一种航空发动机性能仿真方法

技术领域

本申请属于航空发动机性能仿真技术领域，具体涉及一种航空发动机性能仿真方法。

背景技术

对航空发动机性能进行仿真可对设计结果进行验证，是航空发动机设计的有效辅助手段。

当前，对航空发动机性能进行仿真，多是将航空发动机整机模型在一个仿真软件下进行仿真，该种技术方案存在以下缺陷：

1)、每个仿真时间步内的计算都需要从发动机进口开始，经过各个部件，至发动机出口，这样前端部件计算的误差会随着向后传递不断放大，导致后端部件的流场偏离实际较大；

2)、在同一仿真软件下，仅能够选择一种湍流模型，不能够很好的适应航空发动机各个部件的计算需求，致使仿真精度偏低；

3)、航空发动中各个部件的周向几何周期不同，无法取得共同的周向简化约束，不能够在周向简化模型，只能够选取全环模型进行计算，网格量巨大，计算周期长，效率低。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机性能仿真方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机性能仿真方法，包括：

获取航空发动机各个部件的工作点参数；

按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，在该过程中，对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果满足判定条件时，进行位于其工作流程下游部件的仿真，对位于工作流程下游的部件进行仿真时，以位于其工作流程上游部件的出口参数仿真结果作为其入口条件。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机性能仿真方法中，所述按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，具体为：

按照工作流程依次调用相应的仿真软件，对航空发动机各个部件进行仿真。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机性能仿真方法中，所述对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果满足判定条件，进行位于其工作流程下游部件的仿真，具体为：

对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果与平衡方程计算结果的偏差处于设定阈值内，进行位于其工作流程下游部件的仿真；或者，

对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果的波动幅度处于设定范围内，进行位于其工作流程下游部件的仿真。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机性能仿真方法中，还包括：

重复按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，直至航空发动机整机的仿真结果满足质量平衡、能量平衡、动量平衡条件。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机性能仿真方法中，所述获取航空发动机各个部件的工作点参数包括：

获取航空发动机风扇的工作点参数；

获取航空发动机外涵道的工作点参数；

获取航空发动机压气机的工作点参数；

获取航空发动机燃烧室的工作点参数；

获取航空发动机涡轮的工作点参数；

获取航空发动机加力燃烧室的工作点参数；

获取航空发动机尾喷管的工作点参数。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机性能仿真方法中，所述按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真包括：

对航空发动机风扇进行仿真；

在航空发动机风扇仿真结果满足判定条件时，进行航空发动外涵道、机压气机的仿真，对航空发动机外涵道进行仿真时，以航空发动机风扇的外涵出口参数仿真结果作为其入口条件，对航空发动机压气机进行仿真时，以航空发动机风扇的内涵出口参数仿真结果作为其入口条件；

在航空发动机压气机仿真结果满足判定条件时，进行航空发动机燃烧室的仿真，对航空发动机燃烧室进行仿真时，以航空发动机压气机的出口参数仿真结果作为其入口条件；

在航空发动机燃烧室仿真结果满足判定条件时，进行航空发动机涡轮的仿真，对航空发动机涡轮进行仿真时，以航空发动机燃烧室的出口参数仿真结果作为其入口条件；

在航空发动机外涵道、涡轮仿真结果满足判定条件时，进行航空发动机加力燃烧室的仿真，对航空发动机加力燃烧室进行仿真时，以航空发动机外涵道、涡轮的出口参数仿真结果作为其入口条件；

在航空发动机加力燃烧室仿真结果满足判定条件时，进行航空发动机尾喷管的仿真，对航空发动机尾喷管进行仿真时，以航空发动机燃烧室的出口参数仿真结果作为其入口条件。

附图说明

图1是本申请实施例提供航空发动机性能仿真方法的流程图；

图2是本申请实施例提供航空发动机性能仿真方法的示意图。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1-图2对本申请做进一步详细说明。

一种航空发动机性能仿真方法，包括：

获取航空发动机各个部件的工作点参数；

按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，在该过程中，对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果满足判定条件时，进行位于其工作流程下游部件的仿真，对位于工作流程下游的部件进行仿真时，以位于其工作流程上游部件的出口参数仿真结果作为其入口条件。

对于上述实施例公开的航空发动机性能仿真方法，领域内技术人员可以理解的是，其在获取航空发动机各个部件的工作点参数后，按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，对各个部件分别进行仿真具有较高的求解效率，此外，对航空发动机各个部件进行仿真时，可分别选择适当的湍流模型和数值方法，以能够保证对各个部件的仿真精度。

对于上述实施例公开的航空发动机性能仿真方法，领域内技术人员还可以理解的是，其在按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真时，对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果满足判定条件时，进行位于其工作流程下游部件的仿真，对位于工作流程下游的部件进行仿真时，以位于其工作流程上游部件的出口参数仿真结果作为其入口条件，可避免产生较大误差。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机性能仿真方法中，所述按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，具体为：

按照工作流程依次调用相应的仿真软件，对航空发动机各个部件进行仿真。

对于上述实施例公开的航空发动机性能仿真方法，领域内技术人员可以理解的是，可通过编写相应的程序，按照工作流程依次调用相应的仿真软件对航空发动机各个部件分别进行仿真，对航空发动机各个部件采用相应的专用软件进行仿真，具有较高的仿真效率及其精度。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机性能仿真方法中，所述对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果满足判定条件，进行位于其工作流程下游部件的仿真，具体为：

对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果与总体程序或平衡方程计算结果的偏差处于设定阈值内，进行位于其工作流程下游部件的仿真；或者，

对位于工作流程上游部件进行仿真，直至其仿真结果的波动幅度处于设定范围内，进行位于其工作流程下游部件的仿真。

对于上述实施例公开的航空发动机性能仿真方法，领域内技术人员可以理解的是，可通过增加迭代次数、调整设定条件、修改仿真模型等方式使于工作流程上游部件出口参数仿真结果满足判定条件。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机性能仿真方法中，还包括：

重复按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真，直至航空发动机整机的仿真结果满足质量平衡、能量平衡、动量平衡条件，以保证仿真结果的准确性、有效性。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机性能仿真方法中，所述获取航空发动机各个部件的工作点参数包括：

获取航空发动机风扇的工作点参数；

获取航空发动机外涵道的工作点参数；

获取航空发动机压气机的工作点参数；

获取航空发动机燃烧室的工作点参数；

获取航空发动机涡轮的工作点参数；

获取航空发动机加力燃烧室的工作点参数；

获取航空发动机尾喷管的工作点参数。

获取航空发动机尾喷管的工作点参数，部分工作点参数如下表所示：

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机性能仿真方法中，所述按照工作流程依次对航空发动机各个部件进行仿真包括：

对航空发动机风扇进行仿真；

在航空发动机风扇仿真结果满足判定条件时，进行航空发动外涵道、机压气机的仿真，对航空发动机外涵道进行仿真时，以航空发动机风扇的外涵出口参数仿真结果作为其入口条件，对航空发动机压气机进行仿真时，以航空发动机风扇的内涵出口参数仿真结果作为其入口条件；

在航空发动机压气机仿真结果满足判定条件时，进行航空发动机燃烧室的仿真，对航空发动机燃烧室进行仿真时，以航空发动机压气机的出口参数仿真结果作为其入口条件；

在航空发动机燃烧室仿真结果满足判定条件时，进行航空发动机涡轮的仿真，对航空发动机涡轮进行仿真时，以航空发动机燃烧室的出口参数仿真结果作为其入口条件；

在航空发动机外涵道、涡轮仿真结果满足判定条件时，进行航空发动机加力燃烧室的仿真，对航空发动机加力燃烧室进行仿真时，以航空发动机外涵道、涡轮的出口参数仿真结果作为其入口条件；

在航空发动机加力燃烧室仿真结果满足判定条件时，进行航空发动机尾喷管的仿真，对航空发动机尾喷管进行仿真时，以航空发动机燃烧室的出口参数仿真结果作为其入口条件。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。