自适应循环推进系统总体性能优化方法

doi:10.7527/S1000-6893.2024.30987

流体力学与飞行力学

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自适应循环推进系统总体性能优化方法

徐义皓¹(), 董芃呈², 郑俊超¹, 谭春青¹, 唐海龙³

^1.清华大学航空发动机研究院，北京 100084
^2.中国航空发动机研究院，北京 101304
^3.北京航空航天大学航空发动机研究院，北京 102206

收稿日期:2024-07-23 修回日期:2024-08-20 接受日期:2024-09-23 出版日期:2024-10-11 发布日期:2024-10-11
通讯作者: 徐义皓 E-mail:xuyihao@mail.tsinghua.edu.cn
基金资助:
国家级项目

Overall performance optimization method of adaptive cycle propulsion system

Yihao XU¹(), Pengcheng DONG², Junchao ZHENG¹, Chunqing TAN¹, Hailong TANG³

^1.Institute for Aero Engine，Tsinghua University，Beijing 100084，China
^2.Aero Engine Academy of China，Beijing 101304，China
^3.Research Institute of Aero-Engine，Beihang University，Beijing 102206，China

Received:2024-07-23 Revised:2024-08-20 Accepted:2024-09-23 Online:2024-10-11 Published:2024-10-11
Contact: Yihao XU E-mail:xuyihao@mail.tsinghua.edu.cn
Supported by:
National Level Project

摘要/Abstract

摘要：

自适应循环发动机具有强的流量调节能力，通过维持流量降低进气道外流阻力，改善推进系统性能，其性能提升的实现离不开发动机和进排气系统的综合优化设计。然而，发动机总体方案论证前期往往仅对发动机本身开展优化设计，忽略了进排气系统对发动机匹配状态的影响，难以确定推进系统最优状态与发动机最优状态的一致性，而两者最优状态的异同性则决定了设计过程引入模型的复杂度和优化优先级。基于此，开展以多控制变量和多工作模式的自适应循环发动机为研究对象的推进系统总体性能优化方法研究。首先，构建自适应循环发动机的总体性能计算模型和安装性能计算模型；其次，针对不同构型的进气道和喷管，开展关键设计参数对安装损失的影响研究并进行安装性能评估，优选最佳的进排气系统构型和参数；最后，发展一种基于随机搜索算法和回归分析的推进系统总体性能优化方法，建立了两种获得推进系统性能的快速优化方法：第1种是优化发动机性能后计算安装性能，第2种是直接优化推进系统安装性能，并开展两种方法下巡航节流特性和速度-高度特性优化设计对比。通过对巡航状态最优节流特性和不同速度高度最大推力特性的回归拟合精度分析及重合度对比，发现巡航状态两种方法最优节流特性线的均方根误差最大约为0.01，两种方法最优速度-高度特性的均方根误差为0。由此表明，发动机的最优匹配状态可以表征推进系统的最优匹配状态，因此方案论证阶段无需引入进排气系统来保证推进系统的最优性，极大简化了方案设计的模型复杂度。利用该设计方法可以针对不同构型的自适应循环发动机开展推进系统性能的快速优化设计，具有很强的工程指导意义和应用价值。

关键词: 自适应循环发动机, 总体性能优化方法, 进排气系统安装损失, 优化优先级, 重合度对比, 快速优化设计

Abstract:

Adaptive cycle engine possesses strong airflow adjustment capability， which can decrease inlet outflow drag and improve propulsion system performance by remaining airflow. And realizing the promotion on propulsion system performance is closely related to integrated optimization and design between engine and inlet/exhaust system. However， in early stages of engine overall scheme demonstration， optimization design is often carried out on the engine itself， neglecting the impact of the inlet/exhaust system on the engine’s matching condition. And the consistency of optimal conditions between propulsion system and engine is hard to be ensured， which determines model complexity and optimization priority during design process. Based on these problems， research on overall performance optimization method of propulsion system is carried out and adaptive cycle engine that has multiple control variables and working modes is taken as research object. Firstly， overall performance calculation model and installation performance calculation model of adaptive cycle engine are established. Secondly， the impact of key design parameters on installation loss of inlet/exhaust system and installation performance estimation are developed by using different configurations of inlets and nozzles. The optimal configurations and suitable parameters of inlets and nozzles are chosen. Finally， optimization method of propulsion system overall performance based on random search algorithm and regression analysis is developed. And two fast optimization methods to gain propulsion system performance are established： one is optimizing engine performance and then calculating installation performance， the other is directly optimizing installation performance. The comparisons of optimal performance between two optimization methods are conducted in the cruise throttling conditions and velocity-altitude characteristic conditions. By regression fitting precision analysis and coincidence comparison of optimal throttling characteristics in cruise conditions and maximum thrust characteristics in different velocities and altitudes， the maximum root mean square error is about 0.01 in cruise conditions， and 0 in velocity-altitude characteristic conditions， which means that optimal working conditions of engine can represent optimal working conditions of propulsion system. Therefore， during the scheme demonstration stage， it is unnecessary to consider the effect on inlet/exhaust system to ensure the optimality of the propulsion system， greatly simplifying the model complexity of the scheme design. This design method is suitable for different configurations of adaptive cycle engines to conduct fast optimization design of propulsion system performance， which has strong engineering guidance significance and application value.

Key words: adaptive cycle engine, overall performance optimization method, installation loss of inlet/exhaust system, optimization priority, coincidence comparison, fast optimization design

中图分类号:

V231

徐义皓, 董芃呈, 郑俊超, 谭春青, 唐海龙. 自适应循环推进系统总体性能优化方法[J]. 航空学报, 2025, 46(7): 130987.

Yihao XU, Pengcheng DONG, Junchao ZHENG, Chunqing TAN, Hailong TANG. Overall performance optimization method of adaptive cycle propulsion system[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2025, 46(7): 130987.

图/表 58

图 1

图 2

图 3

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表 1

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图 12

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图 19

表 2

图 20

表 3

图 21

表 4

图 22

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图 24

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图 28

图 29

图 30

图 31

图 32

图 33

表 5

表 6

图 34

图 35

图 36

图 37

图 38

图 39

图 40

图 41

表 7

图 42

表 8

表 9

图 43

表 10

表 11

表 12

图 44

图 45

图 46

参考文献 36

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

参数	数值	参数	数值
高度/m	11 000	马赫数	1.5
前风扇压比	1.8	后风扇压比	1.6
CDFS压比	1.37	HPC压比	4.65
第一外涵分流比	0.23	第二外涵分流比	0.32
第三外涵分流比	0.22	总涵道比	0.98
涡轮前温度/K	1 840	进口空气流量/（kg·s^-1）	125
后风扇导叶角度/（°）	15	CDFS导叶角度/（°）	15
HPC导叶角度/（°）	-10	低压轴相对物理转速/%	100
高压轴相对物理转速/%	96	模式选择活门开合情况	打开

变量	取值范围	变量	取值范围
α_VSVFan/（°）	［-15，15］	δA_VAGLPT/%	［10，30］
α_VSVCDFS/（°）	［0，45］	δA_RVABI/%	［-60，60］
α_VSVHPC/（°）	［-10，10］	δA₈/%	［-30，30］

进气道类型	进气道代号	结构特点	设计马赫数
外压式进气道	LWF	双波系二元	1.6
	ATS2	四波系二元	2.0
	ASF	四波系二元	2.5
混压式进气道	FB	变坡度、多孔放气和泄除	2.5
	R2DSST	放气和泄除	2.6
	INT	变坡度、多孔放气和泄除	3.0
	M352D	变坡度、多孔放气和泄除	3.5

进气道类型	进气道名称	捕获面积A₀₁/m²
二元外压式进气道	LWF	1.015
	ATS2	1.058
	ASF	1.239
二元混压式进气道	FB	1.232
	INT	1.387
	M352D	1.944
	R2DSST	1.162

参数	方法1	方法2
均方根误差RMSE	0.064 6
五次方系数	5.243 0×10^-18	2.403 2×10^-18
四次方系数	-1.430 1×10^-13	-6.595 9×10^-14
三次方系数	1.531 1×10^-9	7.081 6×10^-10
二次方系数	-7.978 1×10^-6	-3.664 1×10^-6
一次方系数	0.020 0	0.009 0
常数项	-17.785 2	-6.755 1
决定系数R²	1.000 0	0.998 5

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参数	方法1	方法2
均方根误差RMSE	0.010 9
五次方系数	3.785 2×10^-18	5.215 8×10^-18
四次方系数	-9.712 4×10^-14	-1.291 3×10^-13
三次方系数	9.874 7×10^-10	1.267 4×10^-9
二次方系数	-4.949 8×10^-6	-6.141 9×10^-6
一次方系数	0.012 2	0.014 7
常数项	-10.579 5	-12.542 9
决定系数R²	0.999 9	0.999 9

参数	方法1	方法2
均方根误差RMSE	0.010 2
五次方系数	2.517 7×10^-18	3.144 8×10^-18
四次方系数	-6.580 6×10^-14	-8.055 7×10^-14
三次方系数	6.801 9×10^-10	8.150 7×10^-10
二次方系数	-3.456 0×10^-6	-4.052 9×10^-6
一次方系数	0.008 6	0.009 9
常数项	-7.162 1	-8.199 1
决定系数R²	0.999 7	0.999 9

参数	方法1	方法2
均方根误差RMSE	0.013 0
五次方系数	-2.414 5×10^-17	-2.208 5×10^-17
四次方系数	2.957 8×10^-13	2.809 8×10^-13
三次方系数	-1.407 6×10^-9	-1.388 2×10^-9
二次方系数	3.336 9×10^-6	3.411 2×10^-6
一次方系数	-0.004 1	-0.004 3
常数项	3.223 1	3.380 9
决定系数R²	0.999 0	0.999 6

参数	方法1	方法2
均方根误差RMSE	0.007 8
五次方系数	-5.796 3×10^-17	-3.058 3×10^-17
四次方系数	7.152 9×10^-13	3.752 1×10^-13
三次方系数	-3.511 4×10^-9	-1.838 3×10^-9
二次方系数	8.625 1×10^-6	4.552 8×10^-6
一次方系数	-0.010 6	-0.005 7
常数项	6.227 3	3.898 7
决定系数R²	1.000 0	1.000 0

参数	方法1	方法2
均方根误差RMSE	0.007 5
五次方系数	-1.662 8×10^-17	1.725 5×10^-18
四次方系数	2.400 5×10^-13	3.871 9×10^-15
三次方系数	-1.367 3×10^-9	-1.693 9×10^-10
二次方系数	3.885 0×10^-6	8.927 9×10^-7
一次方系数	-0.005 5	-0.001 8
常数项	4.053 2	2.274 7
决定系数R²	0.999 1	0.999 1

多项式系数	方法1	方法2
RMSE	0
p₀₀	17 210.000	17 210.000
p₁₀	1 226.000	1 226.000
p₀₁	-1 874.000	-1 874.000
p₂₀	1 850.000	1 850.000
p₁₁	69.680	69.680
p₀₂	54.240	54.240
p₃₀	17 550.000	17 550.000
p₂₁	-937.000	-937.000
p₁₂	-53.920	-53.920
p₀₃	8.531	8.531
p₄₀	-13 710.000	-13 710.000
p₃₁	133.300	133.300
p₂₂	-64.430	-64.430
p₁₃	14.850	14.850
p₀₄	-1.323	-1.323
p₅₀	205.100	205.100
p₄₁	1 453.000	1 453.000
p₃₂	-194.700	-194.700
p₂₃	16.510	16.510
p₁₄	-1.088	-1.088
p₀₅	0.057	0.057
R²	0.999 9	0.999 9

高度H/km	马赫数Ma	步长
0，3，5，7	［0，0.9］	0.1
9，11	［0，1.5］	0.1