1.本技术属于发动机设计技术领域，具体涉及一种分布式混合电推进系统优化方法及装置。


背景技术：

2.分布式混合电推进系统由发动机和电推进系统组成，电推进系统由发电机和电驱动风扇、进气道组成。由于单个电驱动风扇尺寸小，整个推进系统需要电推进风扇个数较多，且最新装载的飞机逐渐倾向于翼身融合设计，这种设计方式使得风扇下埋在机身或机翼中，风扇吸收附面层，影响电推进风扇系统性能和飞机升阻特性，导致飞机需要更多的推力，进而影响涡扇发动机的工作状态。
3.目前，分布式混合电推进系统在设计时是与飞机系统独立设计，以整个推进系统为研究对象单独分析。仅考虑发动机需要提供的功率和推力，以及电推进系统的性能，而假设飞机的需求性能为固定值，不随推进系统设计改变而变。
4.现有技术缺点如下：
5.1、推进系统设计时未考虑对飞机的影响，设计的工作状态不准确；
6.2、若在使用时出现推进系统推力补偿情况，会影响发动机工作点，易发生发动机喘振，影响工作安全；
7.3、设计时未考虑优化方法，效率较低。


技术实现要素：

8.为了解决上述问题，本技术提供了一种分布式混合电推进系统优化方法及装置，在基于涡扇发动机的分布式混合电推进系统设计时考虑飞机因素，实现飞发一体化设计，利用涡扇发动机特点，分析引入电推进系统后的推进系统性能；并在推进系统设计时引入优化手段，提高设计效率。
9.本技术第一方面提供了一种分布式混合电推进系统优化方法，所述分布式混合电推进系统包括涡扇发动机及电驱动风扇，所述电驱动风扇自所述涡扇发动机提取功率，所述涡扇发动机提供主推力，所述电驱动风扇提供辅推力，所述优化方法包括：
10.步骤s1、给定包含动力系统安装位置、电驱动风扇安装个数的初始飞机布局；
11.步骤s2、确定推进系统的推力需求；
12.步骤s3、进行推力分配，给定初始的主推力与辅推力比值；
13.步骤s4、根据所述主推力与辅推力比值确定涡扇发动机的主推力，及每个电驱动风扇的辅推力；
14.步骤s5、根据电驱动风扇的参数确定电驱动风扇的功率；
15.步骤s6、根据电驱动风扇的功率确定其自所述涡扇发动机获得的提取功率；
16.步骤s7、确定当涡扇发动机保持所述主推力，且能够实现所述提取功率状态下，发动机的耗油率；
17.步骤s8、根据所述发动机的耗油率及所述主推力与辅推力比值确定推进系统的耗油率；
18.步骤s9、判断所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度，若所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度不满足设计值，则重新进行飞机布局及推力分配。
19.优选的是，步骤s2中，进一步包括确定飞机推力需求，根据飞机推力需求及发动机推力损失确定推进系统的推力需求。
20.优选的是，所述发动机推力损失通过试验或者仿真的方法获得。
21.优选的是，步骤s9中，若sfc/sfct《设计值，则表示方案可行，否则重新进行飞机布局及推力分配，其中，sfc为推进系统的耗油率，sfct为原涡扇发动机耗油率，设计值不高于1。
22.本技术第二方面提供了一种分布式混合电推进系统优化装置，所述优化装置包括：
23.初始参数给定模块，用于给定包含动力系统安装位置、电驱动风扇安装个数的初始飞机布局；
24.推力需求计算模块，用于确定推进系统的推力需求；
25.推力分配获取模块，用于进行推力分配，给定初始的主推力与辅推力比值；
26.推力计算模块，用于根据所述主推力与辅推力比值确定涡扇发动机的主推力，及每个电驱动风扇的辅推力；
27.电驱动风扇功率计算模块，用于根据电驱动风扇的参数确定电驱动风扇的功率；
28.电驱动风扇提取功率计算模块，用于根据电驱动风扇的功率确定其自所述涡扇发动机获得的提取功率；
29.涡扇发动机耗油率计算模块，用于确定当涡扇发动机保持所述主推力，且能够实现所述提取功率状态下，发动机的耗油率；
30.推进系统耗油率计算模块，用于根据所述发动机的耗油率及所述主推力与辅推力比值确定推进系统的耗油率；
31.判定循环模块，用于判断所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度，若所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度不满足设计值，则重新进行飞机布局及推力分配。
32.优选的是，所述推力需求计算模块包括：
33.飞机推力需求确定单元，用于确定飞机推力需求；
34.推进系统推力计算单元，用于根据飞机推力需求及发动机推力损失确定推进系统的推力需求。
35.优选的是，所述发动机推力损失通过试验或者仿真的方法获得。
36.优选的是，所述判定循环模块中，若sfc/sfct《设计值，则表示方案可行，否则重新进行飞机布局及推力分配，其中，sfc为推进系统的耗油率，sfct为原涡扇发动机耗油率，设计值不高于1。
37.本技术的关键点在于：
38.1、考虑飞发一体化设计的分布式混合电推进系统总体性能方案设计；
39.2、分布式混合电推进系统中根据耗油率关系的快速判断方案可行性方法。
40.本技术的推进系统设计时考虑了推进系统对飞机的影响，总体性能设计更准确，无需推力补偿，降低了发动机工作风险；使用优化方法快速判断方案可行性，提高了设计效率。
附图说明
41.图1为本技术分布式混合电推进系统优化方法的一优选实施例的流程图。
42.图2为本技术一优选实施例的分布式混合电推进系统示意图。
43.图3为本技术一优选实施例的推进系统参数传递示意图。
具体实施方式
44.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施方式中的附图，对本技术实施方式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。所描述的实施方式是本技术一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施方式，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方式，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施方式进行详细说明。
45.本技术第一方面提供了一种分布式混合电推进系统优化方法，如图2所示，所述分布式混合电推进系统包括涡扇发动机及电驱动风扇，所述电驱动风扇自所述涡扇发动机提取功率，所述涡扇发动机提供主推力，所述电驱动风扇提供辅推力。表1给出了进行分布式混合电推进系统优化过程中涉及的参数符号。
46.表1涉及到的参数符号及单位
[0047][0048][0049]
根据推进系统原理分析，由于飞机的推力来自推进系统，推进系统的推力来自于涡扇发动机和电推进系统，而电驱动风扇规格的选取决定电驱动风扇使用数量，数量多少影响推进系统的布局，从而影响飞机阻力。另一方面，电驱动风扇的功率来自涡扇发动机，涡扇发动机提取功率影响涡扇发动机自身工作点，从而影响涡扇发动机推力，如图3所示，其中涉及的参数传递如表2所示。
[0050]
表2参数传递表达式
[0051]
序号参数表达式1nn(we)2wewe(q)3fwsfws(we)4sfcwssfcws(wfws,fws)5sfcsfc(wf,f)6ff(q)7ss(n)8qq(s)
[0052]
本技术提供的优化方法如图1所示，主要包括：
[0053]
步骤s1、给定包含动力系统安装位置、电驱动风扇安装个数的初始飞机布局；
[0054]
步骤s2、确定推进系统的推力需求；
[0055]
步骤s3、进行推力分配，给定初始的主推力与辅推力比值；
[0056]
步骤s4、根据所述主推力与辅推力比值确定涡扇发动机的主推力，及每个电驱动风扇的辅推力；
[0057]
步骤s5、根据电驱动风扇的参数确定电驱动风扇的功率；
[0058]
步骤s6、根据电驱动风扇的功率确定其自所述涡扇发动机获得的提取功率；
[0059]
步骤s7、确定当涡扇发动机保持所述主推力，且能够实现所述提取功率状态下，发动机的耗油率；
[0060]
步骤s8、根据所述发动机的耗油率及所述主推力与辅推力比值确定推进系统的耗油率；
[0061]
步骤s9、判断所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度，若所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度不满足设计值，则重新进行飞机布局及推力分配。
[0062]
需要说明的是，执行上述步骤时需要提前假设以下项：电能与机械能的转换效率随时间恒定；不考虑飞机由于自身影响带来的附加阻力与升力；整个分布式推进系统与传统涡扇发动机产生的推进保持不变；传统布局式发动机对飞机影响与分布式推进系统中涡扇发动机对飞机影响差异忽略不计；除涡扇发动机燃油外的耗油量忽略不计。
[0063]
根据步骤s8-步骤s9，所建立的分布式推进系统耗油率和传统发动机耗油率的关系得公式(1)。
[0064]
sfc/sfct＝x/(1+x)*sfcws/sfct
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
[0065]
设计分布式混合电推进的目的在于巡航状态降低耗油率，即在巡航状态点sfc/sfct《1是有意义的，若在设计之初要求耗油率降低程度，给定sfc/sfct《要求值即可，因此可以通过计算x/(1+x)*sfcws/sfct的值可以快速判断方案可行性。
[0066]
为此，本技术通过步骤s1-步骤s7计算出涡扇发动机耗油率，即参数sfcws，以下详细说明。
[0067]
首先在步骤s1中确认飞机布局，主要是动力系统在飞机的安装位置、电驱动风扇安装个数n。
[0068]
之后在步骤s2中确定推进系统的推力需求，该实施例中，首先确定飞机推力需求，获取飞机在主要工作状态(高度h、马赫数ma)下，飞机的推力需求q；之后确定推进系统推力f需求，根据飞机推力需求q和发动机推力损失x推力损失，确定推进系统推力f，f＝q*x推力损失，其中x推力损失根据经验得到，备选实施方式中，通过试验或者仿真的方法获得。
[0069]
在步骤s3中，初步推力分配x假设，由此可以在步骤s4中得到主涡扇发动机推力fws＝f*x/(1+x)，电驱动风扇总推力n*fe＝f/(1+x)，电驱动风扇总推力获得后，单个电驱动风扇推力fe也随着获得。
[0070]
在步骤s5中，建立风扇部件模型，根据单个电驱动风扇推力fe、电驱动风扇直径de及给定的效率等参数，计算出电驱动风扇的功率we，随后在步骤s6中可以得到向主涡扇发动机的提取功率wws＝n*we+额外需求功率，额外需求功率是固定值，根据不同发动机而定。
[0071]
在步骤s7中，根据发动机气动热力学特性及结构特征，建立部件级的数学模型。以
数学模型为平台，设计可以实现主涡扇发动机推力fws的涡扇发动机，计算提取功率wws，且保持推力fws时该涡扇发动机的耗油率sfcws；
[0072]
步骤s8及步骤s9如上所述，计算x/(1+x)*sfcws/sfct，该实施例中，设计值为1，则x/(1+x)*sfcws/sfct《1表示方案初步可行，否则方案不可行，若方案不可行，则需要重新进行飞机布局和推力分配，以此反复计算。
[0073]
本技术的推进系统设计时考虑了推进系统对飞机的影响，总体性能设计更准确，无需推力补偿，降低了发动机工作风险；使用优化方法快速判断方案可行性，提高了设计效率。
[0074]
本技术第二方面提供了一种与上述方法对应的分布式混合电推进系统优化装置，所述优化装置包括：
[0075]
初始参数给定模块，用于给定包含动力系统安装位置、电驱动风扇安装个数的初始飞机布局；
[0076]
推力需求计算模块，用于确定推进系统的推力需求；
[0077]
推力分配获取模块，用于进行推力分配，给定初始的主推力与辅推力比值；
[0078]
推力计算模块，用于根据所述主推力与辅推力比值确定涡扇发动机的主推力，及每个电驱动风扇的辅推力；
[0079]
电驱动风扇功率计算模块，用于根据电驱动风扇的参数确定电驱动风扇的功率；
[0080]
电驱动风扇提取功率计算模块，用于根据电驱动风扇的功率确定其自所述涡扇发动机获得的提取功率；
[0081]
涡扇发动机耗油率计算模块，用于确定当涡扇发动机保持所述主推力，且能够实现所述提取功率状态下，发动机的耗油率；
[0082]
推进系统耗油率计算模块，用于根据所述发动机的耗油率及所述主推力与辅推力比值确定推进系统的耗油率；
[0083]
判定循环模块，用于判断所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度，若所述推进系统的耗油率相比原涡扇发动机耗油率的降低程度不满足设计值，则重新进行飞机布局及推力分配。
[0084]
在一些可选实施方式中，所述推力需求计算模块包括：
[0085]
飞机推力需求确定单元，用于确定飞机推力需求；
[0086]
推进系统推力计算单元，用于根据飞机推力需求及发动机推力损失确定推进系统的推力需求。
[0087]
在一些可选实施方式中，所述发动机推力损失通过试验或者仿真的方法获得。
[0088]
在一些可选实施方式中，所述判定循环模块中，若sfc/sfct《设计值，则表示方案可行，否则重新进行飞机布局及推力分配，其中，sfc为推进系统的耗油率，sfct为原涡扇发动机耗油率，设计值不高于1。
[0089]
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本技术作了详尽的描述，但在本技术基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本技术精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本技术要求保护的范围。