据，选择需要优化的发动机循环参数，包括：所述直升机-发动机系统基础数据包括：发动机基础数据、直升机基础数据、使用条件数据和待优化的发动机循环参数；其中，所述待优化的发动机循环参数包括压气机压比和燃烧室出口温度。3.根据权利要求1或2所述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法，其特征在于，所述根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，确定直升机的动力装置质量，包括：根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，获取发动机部件的流道尺寸；根据发动机部件的流道尺寸和对应部件的质量关系式，确定发动机质量；根据所述发动机质量，获取所述动力装置质量。4.根据权利要求3所述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法，其特征在于，所述根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，获取发动机部件的流道尺寸，包括：根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，利用发动机气动热力计算数学模型，计算发动机各部件进出口截面参数和性能参数；基于发动机各部件进出口截面参数和性能参数，确定发动机部件的流道尺寸；其中，发动机部件包括：进气装置、压气机、燃气涡轮、燃烧室、动力涡轮、机匣和过渡段。5.根据权利要求1所述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法，其特征在于，所述根据所述发动机质量，获取所述动力装置质量，包括：根据所述发动机质量、直升机上燃气涡轮发动机常规安装系统组件质量、冷却消防系统组件质量和除尘系统组件质量，确定所述动力装置质量；若发动机不带减速器，所述动力装置质量为：m
cy
＝n
eng
k
cy
m
eng
式中，m
cy
表示发动机不带减速器时，直升机的动力装置质量；n
eng
表示直升机上装配发动机数量；m
eng
表示单台发动机质量；k
cy
表示考虑直升机上燃气涡轮发动机常规安装系统组件、冷却消防系统组件和除尘系统组件引起的发动机质量增加系数；若发动机带减速器，则所述动力装置质量为：
m
′
cy
＝n
eng
(k
cy
m'
eng
+m
red
+m
sys
)式中，m
′
cy
表示发动机带减速器时，直升机的动力装置质量；m
red
表示发动机减速器的质量；pw
e
表示减速器设计输入功率；n2表示减速器输入设计转速；m
sys
表示动力装置附件及系统质量(发动机质量变化时该质量不变)；m
′
eng
表示不带减速器和附件系统的发动机质量。6.根据权利要求1所述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法，其特征在于，所述基于所述直升机-发动机系统基础数据，模拟直升机飞行轨迹，获取直升机飞行燃油质量，包括：基于所述直升机-发动机系统基础数据，根据直升机飞行任务剖面，将直升机飞行轨迹划分为多个飞行轨迹区段；采用直升机气动性能计算数学模型，计算直升机每一段飞行轨迹区段的所需功率；利用发动机气动热力计算数学模型，计算所述所需功率对应的发动机耗油率；根据所述所需功率及其对应的发动机耗油率，获得直升机飞行燃油质量。7.根据权利要求6所述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法，其特征在于，所述直升机飞行燃油质量为：其中，m
ml
表示适用于所有直升机的直升机飞行燃油质量，t
n
表示直升机完成航程飞行的总飞行时间；m
m
表示消耗燃油质量；r表示飞行轨迹区段的总数目；i表示第几段飞行轨道区段；δt
i
表示第i段飞行轨道区段上的飞行时间；pw
i
与sfc
i
分别表示第i段飞行所需求功率和耗油率；若直升机飞行轨迹为简单的起飞-一定高度巡航-降落类型的持续巡航飞行段，则所述直升机飞行燃油质量为：其中，m
′
ml
表示直升机飞行轨迹为持续巡航飞行段时，直升机飞行燃油质量；n
eng
表示直升机上装配的发动机数量；pw
p
与sfc
p
分别表示直升机巡航飞行段飞行时的平均功率和耗油率；k
l
表示考虑不同于巡航段的其他飞行段燃油流量影响的系数；l
l
表示直升机航程；v
l
表示直升机飞行技术速度，表示考虑所有飞行阶段耗时的平均速度，根据巡航速度v
p
值确定：v
l
＝kvv
p
，kv表示修正系数。8.根据权利要求1或7所述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法，其特征在于，在利用所述动力装置质量和直升机飞行燃油质量获取直升机起飞质量之前，利用第一容差系数ε
m
判断所述直升机飞行燃油质量m
ml
或m
′
ml
是否满足初始给定的飞行燃油质量m
mls
：当计算的所述直升机飞行燃油质量满足初始给定的飞行燃油质量时，则利用直升机的
动力装置质量和直升机飞行燃油质量，计算并获取直升机起飞质量；当计算的所述直升机飞行燃油质量不满足初始给定的飞行燃油质量时，则在优化的发动机循环参数初始给定范围内，重新选择待优化的发动机循环参数的值，再次计算直升机的动力装置质量和直升机飞行燃油质量，直至所述直升机飞行燃油质量满足初始给定的飞行燃油质量；其中，若或时，则计算的所述直升机飞行燃油质量满足初始给定的飞行燃油质量。9.根据权利要求8所述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法，其特征在于，利用直升机的动力装置质量和直升机飞行燃油质量，获取直升机起飞质量并进行检测，检测通过后计算直升机效率准则，包括：所述直升机起飞质量为：m
oc
＝m
load
+m
ce
+m
enp
+m
me
其中，m
oc
表示所述直升机起飞质量；m
load
表示直升机的有效载荷，由直升机设计时给定；m
enp
表示除动力装置及燃油系统以外的直升机质量，包括直升机机体、装备和乘组人员的质量；m
ce
表示发动机不带减速器时直升机的动力装置质量m
cy
或发动机带减速器时直升机的动力装置质量m
′
cy
；m
me
表示适用于所有直升机的直升机飞行燃油质量m
ml
或直升机飞行轨迹为持续巡航飞行段时的直升机飞行燃油质量m
′
ml
；利用第二容差系数ε
m0
，判断所述直升机起飞质量m
oc
是否满足初始给定的起飞质量m0：若所述直升机起飞质量m
oc
满足初始给定的起飞质量m0，则计算直升机效率准则；若所述直升机起飞质量m
oc
不满足初始给定的起飞质量m0，则在优化的发动机循环参数初始给定范围内，重新选择待优化的发动机循环参数的值，再次计算直升机的动力装置质量和直升机飞行燃油质量，直至所述直升机起飞质量m
oc
满足初始给定的起飞质量m0；其中，当时，则所述直升机起飞质量m
oc
满足初始给定的起飞质量m0。10.根据权利要求1或9所述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法，其特征在于，根据直升机效率准则的计算结果，确定待优化的发动机循环参数的优化可选域，包括：根据直升机的用途和飞行状态特征，选择一种或多种准则进行计算，获得对应的计算值；根据选定的直升机效率准则中一种或多种准则的计算值，对应确定每个准则的极值和相容范围；基于一种或多种准则的计算值、以及对应每个准则的极值和相容范围，将满足的待优化的发动机循环参数的取值范围区域，作为所述直升机效率准则的参数优化可行域；其中，y
i
、y
opt,i
、δy
i
分别表示第i个准则的计算值、极值和相容范围；
根据所述直升机效率准则的参数优化可行域，确定待优化的发动机循环参数的优化可选域；其中，所述直升机效率准则包括动力装置效率准则、运输能力准则、运输效率准则和燃油消耗率准则。11.根据权利要求10所述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法，其特征在于，根据所述动力装置质量和所述直升机飞行燃油质量，获取所述动力装置效率准则；所述动力装置效率准则为：其中，γ
e
表示动力装置效率准则；m
ce
表示发动机不带减速器时直升机的动力装置质量m
cy
或发动机带减速器时直升机的动力装置质量m
′
cy
；m
me
表示适用于所有直升机的直升机飞行燃油质量m
ml
或直升机飞行轨迹为持续巡航飞行段时直升机飞行燃油质量m
′
ml
；n
eng
表示直升机上装配的发动机数量；pw表示单台发动机的功率；k
cy
表示与发动机功重比相关项；k
sfc
表示与发动机耗油率相关项；所述运输能力准则为：其中，γ
load
表示运输能力准则；m
load
表示直升机的有效载荷；m
emp
表示直升机空载质量；v
l
表示飞行技术速度，表示考虑所有飞行阶段耗时的平均速度，根据巡航速度v
p
值确定：v
l
＝kvv
p
，kv表示修正系数；所述运输效率准则为：其中，γ
leff
表示运输效率准则；k
l
表示考虑不同于巡航段的其他飞行段燃油流量影响的系数；v
p
表示巡航速度；m
cn
表示直升机乘组质量；l
l
表示直升机航程；m
emp
表示直升机空载质量；所述燃油消耗率准则为：其中，γ
ml
表示燃油消耗率准则；ε表示有效载荷利用率。12.一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化系统，其特征在于，包括选择单元、获取单元、计算单元和确定单元，所述选择单元，用于基于直升机-发动机系统基础数据，选择待优化的发动机循环参数
及其相应的范围；所述获取单元，用于根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，计算并获取直升机的动力装置质量；还用于基于所述直升机-发动机系统基础数据，模拟直升机飞行轨迹，获取直升机飞行燃油质量；所述计算单元，用于利用直升机的动力装置质量和飞行燃油质量，获取直升机起飞质量并进行检查，检查通过后计算直升机效率准则；所述确定单元，用于根据直升机效率准则的计算结果，确定待优化的发动机循环参数的优化可选域。13.一种电子设备，其特征在于，包括：存储器、处理器及存储于存储器上并在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1-11任一所述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法。14.一种计算机存储介质，其特征在于，所述计算机存储介质中存储有计算机可执行指令，所述计算机可执行指令执行时实现权利要求1-11任一所述的一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法。

技术总结
本发明公开了一种航空燃气涡轮轴发动机的循环参数优化方法和系统，所述方法包括：基于直升机-发动机系统基础数据，选择待优化的发动机循环参数及其相应的范围；根据所述直升机-发动机系统基础数据和待优化的发动机循环参数，确定直升机的动力装置质量；基于所述直升机-发动机系统基础数据，模拟直升机飞行轨迹，获取直升机飞行燃油质量；利用直升机的动力装置质量和飞行燃油质量，获取直升机起飞质量并进行检测，检测通过后计算直升机效率准则；根据直升机效率准则的计算结果，确定待优化的发动机循环参数的优化可选域。实现在发动机初步设计阶段考虑直升机效率指标，有利于提高发动机与直升机的适配性。高发动机与直升机的适配性。高发动机与直升机的适配性。


技术研发人员：李定乃 成本林 吴鑫鑫 向立军 黄新生 罗宿明
受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所
技术研发日：2023.05.18
技术公布日：2023/8/21