技术领域
[0001] 本
发明属于发动机设计技术领域，具体涉及一种验证变循环发动机部件总体性能方案的设计方法。
背景技术
[0002] 变循环发动机是满足未来战机兼顾“超音速高推
力”和“亚音速低耗油率”作战需求的重要动力选择。通常情况下，对变循环发动机的关键部件的总体性能方案的设计(参数的选取)并不是从头进行的，而是应用涡扇发动机的设计参数去验证，即基于涡扇发动机验证变循环发动机关键技术的总体性能方案，该设计方法有利于大幅度缩短验证周期、降低技术
风险。这里的关键技术也称作关键部件，主要是指模式选择
阀、变几何低压
涡轮、核心机驱动风扇(简称CDFS)、前涵道引射器、后涵道引射器。目前，国内外文献中关于“利用涡扇发动机验证变循环发动机关键技术”方面，一般仅提出了技术途径、或计算了基本性能，对于总体方案的设计而言，一般采用“
热力循环参数选取与
基础涡扇发动机相当”的设计方法。该方法过分限制了热力循环参数的选择范围，导致参数超限、或整机性能指标无法达到设计要求等情况。
发明内容
[0003] 为了解决上述问题，本发明提供了一种验证变循环发动机部件总体性能方案的设计方法，基于涡扇发动机验证变循环发动机关键部件技术的总体性能方案。所述方法包括：
[0004] 步骤一、确定待验证的发动机部件；
[0005] 步骤二、根据确定的发动机部件，搭建起热力循环分析模型；
[0006] 步骤三、选择各热力循环参数的范围；
[0007] 步骤四、在步骤三的各热力循环参数的范围内确定各参数取值步长，采用步骤二搭建的热力循环分析模型完成全部组合的热力计算，所述全部组合为所有参数的多个不同取值所构成的阵列，其中，所有参数在其对应的热力循环参数范围内的任意一个取值的组合构成阵列中的单个组合；
[0008] 步骤五、根据步骤四的热力计算结果剔除不符合要求的单个组合；
[0009] 步骤六、在经步骤五计算后的剩余单个组合中，根据所述待验证的发动机部件的总体需求，确定最优单个组合。
[0010] 优选的是，所述步骤一中，所述待验证的发动机部件包括模式选择阀、变几何低压涡轮、核心机驱动风扇、前涵道引射器以及后涵道引射器。
[0011] 优选的是，所述步骤三包括：
[0012] 验证模式选择阀需保证其风扇部件与所述核心机驱动风扇工作点流量较接近，所述较接近包括两者工作点流量偏差导致的
喘振裕度减少不超过5％；
[0013] 验证核心机驱动风扇需保证其出口流量高于其高压
压气机流量；
[0014] 所述高压压气机工作线在涡扇发动机工作线附近，所述附近包括两者工作点流量偏差导致的喘振裕度减少不超过5％，所述工作线为压比与流量之间的线性关系；
[0015] 验证前涵道引射器需保证优先验证核心机驱动风扇。
[0016] 优选的是，所述步骤五中，所述不符合要求的单个组合包括依据所述单个组合所计算的涡轮膨胀比超过所述涡扇发动机的涡轮限制值。
[0017] 优选的是，所述步骤五中，所述不符合要求的单个组合包括依据所述单个组合所计算的涡轮换算流量比超过所述涡扇发动机的涡轮可调范围。
[0018] 优选的是，所述步骤五中，所述不符合要求的单个组合包括依据所述单个组合所计算的混合室外涵出口与内涵总压相差超过设定值。
[0019] 优选的是，所述步骤六中，所述待验证的发动机部件的总体需求包括推力最大、耗油率最低以及核心机驱动风扇流量最大中的一个或多个。
[0020] 本发明提供了一种基于涡扇发动机验证变循环发动机关键部件技术的总体性能方案的设计方法，解决如何基于涡扇发动机验证变循环发动机关键技术的总体性能方案设计问题。通过本方法，可以获得总体性能方案设计点结果，确定各部件基本几何设计尺寸，以方便部件开展初步设计。
附图说明
[0021] 图1为本发明验证变循环发动机部件总体性能方案的设计方法的一优选
实施例的
流程图；
[0022] 图2为本发明图1所示实施例的风扇工作线示意图。
具体实施方式
[0023] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0024] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“
水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或
位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，例如“顺
时针”、“逆时针”、“向上”、“向下”等，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
[0025] 如图1所示，为本发明验证变循环发动机部件总体性能方案的设计方法的流程示意图，本发明基于涡扇发动机对变循环发动机关键技术验证，所述验证变循环发动机部件总体性能方案的设计方法主要包括：
[0026] 第一步：确定需验证的部件
[0027] 首先，需根据研究人员的验证需求，选择需验证的部件。
[0028] 变循环发动机共有五个特征部件：模式选择阀、变几何低压涡轮、核心机驱动风扇(简称CDFS)、前涵道引射器、后涵道引射器。选择验证的部件应考虑以下限制：
[0029] 验证模式选择阀部件限制：验证模式选择阀需保证风扇部件与CDFS部件工作点流量较接近，该流量一般根据风扇部件和CDFS部件的喘振裕度选择，如：流量偏差导致喘振裕度减少不超过5％。风扇流量过高、CDFS流量过低，将导致风扇部件
气动失稳；风扇流量过低、CDFS流量过高，将导致CDFS部件气动失稳。
[0030] CDFS部件：验证CDFS部件的流量与压比参数的最大限制在于高压涡轮的膨胀比。
[0031] 前涵道引射器：验证前涵道引射器，需要验证CDFS部件。
[0032] 后涵道引射器和变几何低压涡轮部件在总体性能
角度需考虑限制较少。
[0033] 假设根据工作安排，计划以涡扇发动机的基础上验证CDFS、前涵道引射器、后涵道引射器部件，则选取CDFS、前涵道引射器、后涵道引射器部件为验证部件；需要验证CDFS部件的限制为高压涡轮膨胀比。假设原高压涡轮膨胀比限制为5，目前涡扇发动机膨胀比为4.5，那么CDFS的流量和压比引起的高压涡轮功增加，不应该使高压涡轮膨胀比增大超过
0.5。
[0034] 第二步：搭建计算模型
[0035] 根据“第一步”确定的验证部件，搭建热力循环分析模型。建模方法国内研究较多，相对也比较成熟，此处不再赘述。本实施例中，搭建包含CDFS、前涵道引射器、后涵道引射器的整机计算模型。
[0036] 第三步：确定热力循环分析模型的参数的计算范围
[0037] 变循环发动机热力循环参数主要考虑：风扇流量、风扇压比、CDFS流量、CDFS压比、高压压气机流量、高压压气机压比、涡轮前
温度。部件效率等热力循环参数一般根据当前部件设计能力确定。如果不验证CDFS部件，则不用对CDFS流量和压比进行热力循环分析计算。
[0038] 各参数范围按以下原则选择：
[0039] 风扇流量、压比：如果风扇部件改进设计，则风扇流量、压比可自由选择。如果风扇部件沿用原涡扇发动机，则风扇流量、压比应在原涡扇发动机的共同工作线附近(按喘振裕度变化不超过5％考虑)选取，并基于此确定风扇部件的设计点转速。
[0040] CDFS流量、压比：保证CDFS出口流量高于高压压气机流量换算流量。
[0041] 高压压气机流量、压比：如果沿用原涡扇发动机高压压气机，则高压压气机流量、压比应在高压压气机共同工作线附近选取(按喘振裕度变化不超过5％考虑)，并基于此确定高压压气机设计点转速。
[0042] 主燃出口温度：根据原涡扇发动机高压涡轮耐温能力选择。
[0043] 本实施例中，选择热力循环分析参数包括：风扇流量、风扇压比、CDFS流量、CDFS压比、高压压气机流量、高压压气机压比、涡轮前温度。其中：
[0044] (1)风扇部件沿用原涡扇发动机部件，风扇部件变化范围在原风扇工作线附近裕度5％附近选取，如图2所示。风扇流量、压比的上、下限可选范围为图中虚线表示范围(上方的虚线为上限，下方的虚线为下限)。
[0045] (2)CDFS部件流量、压比可任意选择，假设高压压气机流量为100kg/s，CDFS流量应在于高压压气机流量，CDFS流量可选为105kg/s；
[0046] (3)高压压气机流量、压比选择方法与风扇方法相同；
[0047] (4)涡轮前温度根据耐温能力，假设耐温能力为2000K，可选取为1900K～2000K
[0048] 按以上方法，假设我们选取的热力循环参数可选范围为：
[0049] 风扇流量：150kg/s～200kg/s；
[0050] 风扇压比：3.0～4.0；
[0051] CDFS流量：105～120kg/s；
[0052] CDFS压比：1.5～2；
[0053] 高压压气机流量：50～60kg/s；
[0054] 高压压气机压比：5～6；
[0055] 涡轮前温度：1900K～2000k。
[0056] 第四步：开展计算
[0057] 针对第三步中选择的热力循环参数变化范围，编制程序，完成全部组合的计算。获得所有可能选择参数的设计点计算结果。
[0058] 本实施例中，根据第三步结果，假设参数按以下步长的变化，完成全部组合的遍历计算。
[0059] 风扇流量：150kg/s～200kg/s，步长10kg/s
[0060] 风扇压比：3.0～4.0，步长0.1
[0061] CDFS流量：105～120kg/s，步长5kg/s
[0062] CDFS压比：1.5～2，步长0.1
[0063] 高压压气机流量：50～60kg/s，步长1kg/s
[0064] 高压压气机压比：5～6
[0065] 涡轮前温度：1900K～2000k
[0066] 可获得不同的计算结果，取部分结果示意如下表1所示。
[0067] 表1、不同方案计算结果(部分)
[0068]
[0069]
[0070] 第五步：剔除不符合要求的设计方案
[0071] 根据第四步计算获得的热力循环参数结果，剔除掉以下计算方案：
[0072] (1)涡轮膨胀比超过原涡轮限制值；
[0073] (2)涡轮换算流量超过原涡轮可调节范围；
[0074] (3)混合室外涵出口与内涵总压相差较大，超过设定值，例如相差超过30％。
[0075] 本实施例中，对比方案1和方案2，假设高压涡轮膨胀比限制为5，由于方案2中的高压涡轮膨胀比达到6，所以下表2中方案2需剔除。
[0076] 表2、计算结果示意表
[0077]
[0078] 第六步：选择最优方案
[0079] 在第四步筛选的方案中，根据验证的总体需求：如推力最大、耗油率最低、CDFS流量最大等，选择最优方案。
[0080] 假设符合要求的方案如下表3所示，按推力最大需求，选择方案2。
[0081] 表3、最优方案选取示意表
[0082]
[0083] 本发明提供了一种基于涡扇发动机验证变循环发动机关键部件技术的总体性能方案的设计方法，解决如何基于涡扇发动机验证变循环发动机关键技术的总体性能方案设计问题。通过本方法，可以获得总体性能方案设计点结果，确定各部件基本几何设计尺寸，以方便部件开展初步设计。
[0084] 最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。部分非必要数值仅为示例说明，并非真实值，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：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；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
