涡扇发动机二元排气系统推力与红外特征多目标型面优化设计.pdf
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1、第 55 卷第 4 期2023 年 8 月Vol.55 No.4Aug.2023南 京 航 空 航 天 大 学 学 报Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics涡扇发动机二元排气系统推力与红外特征多目标型面优化设计施小娟,王丰,吉洪湖(南京航空航天大学能源与动力学院,南京 210016)摘要:以涡扇发动机二元排气系统为例,以排气系统推力系数、35 m 波段正尾向红外辐射特征为优化目标,以窄边探测面 30和宽边探测面 90方向的红外辐射特征为约束,以喷管喉道宽高比、喉道型面半径比、收敛半角和扩张半角为优化变量,在发动机地面军
2、用动力状态,研究排气系统推力与红外特征的多目标型面优化设计。在设计过程中,基于正交试验法确定初始样本点,建立排气系统推力系数、红外辐射特征与设计变量间的 RBF代理模型,采用自适应模拟退火算法对代理模型进行分析求解。结果表明:多目标优化方法可应用在排气系统推力与红外特征的兼容设计上,并可取得一定的效果,相比基准二元模型,仅通过型面设计,多目标优化后排气系统推力系数提高了 5.3%,在正尾向的无量纲积分辐射强度降低了 17%。关键词:二元排气系统;推力;红外特征;型面;多目标优化中图分类号:V231.1 文献标志码:A 文章编号:10052615(2023)04059709Multiobject
3、ive Contour Optimization Design of Thrust and Infrared Characteristics of TwoDimensional Exhaust System of Turbofan EngineSHI Xiaojuan,WANG Feng,JI Honghu(College of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Aeronautics&Astronautics,Nanjing 210016,China)Abstract:Taking twodimensional(2D)exh
4、aust system of turbofan engine as an example,the multi-objective contour optimization design of thrust and infrared characteristics of exhaust system was studied when the engine is in military power on the ground.The optimization objectives were thrust coefficient and infrared radiation(IR)character
5、istics at 35 m in the positive tail direction of exhaust system.The constraint conditions were the IR characteristics of the narrow side detection plane at 30 and the wide side detection plane at 90.The optimization variables were throat aspect ratio,throat radius ratio,convergence half angle and di
6、vergent half angle.In the design process,the initial sample points were determined by orthogonal experimental method.The RBF surrogate models of thrust coefficient and IR characteristics of exhaust system were established.The analysis and optimization was conducted with the adaptive simulated anneal
7、ing algorithm.The results show that the multi-objective optimization method can be applied to the compatible design of thrust and infrared characteristics of exhaust system with good effects.The thrust coefficient of multi-objective optimized exhaust system is increased by 5.3%compared with the base
8、line 2D model.The dimensionless integral radiation intensity in the positive tail direction is reduced by 17%.Key words:two dimensional exhaust system;thrust;infrared characteristics;contour;multi-objective optimizationDOI:10.16356/j.10052615.2023.04.004基金项目:国家科技重大专项(J2019-0009-0053)。收稿日期:20221108;修
9、订日期:20230107通信作者:施小娟,女,博士,讲师,E-mail:。引用格式:施小娟,王丰,吉洪湖.涡扇发动机二元排气系统推力与红外特征多目标型面优化设计 J.南京航空航天大学学报,2023,55(4):597605.SHI Xiaojuan,WANG Feng,JI Honghu.Multiobjective contour optimization design of thrust and infrared characteristics of twodimensional exhaust system of turbofan engine J.Journal of Nanjing
10、University of Aeronautics&Astronautics,2023,55(4):597605.第 55 卷南 京 航 空 航 天 大 学 学 报二元排气系统是飞行器排气系统红外抑制的重要措施,随着宽高比的增大,二元排气系统红外辐射特征降低、流动阻力增大、推力损失增大,从而导致推力下降13。通过排气系统流道型面的设计可实现对高温部件的遮挡,从而有利于红外隐身,但是红外隐身的型面往往阻力增大,因此需要开展排气系统推力与红外特征的兼容设计,即排气系统推力与红外特征的多目标优化。目前对喷管型面优化设计方面的研究主要集中在火箭发动机以及超燃冲压发动机的喷管,且优化目标大多是气动性能,
11、如 Korte等47以总冲或冲重比等为优化目标,对火箭发动机的喷管型面开展了优化设计;Damira等811以推力或升力等为优化目标,对超燃冲压发动机单边膨胀喷管的型面开展了优化设计。国内外学者以气动性能为目标,对塞式喷管、轴对称喷管以及二元喷管的型面优化也开展了一些研究,如 Christopher 等12以当地静压比与目标静压比之差的平方和为优化目标对塞式喷管的型面优化开展了研究;任超奇等13采用综合评分法将流量系数和推力系数整合为一个总的评价指标,开展了轴对称收扩喷管与飞行器后体的一体化气动优化设计;徐大成等14基于自由变形技术,对内外涵混合排气轴对称收敛喷管的气动方案进行了优选;施小娟等1
12、5基于 Kriging代理模型,以推力系数最大为目标,开展了二元收扩喷管推力的单目标型面优化。本文针对涡扇发动机二元排气系统,从喷管型面设计出发,开展基于 RBF 代理模型的二元排气系统推力与红外特征的多目标优化设计方法研究。在发动机地面军用动力状态(主燃烧室出口温度最大,不开加力),喷管进口、喉道和出口面积不变的条件下,以排气系统推力系数、35 m 波段正尾向红外辐射特征为优化目标,以窄边探测面30和宽边探测面 90方向的红外辐射特征为约束,以喷管喉道宽高比、喉道型面半径比、收敛半角和扩张半角为优化变量,对二元排气系统喷管流道型面进行优化。1 研究对象图 1给出了基准二元排气系统的几何模型,
13、包括中心锥、混合器、支板、火焰稳定器、加力燃烧室、隔热屏、过渡段、收扩喷管等。支板、火焰稳定器等上下、左右对称。过渡段采用超椭圆截面构造,实现从加力燃烧室圆形截面到收扩喷管进口矩形截面的转变。收扩喷管段包括上下两块收敛板、扩张板以及两块平行侧板。圆转矩过渡段开始截面记为 6B 截面,喷管进口、喉道和出口截面分别记为7、8、9截面。本文多目标型面优化设计是在发动机地面军用动力状态开展的,优化设计中,6B 截面形状及位置保持不变,6B 截面下游的结构都变化,型面变化过程中,保持 7、8、9 截面面积不变,6B 到 7 截面的轴向长度不变;6B 至 9 截面型面由超椭圆方程控制,6B 至 7 截面圆
14、转矩段超椭圆方程的指数变化范围为 250,7至 9截面二元收扩喷管段超椭圆方程的指数为 50。图 2 给出了二元收扩喷管段的几何参数示意,图中放大显示了窄边对称面上圆转矩过渡段和收扩喷管段。H7、H8和 H9分别表示 7、8、9 截面的高度,为收敛半角,为扩张半角,Rw为喉道型面圆弧半径。定义喉道宽高比=W/H8(W表示 8 截面的宽度,即两块平行侧板的间距,见图 1),喉道型面半径比为 Rw/R8(R8为喉道当量半径)。基准二元排气系统是由某轴对称排气系统改型设计而成,改型过程中,保持 6B截面上游结构不变,7、8、9 截面面积不变,喷管收敛段和扩张段轴向长度不变。改型后,基准二元排气系统的
15、=4.24、Rw/R8=0、=38.42、=3.24。图 1 基准二元排气系统几何模型(剖视图)Fig.1 Geometric model of baseline 2D exhaust system(cutaway view)图 2 二元收扩喷管几何参数示意图Fig.2 Schematic diagram of 2D-CD nozzle parameters598第 4 期施小娟,等:涡扇发动机二元排气系统推力与红外特征多目标型面优化设计2 多目标型面优化设计问题的描述及优化流程2.1多目标型面优化设计问题描述2.1.1优化目标优化目标为排气系统的推力系数 Cf最大和35 m 波 段 正 尾
16、向 无 量 纲 积 分 辐 射 强 度I=0o最小。max Cfmin I=0o(1)红外探测面及方位角如图 3所示,窄边和宽边探测面方位角分别用 和 表示,=0是排气系统的正尾向,=90和=90是与排气系统轴线垂直的两个侧向。降低排气系统红外辐射特征的方法有多种,比如高温壁面冷却、高温部件的遮挡、低发射率材料的应用等。本文没有考虑上述因素,只考虑了型面变化降低红外辐射特征的方法。以 35 m 波段正尾向无量纲积分辐射强度I=0o作为红外特征的优化目标,是因为涡扇发动机排气系统的红外辐射主要在 35 m 波段,且一般在正尾向或者正尾向附近小角度方向上红外辐射特征最大。排气系统的红外辐射包括腔体
17、辐射和燃气辐射,通常在尾向 030范围内,腔体辐射占优,且二元喷口在宽边方向上对高温腔体的遮挡比窄边方向上强,因而窄边方向排气系统的红外辐射特征大于宽边方向;在尾向 3090方向,燃气辐射占优,90方向燃气辐射达到最大值,腔体辐射为零,且燃气在宽边 90方向的可视面积大于窄边 90方向,因而宽边 90方向排气系统的红外辐射特征大于窄边 90方向。因此,为了兼顾排气系统尾部其他方向的红外辐射,将窄边探测面 30和宽边探测面 90方向的无量纲积分辐射强度I=30o和I=90o作为约束条件。I=0o、I=30o和I=90o定义如下I=0o=I=0oImax(2)I=30o=I=30oImax(3)I
18、=90o=I=90oImax(4)式中 Imax为改型为基准二元排气系统的轴对称排气系统积分辐射强度最大值。推力系数 Cf定义为实际推力 Factual与理想推力Fideal之比Cf=FactualFideal(5)其中Factual=A9()U2x+p9-padA(6)式中:A9、Ux、p9和 分别为 9截面的面积、气流轴向速度、静压和密度,pa为环境压力。在喷管型面设计过程中,气流总温 Tt、总压 pt不变,7、8、9截面面积不变,为了便于比较,在理想推力 Fideal定义式(7)中,采用理想流量m ideal。Fideal=m idealUideal(7)其中m ideal=ptA8k(
19、)2k+1k+1k-1kRTt(8)Uideal=2kRTtk-1 1-()paptk-1k(9)式中:A8为 8 截面面积,k 为比热比,R 为通用气体常数。对于拉瓦尔喷管中的等熵流,超临界状态 8截面的马赫数等于 1,Uideal为气流等熵完全膨胀时喷管出口速度。2.1.2设计变量喷管 7、8、9截面面积不变,收扩喷管段的两块侧板平行,喷管喉道宽度与出口宽度相等,当 确定后,出口宽高比也就确定了。因此、喉道型面半径比 Rw/R8、收敛半角 和扩张半角 可决定收扩喷管的型面,设计变量选择、Rw/R8、和。2.1.3约束条件约束条件包括设计变量、Rw/R8、和 的取值范围,以及I=30o和I=
20、90o小于等于基准二元排气系统的对应值。、Rw/R8、和 的取值范围参考文献 15,约束条件总结如下3.49 60 RwR8 0.315 452 15I=30o I=30o,2DbaseI=90o I=90o,2Dbase(10)图 3 红外探测面及方位角Fig.3 IR detection plane and azimuth599第 55 卷南 京 航 空 航 天 大 学 学 报2.2多目标型面优化算法及设计流程2.2.1最优化算法最优化算法采用自适应模拟退火算法(Adaptive simulated annealing algorithm,ASA),它 是 对传统模拟退火算法(Simula
21、ted annealing algorithm,SA)的改进算法,具有更优良的全局求解能力和计算效率。本文对比了其他最优化算法,优化结果相近。2.2.2多目标优化设计流程排气系统推力与红外特征的多目标优化采用基于代理模型的优化设计方法,设计流程如图 4所示,主要包括:(1)采用正交试验法确定多目标优化的初始样本点;(2)分别建立初始样本点的排气系统模型,数值模拟获得每个样本点的响应(即推力系数和红外辐射特征);(3)根据初始样本点和样本点的响应,选择并构造推力系数、红外辐射特征与设计变量间的代理模型;(4)增加新的样本点,数值计算每个样本点的响应,判断代理模型的预测精度,如果精度达不到要求,则
22、添加样本点到初始样本点中,并重复第 24步,直到获得满足精度要求的代理模型;(5)先分别进行推力系数和红外辐射特征的单目标优化,获得推力系数和红外辐射特征的单目标优化结果,包括优化型面及推力系数和红外辐射特征的优化解;(6)分别针对推力系数和红外辐射特征的优化型面,计算获得推力系数和红外辐射特征的数值解,判断优化解与数值解的收敛性(推力系数的优化解相对于数值解的误差在1%以内,红外辐射特征的优化解相对于数值解的误差在6%以内),若不满足收敛性,则将优化型面的数值解添加到初始样本点中重新构造推力系数和红外辐射特征的代理模型,重复第 36步,直到获得满足精度要求和收敛性要求的代理模型;(7)采用最
23、优化算法对推力系数和红外辐射特征的代理模型进行多目标优化,获得多目标优化的 Pareto解;(8)针对 Pareto解中的部分优化型面,计算获得推力系数和红外辐射特征的数值解,判断优化解与数值解的收敛性,若不满足收敛性,则将优化型面的数值解添加到初始样本点中重新构造代理模型,重复第 38 步,直至推力系数和红外辐射特征的优化解与数值解满足收敛性要求。第 3 步中代理模型的构造、第 5 步和第 7 步采用最优化算法对代理模型进行优化等流程借助多学科设计优化软件 Isight。3 初始样本点的确定及响应计算3.1初始样本点确定采用正交试验法确定初始样本点,将基准二元排气系统作为其中的一个算例。设计
24、变量水平间距过宽或过窄,结果可能都得不到有用的信息,因此本文在各个设计变量取值范围内尽量等间隔地设 计 4 个 水 平,设 计 变 量 的 水 平 选 取 参 考 文 献15,如表 1所示。4 因素 4 水平可采用正交表 L16(45),构成了 16个初始样本点,即算例 case1、case2,case16(这里不单独列出正交表),case1的模型即为基准二元排气系统。3.2初始样本点响应计算3.2.1排气系统流场及推力系数计算排气系统的推力系数和红外辐射特征都与排气系统流场直接相关,推力系数计算主要与排气系统内流场的速度和压力分布有关,红外辐射特征计算除了与内流场相关,还需要外流场的温度、压
25、力及组分浓度分布等。采用 CFD 软件 ANSYS Fluent计算排气系统在地面军用动力状态下的流场,运用耦合显式求解器,湍流模拟采用 SST k 模型,燃气组分浓度计算采用 Species Transport 模图 4 多目标优化设计流程Fig.4 Multi-objective optimization design process表 1 多目标优化的因素水平表Table 1 Factors and levels of multiobjective optimizationLevel1234Factor4.243.4956Rw/R800.20.10.3/()38.42452515/()3
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