一种航空燃气涡轮轴发动机性能评估优化方法及系统与流程

本发明属于涡轮轴发动机，特别涉及一种航空燃气涡轮轴发动机性能评估优化方法及系统。

背景技术：

1、航空发动机性能先进性水平可理解为其设计参数和性能与世界航空发动机制造领域最好的发动机相对比的相符合的程度。

2、在航空发动机的研制过程中确定其性能先进性水平具有很大的现实意义。为了研制的发动机达到世界先进水平，首先必须连续不断地详细分析国内外所研究相似类型和用途的发动机与飞机的主要参数发展。对研制的燃气涡轮发动机性能先进性水平综合评估需要将其与国内外市场上相类似的发动机进行比较，与它所采用的技术方案和结构工艺方案进行对比，甚至在设计时要考虑超前的性能储备和发展计划。

3、目前新研制发动机根据代表主要技术和经济性的重要参数(指标)绝对值来进行航空燃气涡轮发动机性能先进性水平评估，它是以发动机重要性能参数值与预计的性能参数值比较(排除与飞机平台的关系)为基础，把预计值作为标准来研究在原则上有以下不足：

4、1)燃气涡轮发动机个别参数与技术水平规定标准之间不可避免的会产生误差，而这种方法不能定量的评估出误差对飞机效能的影响。

5、2)当被分析的参数不能全部达到标准参数值时(一部分参数高于标准，一部分低于标准)时，实际上不能给出总体设计性能水平是否满足要求的确切结论。

6、3)在某些燃气涡轮发动机设计指标(单位功率的质量、耗油率、温升、压比等)相对于标准有利也不能量化其对飞机带来的收益，因为其中的每个设计指标对飞机效能的影响都不相同，可能影响大，也可能影响极小。

7、还须要指出的是，技术水平标准的预测本身也是一个问题，因为先进燃气涡轮发动机的研制周期比较长，一般为7～10年。因此，为了利用预估值作为标准，就需要向前预测大概15年，但由于航空技术的快速发展，可靠的预测不能向前超过5～7年，也就是说在提出发动机设计方案时不能期望在合格取证/鉴定定型的那一刻还能保持预测的真实性。

技术实现思路

1、为了解决背景技术中至少一个问题，本发明提出一种航空燃气涡轮轴发动机性能评估优化方法及系统。

2、为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

3、一种航空燃气涡轮轴发动机性能评估优化方法，包括以下步骤：

4、确定设计组的发动机所装配飞机的类型和用途；

5、基于飞机的类型和用途确定飞机效能准则及其重要程度系数；

6、选取一组的同类型和用途的发动机作为对比组，并确定发动机设计参数和性能指标并形成评估目录；

7、计算发动机的单个设计参数对单个飞机效能准则的单个影响因子；

8、依据单个影响因子计算发动机每个设计参数对所选飞机效能准则的整体影响因子；

9、计算设计组的发动机设计参数与对比组的基准发动机相对应设计参数的相对值；

10、基于整体影响因子和相对值计算选取的所有发动机的先进性综合系数；

11、对比所有发动机的先进性综合系数，若设计组的发动机的先进性综合系数与对比组相比未达到目标先进性综合系数，则调整设计组的发动机设计参数值，直至达到目标先进性综合系数。

12、优选地，所述飞机效能准则包括燃油消耗量、运输效率、有效载荷和飞机全寿命周期费用。

13、优选地，计算发动机的每个设计参数对单个飞机效能准则的单个影响因子，包括：

14、

15、式中，prji表示第j个设计参数对第i个飞机效能准则的单个影响因子；yi表示第i个飞机效能准则；表示设计参数对发动机的耗油率sfc的影响系数；表示设计参数对单位功率下的质量wp的影响系数；表示发动机的耗油率sfc对每个飞机效能准则影响系数；表示发动机的单位功率下的质量wp对每个飞机效能准则影响系数。

16、优选地，依据单个影响因子计算发动机每个设计参数对所选飞机效能准则的整体影响因子，包括：

17、

18、式中，prj为发动机第j个设计参数wj(1≤j≤m)对选定的该组飞机效能准则的整体影响因子；ki为第i个飞机效能准则yi的重要程度系数；n为选定一组飞机效能准则的数量。

19、优选地，计算设计组的发动机设计参数与对比组的发动机相对应设计参数的相对值，包括：

20、

21、式中，wjσ为基准发动机的第j个设计参数；khtyj为第j个设计参数对应的相对值。

22、优选地，基于整体影响因子和相对值计算选取的所有发动机的设计参数先进性综合系数，包括：

23、

24、式中，khty表示所选定的发动机设计参数先进性综合系数。

25、优选地，若设计组的发动机的先进性综合系数与对比组相比未达到目标先进性综合系数，则调整所有发动机设计参数值，直至达到目标先进性综合系数，包括以下步骤：

26、确定每个设计参数先进性综合系数的影响系数；

27、基于影响系数选择需要调整的设计参数；

28、计算需要调整的设计参数与初始值之间的相对最小偏差值；

29、基于相对最小偏差值更新设计参数；

30、检查更新后的设计参数是否超过允许范围，若超过则去除需要调整的设计参数，并重新选择需要调整的设计参数，直至重新选择的设计参数更新后不超过允许范围。

31、优选地，计算需要调整的设计参数与初始值之间的相对最小偏差值，包括：

32、

33、式中，δwj表示设计参数wj需调整的相对最小偏差值；ξj为设计参数wj对khty的影响系数；表示初始所计算的先进性综合系数与目标先进性综合系数之间的相对偏差；为需要达到的目标先进性综合系数；为初始的先进性综合系数；m表示需要调整的设计参数的数量。

34、优选地，基于相对最小偏差值更新设计参数，包括：

35、wj'＝wj0(1+δwj)；

36、式中，wj'表示更新后的第j个设计参数值；wj0表示第j个设计参数初始值。

37、一种航空燃气涡轮轴发动机性能评估优化系统，包括：

38、初始单元，用于确定设计组的发动机所装配飞机的类型和用途；

39、处理单元，用于基于飞机的类型和用途确定飞机效能准则及其重要程度系数；

40、选取单元，用于选取一组的同类型和用途的发动机作为对比组，并确定发动机设计参数和性能指标并形成评估目录；

41、第一计算单元，用于计算发动机的单个设计参数对单个飞机效能准则的单个影响因子；

42、第二计算单元，用于依据单个影响因子计算发动机每个设计参数对所选飞机效能准则的整体影响因子；

43、第三计算单元，用于计算设计组的发动机设计参数与对比组的发动机相对应设计参数的相对值；

44、第四计算单元，用于基于整体影响因子和相对值计算选取的所有发动机的先进性综合系数；

45、评估单元，若设计组的发动机的先进性综合系数与对比组相比未达到目标先进性综合系数，评估单元用于调整设计组的发动机设计参数值，直至达到目标先进性综合系数。

46、优选地，所述评估单元包括：

47、确定模块，用于确定设计参数先进性综合系数的影响系数；

48、调整模块，用于基于影响系数选择需要调整的设计参数；

49、计算模块，用于计算需要调整的设计参数与初始值之间的相对最小偏差值；

50、更新模块，用于基于相对最小偏差值更新设计参数；

51、检查模块，用于检查更新后的设计参数是否超过允许范围，若超过则去除需要调整的设计参数，并重新选择需要调整的设计参数，直至重新选择的设计参数更新后不超过允许范围。

52、本发明的有益效果：

53、1、本发明的方法可以根据发动机的设计参数结合飞行效能准则进行发动机的性能水平评估，如果评估结果无法满足目标性能水平，则可以优化调整部分设计参数，然后重新进行评估，直至满足需求，该过程有效把发动机设计参数对飞机效能准则的影响作为发动机性能先进性水平评估的标准，能够更加准确地评估发动机性能先进性。

54、2、本发明的方法将选择的同类型尺寸和用途的发动机设计进行比较，基于发动机性能对飞机效能影响的方法来评估航空燃气涡轮轴发动机性能先进性水平，同时给出其反问题(寻找燃气涡轮发动机设计参数以达到规定的性能水平)求解方法，为发动机设计参数优化提供了解决方案。

55、3、本发明的方法的应用可以使发动机设计单位根据自身产品发展特点和擅长采用的发动机设计思路，灵活调整优化发动机设计参数，以达目标性能先进性水平，在研制发动机的研制过程中可以有效地对设计参数优化后的发动机性能先进性水平随时进行再次评估，同时该方法还可以扩展至发动机主要部件性能先进性水平评估。

56、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以及附图中所指出的结构来实现和获得。