推进式对转桨扇发动机仿真计算方法及系统设备储存介质与流程

1.本发明涉及数值仿真计算技术领域，特别地，涉及一种推进式对转桨扇发动机仿真计算方法及系统设备储存介质。


背景技术：

2.对转桨扇发动机作为应对降低耗油率的下一代高亚声速飞行器优势动力，一致受到欧美的持续关注，其中美国普惠公司和汉密尔顿公司联合设计了带减速器的推进式对转桨扇发动机578-dx，英国罗罗公司设计了带减速器的推进式对转桨扇发动机rb3011、rb-509，法国赛峰设计了带减速器的推进式对转桨扇发动机cror样机。
3.目前常用带减速器的推进式对转桨扇发动机计算方法为：1)针对对转桨扇部件，采用数值仿真方法分别前后排桨扇在不同来流马赫数下、不同前进比的单排桨扇的功率系数、拉力系数及推进效率；2)采用总体一维建模的方式，根据流量平衡、功率平衡、扭矩平衡等平衡策略构建总体性能计算模式，相关算法见《推进技术》2019年第40卷第11期，齿轮传动对转桨扇发动机总体性能建模、《推进技术》2018年第39卷第2期，拉力式对转桨扇发动机的建模与性能评估；
4.在飞行时，外流经对转桨扇与尾喷管排出的气流进行掺混，由于内外流动均为亚音速流动，其掺混过程可向前传递对来流流动产生影响，即两者之间存在着内外流动强耦合现象，现有的计算方法是以桨扇发动机各部件特性为基础，通过流量平衡、扭矩平衡及功率平衡开展计算，没有考虑内外流掺混所带来的影响，因此计算结果并不能反映桨扇发动机真实的工作情况。


技术实现要素：

5.本发明提供了一种推进式对转桨扇发动机仿真计算方法及系统设备储存介质，以解决现有计算结果受内外流掺混影响无法反应桨扇发动机真实工作状态的技术问题。
6.本发明采用的技术方案如下：
7.一种推进式对转桨扇发动机仿真计算方法，包括以下内容：
8.s1.根据飞行任务设定桨扇发动机的工作条件；
9.s2.给定压气机工作条件，基于压气机特性进行一维数值仿真计算获得压气机工作状态数据；
10.s3.以高低压压气机间的流量平衡调整压气机工作条件迭代计算；
11.s4.设定前排桨距角及后排桨距角，给定前后排桨扇工作条件，对燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇开展整体三维网格划分，基于飞行任务、压气机工作条件、前后排桨扇特性以及计算获得的压气机工作状态数据进行三维仿真数值计算；
12.s5.将一维数值仿真计算结果与燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇的三维仿真计算结果进行比对，判断两仿真计算结果是否满足平衡条件，若满足平衡条件则联合仿真结束，若不满足，则修正压气机工作条件和前后排桨扇工作条件进行迭
代计算，直至两者平衡。
13.作为上述技术方案的进一步改进，根据飞行任务设定桨扇发动机的工作条件包括飞行高度和飞行马赫数。
14.作为上述技术方案的进一步改进，所述压气机工作条件包括低压压气机转速、低压压气机压比、高压压气机转速以及高压压气机压比。
15.作为上述技术方案的进一步改进，所述一维仿真计算结果包括高压压气机出口总压、高压压气机出口总温、高压压气机出口流量、低压压气机出口流量、低压压气机功率以及高压压气机功率。
16.作为上述技术方案的进一步改进，所述三维仿真计算结果包括燃烧室进口流量、高压涡轮功率、低压涡轮功率、动力涡轮功率、前排桨扇功率、前排桨扇扭矩、前排桨扇推力、后排桨扇功率、后排桨扇扭矩、后排桨扇推力、桨扇部件总功率、桨扇部件总推力以及尾喷管推力。
17.作为上述技术方案的进一步改进，将一维数值仿真计算结果与燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇的三维仿真计算结果进行比对，判断两仿真计算结果是否满足平衡条件时，所述平衡条件包括：以高压压气机与低压压气机间流量平衡、高压压气机出口流量与燃烧室进口流量平衡、高压压气机功率与高压涡轮功率平衡、低压压气机功率与低压涡轮功率平衡、动力涡轮功率与桨扇部件功率平衡以及前桨扭矩比与后桨扭矩比恒定为约束条件。
18.作为上述技术方案的进一步改进，将一维数值仿真计算结果与燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇的三维仿真计算结果进行比对，判断两仿真计算结果是否满足平衡条件时，所述仿真计算方法还包括：基于一维数值仿真计算结果和三维仿真计算结果构造桨扇发动机平衡方程，
[0019][0020]
式中，n
l
表示低压压气机转速，nh表示高压压气机转速，πh表示高压压气机压比，wfb表示燃油流量，nf、nb分别表示前排桨扇转速和后排桨扇转速，wa3高压压气机出口流量，wa
cfd
表示燃烧室进口流量，l
lc
表示低压压气机功率，l
lt
表示低压涡轮功率，l
hc
表示高压压气机功率，l
ht
表示高压涡轮功率，l
pt
表示动力涡轮功率，pf表示前排桨扇功率，pb表示后排桨扇功率，mf表示前排桨扇扭矩，mb表示后排桨扇扭矩；err()表示误差函数；
[0021]
设立公式(2)：
[0022][0023]
通过给定的预设变量求解式(1)，若式(2)成立，则满足平衡条件。
[0024]
另一方面，还提供一种推进式对转桨扇发动机仿真系统，包括：
[0025]
设定模块，用于根据飞行任务设定桨扇发动机的工作条件；
[0026]
第一仿真计算模块，用于根据设定的桨扇发动机工作条件以及给定的压气机工作条件基于压气机特性进行一维数值仿真计算获得压气机工作状态数据；
[0027]
第一判断模块，用于基于一维数值仿真计算获得的高压压气机流量和低压压气机流量判断高低压压气机间的流量平衡，若不平衡则调整压气机工作条件迭代计算直至高低压压气机间的流量平衡；
[0028]
第二仿真计算模块，用于设定前排桨距角及后排桨距角，给定前后排桨扇工作条件，对燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇开展整体三维网格划分，并用于基于飞行任务、压气机工作条件、前后排桨扇特性以及计算获得的压气机工作状态数据进行三维仿真数值计算；
[0029]
第二判断模块，用于将一维数值仿真计算结果与三维数值仿真计算结果进行比对，判断两个仿真计算结果是否相匹配，若匹配则仿真结束，若不匹配则修正压气机工作条件和前后排桨扇工作条件继续迭代，直至两个仿真计算结果相匹配。
[0030]
另一方面，还提供一种设备，包括处理器和存储器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器通过调用所述存储器中存储的所述计算机程序，用于执行以上任一所述的方法的步骤。
[0031]
另一方面，还提供一种计算机可读取的存储介质，用于存储进行直升机与涡轴发动机混合维数仿真的计算机程序，所述计算机程序在计算机上运行时执行以上任一所述的方法的步骤。
[0032]
本发明具有以下有益效果：本实施例的推进式对转桨扇发动机仿真计算方法，将逆压力梯度的基于压气机特性的一维数值仿真、燃烧室/高低压涡轮/动力涡轮/尾喷管顺压力梯度流动的三维数值仿真及近似等压力梯度流动的桨扇部件三维仿真相结合，在给定前后排桨扇桨距角、压气机一预设工作条件如高压压气机转速的条件下，以其余工作条件为变量，并压气机的一维仿真计算结果与燃烧室/高低压涡轮/动力涡轮/尾喷管/前后排桨扇的三维仿真计算结果平衡为约束条件，开展迭代计算，形成兼具计算速度及计算精度的变维数计算方法，得到桨扇发动机更真实工作情况的仿真结果，相对于整机三维仿真，可提升计算速度，相对于传统总体性能仿真，可捕捉更多桨扇发动机的流动细节，在不明显提升计算的复杂性及计算时长的条件下，考虑了燃烧室与燃气涡轮之间的流动干扰、燃气涡轮与动力涡轮之间的流动干扰、对转桨扇部件前后排桨扇之间的流动干扰、桨扇部件后的气流与喷管排气之间的相互影响，能获得相比传统方法更为详细的性能及流场参数的相互影
响，能获得相比传统方法更为详细的性能及流场参数，提升了带减速器的推进式对转桨扇发动机协同研发效率，且对该部件的设计改进同样有所帮助，减少独立设计时的迭代所带来的经济和时间的损耗，可作为带减速器的推进式对转桨扇发动机的新型辅助设计的解决途径。
[0033]
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
[0034]
构成本技术的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
[0035]
图1是本发明优选实施例的流程图；
[0036]
图2是本发明优选实施例的逻辑框图。
具体实施方式
[0037]
需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
[0038]
参照图1至图2，本发明的优选实施例提供了一种
[0039]
如图1和图2所示，本实施例的推进式对转桨扇发动机仿真计算方法，具体应用于带减速器的推进式对转桨扇发动机，仿真计算方法包括以下内容：
[0040]
s1.根据飞行任务设定桨扇发动机的工作条件；
[0041]
s2.给定压气机工作条件，基于压气机特性进行一维数值仿真计算获得压气机工作状态数据；
[0042]
s3.以高低压压气机间的流量平衡调整压气机工作条件迭代计算；
[0043]
s4.设定前排桨距角及后排桨距角，给定前后排桨扇工作条件，对燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇开展整体三维网格划分，基于飞行任务、压气机工作条件、前后排桨扇特性以及计算获得的压气机工作状态数据进行三维仿真数值计算；
[0044]
s5.将一维数值仿真计算结果与燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇的三维仿真计算结果进行比对，判断两仿真计算结果是否满足平衡条件，若满足平衡条件则联合仿真结束，若不满足，则修正压气机工作条件和前后排桨扇工作条件进行迭代计算，直至两者平衡。
[0045]
可以理解的是，本实施例的推进式对转桨扇发动机仿真计算方法，将逆压力梯度的基于压气机特性的一维数值仿真、燃烧室/高低压涡轮/动力涡轮/尾喷管顺压力梯度流动的三维数值仿真及近似等压力梯度流动的桨扇部件三维仿真相结合，在给定前后排桨扇桨距角、压气机一预设工作条件如高压压气机转速的条件下，以其余工作条件为变量，并压气机的一维仿真计算结果与燃烧室/高低压涡轮/动力涡轮/尾喷管/前后排桨扇的三维仿真计算结果平衡为约束条件，开展迭代计算，形成兼具计算速度及计算精度的变维数计算方法，得到桨扇发动机更真实工作情况的仿真结果，相对于整机三维仿真，可提升计算速度，相对于传统总体性能仿真，可捕捉更多桨扇发动机的流动细节，在不明显提升计算的复杂性及计算时长的条件下，考虑了燃烧室与燃气涡轮之间的流动干扰、燃气涡轮与动力涡
轮之间的流动干扰、对转桨扇部件前后排桨扇之间的流动干扰、桨扇部件后的气流与喷管排气之间的相互影响，能获得相比传统方法更为详细的性能及流场参数的相互影响，能获得相比传统方法更为详细的性能及流场参数，提升了带减速器的推进式对转桨扇发动机协同研发效率，且对该部件的设计改进同样有所帮助，减少独立设计时的迭代所带来的经济和时间的损耗，可作为带减速器的推进式对转桨扇发动机的新型辅助设计的解决途径。
[0046]
本实施例中，在步骤s1中，根据飞行任务设定桨扇发动机的工作条件包括飞行高度、飞行马赫数等参数。
[0047]
需要说明的是，总体一维建模的方式，根据流量平衡、功率平衡、扭矩平衡等平衡策略构建总体性能计算模式，相关算法见《推进技术》2019年第40卷第11期，齿轮传动对转桨扇发动机总体性能建模、《推进技术》2018年第39卷第2期；
[0048]
本实施例中，在步骤s2-s3中，压气机工作条件包括低压压气机转速、低压压气机压比、高压压气机转速、高压压气机压比；步骤s2中，依照经验预先给压气机工作条件赋值，根据低压压气机转速n
l
、低压压气机压比π
l
、高压压气机转速nh、高压压气机压比πh及高低压压气机特性图，根据成熟的压气机特性基于现有技术的计算方式进行一维仿真计算，获得压气机工作状态数据，包括高压压气机出口总压p
t3
、高压压气机出口总温t
t3
、高压压气机出口流量wa3，同时也获得低压压气机流量，基于高低压压气机间的流量平衡，通过调整低压压气机压比π
l
进行迭代计算满足流量平衡，即对于高压压气机和低压压气机，根据低压压气机转速n
l
、高压压气机转速nh及高压压气机压比πh计算获得高压压气机出口总压p
t3
、总温t
t3
、流量wa3、低压压气机功率l
lc
、高压压气机功率l
hc
；
[0049]
可以理解的，步骤s4中，三维仿真计算结果包括燃烧室进口流量、高压涡轮功率、低压涡轮功率、动力涡轮功率、前排桨扇功率、前排桨扇扭矩、前排桨扇推力、后排桨扇功率、后排桨扇扭矩、后排桨扇推力、桨扇部件总功率、桨扇部件总推力、尾喷管推力；具体的，步骤s4中，将燃烧室/高低压涡轮/动力涡轮/尾喷管/前后排桨扇开展整体三维网格划分，根据高压压气机出口/燃烧室进口总温t
t3
、高压压气机出口/燃烧室进口总压p
t3
(由步骤s3计算获得)、燃油流量wfb、高压涡轮转速(高压涡轮与高压压气机同轴，转速相等，因此同nh)、低压涡轮转速(低压涡轮与低压压气机同轴，转速相等，因此同为n
l
)、前后排桨扇转速nf、nb、动力涡轮转速n
p
(其中，动力涡轮转速根据前后排桨扇转速nf、nb及差动行星的设计参数计算获得)、桨扇部件后方及尾喷管后方统一的远场条件(即当地大气压)进行三维仿真计算获得各部件的进出口参数、燃烧室进口流量wa
cfd
、高压涡轮功率l
ht
、低压涡轮功率l
lt
、动力涡轮功率l
pt
、前排桨扇功率pf、前排桨扇扭矩mf、前排桨扇推力ff、后排桨扇功率pb、后排桨扇扭矩mb、后排桨扇推力fb、桨扇部件总功率p
p
、桨扇部件总推力f
p
、尾喷管推力f
nozz
；
[0050]
本实施例中，在步骤s5中，将一维数值仿真计算结果与燃烧室/高低压涡轮/动力涡轮/尾喷管/前后排桨扇的三维仿真计算结果进行比对，判断两仿真计算结果是否满足平衡条件时，平衡条件包括：以高压压气机与低压压气机间流量平衡、高压压气机出口流量与燃烧室进口流量平衡、高压压气机功率与高压涡轮功率平衡、低压压气机功率与低压涡轮功率平衡、动力涡轮功率与桨扇部件功率平衡、前桨扭矩比与后桨扭矩比恒定为约束条件；即考虑了燃烧室与燃气涡轮之间的流动干扰、燃气涡轮与动力涡轮之间的流动干扰、对转桨扇部件前后排桨扇之间的流动干扰、桨扇部件后的气流与喷管排气之间的相互影响，能获得相比传统方法更为详细的性能及流场参数的相互影响，能获得相比传统方法更为详细
的性能及流场参数；
[0051]
具体的，步骤s5中，将一维数值仿真计算结果与燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇的三维仿真计算结果进行比对，判断两仿真计算结果是否满足平衡条件时，仿真计算方法还包括：基于一维数值仿真计算结果和三维仿真计算结果构造桨扇发动机平衡方程，
[0052][0053]
式(1)中，n
l
表示低压压气机转速，nh表示高压压气机转速，πh表示高压压气机压比，wfb表示燃油流量，nf、nb分别表示前排桨扇转速和后排桨扇转速，wa3高压压气机出口流量，wa
cfd
表示燃烧室进口流量，l
lc
表示低压压气机功率，l
lt
表示低压涡轮功率，l
hc
表示高压压气机功率，l
ht
表示高压涡轮功率，l
pt
表示动力涡轮功率，pf表示前排桨扇功率，pb表示后排桨扇功率，mf表示前排桨扇扭矩，mb表示后排桨扇扭矩；err()表示误差函数；
[0054]
设立公式(2)
[0055][0056]
其中，ε可以是10-4
或10-5
；
[0057]
通过给定的预设变量(例如低压压气机转速n
l
)通过数学方式求解式1，若式2成立，则满足平衡方程，即可获得满足平衡调节的桨扇发动机状态。
[0058]
另一方面，本实施例提供推进式对转桨扇发动机仿真系统，包括：
[0059]
设定模块，用于根据飞行任务设定桨扇发动机的工作条件；
[0060]
第一仿真计算模块，用于根据设定的桨扇发动机工作条件以及给定的压气机工作条件基于压气机特性进行一维数值仿真计算获得压气机工作状态数据；
[0061]
第一判断模块，用于基于一维数值仿真计算获得的高压压气机流量和低压压气机流量判断高低压压气机间的流量平衡，若不平衡则调整压气机工作条件迭代计算直至高低压压气机间的流量平衡；
[0062]
第二仿真计算模块，用于设定前排桨距角及后排桨距角，给定前后排桨扇工作条件，对燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇开展整体三维网格划分，并用于基于飞行任务、压气机工作条件、前后排桨扇特性以及计算获得的压气机工作状态数据进行三维仿真数值计算；
[0063]
第二判断模块，用于将一维数值仿真计算结果与三维数值仿真计算结果进行比对，判断两个仿真计算结果是否相匹配，若匹配则仿真结束，若不匹配则修正压气机工作条件和前后排桨扇工作条件继续迭代，直至两个仿真计算结果相匹配。
[0064]
可以理解的是，本实施例的推进式对转桨扇发动机仿真系统，将逆压力梯度的基于压气机特性的一维数值仿真、燃烧室/高低压涡轮/动力涡轮/尾喷管顺压力梯度流动的三维数值仿真及近似等压力梯度流动的桨扇部件三维仿真相结合，在给定前后排桨扇桨距角、压气机一预设工作条件如高压压气机转速的条件下，以其余工作条件为变量，并压气机的一维仿真计算结果与燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇的三维仿真计算结果平衡为约束条件，开展迭代计算，形成兼具计算速度及计算精度的变维数计算方法，得到桨扇发动机更真实工作情况的仿真结果，相对于整机三维仿真，可提升计算速度，相对于传统总体性能仿真，可捕捉更多桨扇发动机的流动细节，在不明显提升计算的复杂性及计算时长的条件下，考虑了燃烧室与燃气涡轮之间的流动干扰、燃气涡轮与动力涡轮之间的流动干扰、对转桨扇部件前后排桨扇之间的流动干扰、桨扇部件后的气流与喷管排气之间的相互影响，能获得相比传统方法更为详细的性能及流场参数的相互影响，能获得相比传统方法更为详细的性能及流场参数，提升了带减速器的推进式对转桨扇发动机协同研发效率，且对该部件的设计改进同样有所帮助，减少独立设计时的迭代所带来的经济和时间的损耗，可作为带减速器的推进式对转桨扇发动机的新型辅助设计的解决途径。
[0065]
本实施例中，设定模块基于飞行任务设定的工作条件包括飞行高度、飞行马赫数等参数。
[0066]
本实施例中，第一仿真计算模块设定的压气机工作条件包括低压压气机转速、低压压气机压比、高压压气机转速、高压压气机压比；依照经验经第一仿真计算模块预先给压气机工作条件赋值，根据低压压气机转速n
l
、低压压气机压比π
l
、高压压气机转速nh、高压压气机压比πh及高低压压气机特性图，第一仿真计算模块根据成熟的压气机特性基于现有技术的计算方式进行一维仿真计算，获得压气机工作状态数据，包括高压压气机出口总压p
t3
、高压压气机出口总温t
t3
、高压压气机出口流量wa3，同时也获得低压压气机流量；
[0067]
第一判断模块基于高低压压气机间的流量平衡，通过调整低压压气机压比π
l
于第一仿真计算模块迭代计算满足流量平衡，即对于高压压气机和低压压气机，根据低压压气机转速n
l
、高压压气机转速nh及高压压气机压比πh计算获得高压压气机出口总压p
t3
、总温t
t3
、流量wa3、低压压气机功率l
lc
、高压压气机功率l
hc
；
[0068]
可以理解的，第二仿真计算模块的三维仿真计算结果包括燃烧室进口流量、高压涡轮功率、低压涡轮功率、动力涡轮功率、前排桨扇功率、前排桨扇扭矩、前排桨扇推力、后排桨扇功率、后排桨扇扭矩、后排桨扇推力、桨扇部件总功率、桨扇部件总推力、尾喷管推力；具体的，第二仿真计算模块将燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇开展整体三维网格划分，根据高压压气机出口/燃烧室进口总温t
t3
、高压压气机出口/燃烧室进口总压p
t3
(由第一仿真模块计算获得)、燃油流量wfb、高压涡轮转速(高压涡轮与高压压气机同轴，转速相等，因此同nh)、低压涡轮转速(低压涡轮与低压压气机同轴，转速相等，因此同为n
l
)、前后排桨扇转速nf、nb、动力涡轮转速n
p
(其中，动力涡轮转速根据前后排桨扇转速nf、nb及差动行星的设计参数计算获得)、桨扇部件后方及尾喷管后方统一的远场条件(即当地大气压)进行三维仿真计算获得各部件的进出口参数、燃烧室进口流量wa
cfd
、高压
涡轮功率l
ht
、低压涡轮功率l
lt
、动力涡轮功率l
pt
、前排桨扇功率pf、前排桨扇扭矩mf、前排桨扇推力ff、后排桨扇功率pb、后排桨扇扭矩mb、后排桨扇推力fb、桨扇部件总功率p
p
、桨扇部件总推力f
p
、尾喷管推力f
nozz
；
[0069]
本实施例中，第二判断模块将一维数值仿真计算结果与燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇的三维仿真计算结果进行比对，判断两仿真计算结果是否满足平衡条件，平衡条件包括：以高压压气机与低压压气机间流量平衡、高压压气机出口流量与燃烧室进口流量平衡、高压压气机功率与高压涡轮功率平衡、低压压气机功率与低压涡轮功率平衡、动力涡轮功率与桨扇部件功率平衡、前桨扭矩比与后桨扭矩比恒定为约束条件；即考虑了燃烧室与燃气涡轮之间的流动干扰、燃气涡轮与动力涡轮之间的流动干扰、对转桨扇部件前后排桨扇之间的流动干扰、桨扇部件后的气流与喷管排气之间的相互影响，能获得相比传统方法更为详细的性能及流场参数的相互影响，能获得相比传统方法更为详细的性能及流场参数；
[0070]
具体的，第二仿真计算模块基于一维数值仿真计算结果和三维仿真计算结果构造桨扇发动机平衡方程以将一维数值仿真计算结果与燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇的三维仿真计算结果进行比对，从而判断两仿真计算结果是否满足平衡条件，平衡方程：
[0071][0072]
式(1)中，n
l
表示低压压气机转速，nh表示高压压气机转速，πh表示高压压气机压比，wfb表示燃油流量，nf、nb分别表示前排桨扇转速和后排桨扇转速，wa3高压压气机出口流量，wa
cfd
表示燃烧室进口流量，l
lc
表示低压压气机功率，l
lt
表示低压涡轮功率，l
hc
表示高压压气机功率，l
ht
表示高压涡轮功率，l
pt
表示动力涡轮功率，pf表示前排桨扇功率，pb表示后排桨扇功率，mf表示前排桨扇扭矩，mb表示后排桨扇扭矩；err()表示误差函数；
[0073]
第二判断模块采用以下公式验证式(1)：
[0074][0075]
其中，ε可以是10-4
或10-5
；
[0076]
通过给定的预设变量(例如低压压气机转速n
l
)通过数学方式求解式1，若式2成立，则满足平衡方程，即可获得满足平衡调节的桨扇发动机状态。
[0077]
另外，本发明的另一实施例还提供一种电子设备，包括处理器和存储器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器通过调用所述存储器中存储的所述计算机程序，用于执行如上所述的方法的步骤。
[0078]
另外，本发明的另一实施例还提供一种计算机可读取的存储介质，用于存储进行直升机与涡轴发动机混合维数仿真的计算机程序，所述计算机程序在计算机上运行时执行如上所述的方法的步骤。
[0079]
一般计算机可读取存储介质的形式包括：软盘(floppy d isk)、可挠性盘片(flexible disk)、硬盘、磁带、任何其与的磁性介质、cd-rom、任何其余的光学介质、打孔卡片(punch cards)、纸带(paper tape)、任何其余的带有洞的图案的物理介质、随机存取存储器(ram)、可编程只读存储器(prom)、可抹除可编程只读存储器(eprom)、快闪可抹除可编程只读存储器(flash-eprom)、其余任何存储器芯片或卡匣、或任何其余可让计算机读取的介质。指令可进一步被一传输介质所传送或接收。传输介质这一术语可包含任何有形或无形的介质，其可用来存储、编码或承载用来给机器执行的指令，并且包含数字或模拟通信信号或其与促进上述指令的通信的无形介质。传输介质包含同轴电缆、铜线以及光纤，其包含了用来传输一计算机数据信号的总线的导线。
[0080]
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种推进式对转桨扇发动机仿真计算方法，其特征在于，包括以下内容：s1.根据飞行任务设定桨扇发动机的工作条件；s2.给定压气机工作条件，基于压气机特性进行一维数值仿真计算获得压气机工作状态数据；s3.以高低压压气机间的流量平衡调整压气机工作条件迭代计算；s4.设定前排桨距角及后排桨距角，给定前后排桨扇工作条件，对燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇开展整体三维网格划分，基于飞行任务、压气机工作条件、前后排桨扇特性以及计算获得的压气机工作状态数据进行三维仿真数值计算；s5.将一维数值仿真计算结果与燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇的三维仿真计算结果进行比对，判断两仿真计算结果是否满足平衡条件，若满足平衡条件则联合仿真结束，若不满足，则修正压气机工作条件和前后排桨扇工作条件进行迭代计算，直至两者平衡。2.根据权利要求1所述的推进式对转桨扇发动机仿真计算方法，其特征在于，根据飞行任务设定桨扇发动机的工作条件包括飞行高度和飞行马赫数。3.根据权利要求2所述的推进式对转桨扇发动机仿真计算方法，其特征在于，所述压气机工作条件包括低压压气机转速、低压压气机压比、高压压气机转速以及高压压气机压比。4.根据权利要求3所述的推进式对转桨扇发动机仿真计算方法，其特征在于，所述一维仿真计算结果包括高压压气机出口总压、高压压气机出口总温、高压压气机出口流量、低压压气机出口流量、低压压气机功率以及高压压气机功率。5.根据权利要求4所述的推进式对转桨扇发动机仿真计算方法，其特征在于，所述三维仿真计算结果包括燃烧室进口流量、高压涡轮功率、低压涡轮功率、动力涡轮功率、前排桨扇功率、前排桨扇扭矩、前排桨扇推力、后排桨扇功率、后排桨扇扭矩、后排桨扇推力、桨扇部件总功率、桨扇部件总推力以及尾喷管推力。6.根据权利要求5所述的推进式对转桨扇发动机仿真计算方法，其特征在于，将一维数值仿真计算结果与燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇的三维仿真计算结果进行比对，判断两仿真计算结果是否满足平衡条件时，所述平衡条件包括：以高压压气机与低压压气机间流量平衡、高压压气机出口流量与燃烧室进口流量平衡、高压压气机功率与高压涡轮功率平衡、低压压气机功率与低压涡轮功率平衡、动力涡轮功率与桨扇部件功率平衡以及前桨扭矩比与后桨扭矩比恒定为约束条件。7.根据权利要求6所述的推进式对转桨扇发动机仿真计算方法，其特征在于，将一维数值仿真计算结果与燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇的三维仿真计算结果进行比对，判断两仿真计算结果是否满足平衡条件时，所述仿真计算方法还包括：基于一维数值仿真计算结果和三维仿真计算结果构造桨扇发动机平衡方程，
式中，n
l
表示低压压气机转速，n
h
表示高压压气机转速，π
h
表示高压压气机压比，wfb表示燃油流量，n
f
、n
b
分别表示前排桨扇转速和后排桨扇转速，wa3高压压气机出口流量，wa
cfd
表示燃烧室进口流量，l
lc
表示低压压气机功率，l
lt
表示低压涡轮功率，l
hc
表示高压压气机功率，l
ht
表示高压涡轮功率，l
pt
表示动力涡轮功率，p
f
表示前排桨扇功率，p
b
表示后排桨扇功率，m
f
表示前排桨扇扭矩，m
b
表示后排桨扇扭矩；err()表示误差函数；设立公式(2)通过给定的预设变量求解式(1)，若式(2)成立，则满足平衡条件。8.一种推进式对转桨扇发动机仿真系统，其特征在于，包括：设定模块，用于根据飞行任务设定桨扇发动机的工作条件；第一仿真计算模块，用于根据设定的桨扇发动机工作条件以及给定的压气机工作条件基于压气机特性进行一维数值仿真计算获得压气机工作状态数据；第一判断模块，用于基于一维数值仿真计算获得的高压压气机流量和低压压气机流量判断高低压压气机间的流量平衡，若不平衡则调整压气机工作条件迭代计算直至高低压压气机间的流量平衡；第二仿真计算模块，用于设定前排桨距角及后排桨距角，给定前后排桨扇工作条件，对燃烧室和高低压涡轮和动力涡轮和尾喷管和前后排桨扇开展整体三维网格划分，并用于基于飞行任务、压气机工作条件、前后排桨扇特性以及计算获得的压气机工作状态数据进行三维仿真数值计算；第二判断模块，用于将一维数值仿真计算结果与三维数值仿真计算结果进行比对，判断两个仿真计算结果是否相匹配，若匹配则仿真结束，若不匹配则修正压气机工作条件和前后排桨扇工作条件继续迭代，直至两个仿真计算结果相匹配。9.一种设备，其特征在于，包括处理器和存储器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器通过调用所述存储器中存储的所述计算机程序，用于执行如权利要求1～7任一项所述的方法的步骤。10.一种计算机可读取的存储介质，用于存储进行直升机与涡轴发动机混合维数仿真
的计算机程序，其特征在于，所述计算机程序在计算机上运行时执行如权利要求1～7任一项所述的方法的步骤。

技术总结
本发明公开了一种推进式对转桨扇发动机仿真计算方法及系统设备储存介质，该方法考虑了燃烧室与燃气涡轮之间的流动干扰、燃气涡轮与动力涡轮之间的流动干扰、对转桨扇部件前后排桨扇之间的流动干扰、桨扇部件后的气流与喷管排气之间的相互影响，能获得相比传统方法更为详细的性能及流场参数的相互影响，能获得相比传统方法更为详细的性能及流场参数，提升了带减速器的推进式对转桨扇发动机协同研发效率，且对该部件的设计改进同样有所帮助，减少独立设计时的迭代所带来的经济和时间的损耗，可作为带减速器的推进式对转桨扇发动机的新型辅助设计的解决途径。型辅助设计的解决途径。型辅助设计的解决途径。


技术研发人员：黄兴 郑华雷 李伟 罗潇
受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所
技术研发日：2023.05.15
技术公布日：2023/8/24