题目：核心机派生涡扇发动机设计与优化方法研究

本文的工作主要围绕核心机派生涡扇发动机的设计与优化方法展开研究。核心机是由高压压气机、燃烧室和高压涡轮组成的燃气涡轮发动机高温高压部分，对航空发动机的整机性能、结构强度和寿命可靠性有着重要的影响。在一个成熟的核心机基础上匹配不同的低压系统可派生发展出不同推力级别的涡扇发动机，这种航空发动机研制发展方法具有应用灵活、成本低、周期短和风险小的优势，是航空发动机型谱规划和发展建设中的重要技术途径。本文首先研究了核心机工作点的定位约束机理和派生发动机的高低压部件匹配关系；在此基础上论述了核心机匹配工作点选取变化的必要性和相应的技术措施，并对不同核心机匹配工作点下涡轮工作状态的变化和整机性能的差异进行了分析；建立了综合考虑派生涡扇发动机内外涵整机匹配约束的核心机派生涡扇发动机高低压部件/整机匹配算法理论基础。在上述基础之上，本文采用面向对象编程方法自主开发了派生发动机高低压部件/整机匹配和性能计算程序，并通过多个派生发动机型号的匹配计算检验了程序的准确可靠性。应用该程序进行了派生涡扇发动机整机循环参数及性能趋势分析；计算结果表明，高低压和整机匹配约束直接影响核心机派生涡扇发动机整机循环和性能特点，为核心机派生系列化涡扇发动机的部件／整机匹配和性能预估提供了重要参考。其次，为反映不同低压系统给派生发动机尺寸重量带来的影响，本文研究了派生发动机部件级尺寸重量计算方法，该方法综合考虑了低压部件性能匹配、机械关联和材料密度、强度等对发动机尺寸重量的共同影响，并与派生发动机匹配及性能模型实现了集成兼容。本文采用面向对象编程语言自主开发的派生发动机尺寸重量计算程序对多个型号系列的派生发动机进行了尺寸重量估算，计算结果正确反映了核心机派生发动机在不同高低压匹配下的尺寸重量变化趋势，计算精度满足派生发动机初步设计对尺寸重量的估算要求。然后，针对多变量、多约束和多目标的核心机派生发动机优化设计，本文在单目标遗传算法的基础上引入了Pareto解集优选技术，包括个体非支配排序选择方法和共享小生境技术，解决了多目标间存在相互矛盾冲突下的派生发动机优化设计问题，并应用多线程并行计算对多目标遗传算法的优化效率进行了改善。本文对综合采用上述技术的多目标遗传优化算法进行了编程实现，经典型优化算例的数值检验之后，该算法程序在某核心机派生的超音速截击机用涡扇发动机的优化设计中，得到了收敛性较好、分布均匀的Pareto优化解集。优化结果表明：派生发动机优化方案的选择，受到高低压部件/整机匹配性能、尺寸重量，以及核心机结构强度、喘振裕度等因素的综合影响，需要在Pareto解集中全面考虑上述因素进行权衡折衷。最后，本文在综合考虑发动机性能和尺寸重量对飞机飞行性能构成影响的条件下，自主开发了集成飞机全任务航段差分计算的飞行性能计算程序，该程序在某国际典型150座级单通道窄体客机上得到了飞行性能验证。应用该程序，本文对上述飞机配装新一代高性能核心机派生的不同发动机后的飞行性能进行了计算分析。计算结果表明，综合考虑发动机性能和尺寸重量，以及尺寸重量对飞机起飞总重、气动构型阻力等产生共同影响的条件下，涵道比相对较小的派生发动机并未因耗油率较高而增加飞机全任务航段燃油消耗量，安装适应性的改善反倒其使其更具飞机/发动机匹配优势。对比于国内外已有的核心机派生发动机研究，本文的研究主要有以下几个特点：一是，建立了全面考虑高低压部件/整机匹配约束，能够自行完成循环迭代计算的核心机派生发动机匹配与性能计算模型；二是，建立了与派生发动机匹配性能模型兼容，并综合考虑机械关联和材料密度、强度等因素共同影响下的部件级派生发动机尺寸重量计算模型；三是，实现了全面涵盖整机匹配性能和尺寸重量，以及核心机结构强度和喘振裕度约束等综合影响下的核心机派生发动机多目标遗传优化算法。四是，完成了兼顾发动机性能和尺寸重量，以及尺寸重量对飞机起飞总重、气动构型阻力等构成影响的飞机/发动机一体化飞行性能计算程序。