【技术实现步骤摘要】
本申请涉及航空发动机，特别地，涉及一种航空混合电推进系统效益评价方法。
技术介绍
1、在节能减排的背景下，如何降低飞行平台推进系统的燃油消耗，成为被广泛关注的问题。由于纯电动力受限于电池能量密度等问题，航空涡轴混合电推进系统成为重要发展方向，尤其是采用串联式架构，发动机仅通过发电机发电，而不直接驱动推进器，实现了发动机与推进器的机械解耦，推动分布式推进成为螺旋桨或涵道风扇飞机的重要布局方式。相比采用涡桨发动机推进的传统螺旋桨飞机，分布式推进可以有效提升飞行平台的气动效益。而航空涡轴发动机作为一种功率输出型的燃气涡轮发动机，可直接带动发电机，在构建混合电推进系统方面具有天然优势。
2、虽然节能减排的目标可在一定程度上影响航空飞行器推进系统方案的选择，但是要强有力地推动混合电推进系统的研制、生产和应用，必须确保其具有相对传统、纯电推进系统的综合效益，包括最大航程、单位成本、功率裕度和燃油消耗。目前，对混合电推进系统进行效益评价，仅考虑飞行器的气动收益，而很少涉及专用发动机带来的影响，数据准确度不能得到保证，且没有建立行之有效的技术指标，难以支持飞行器的研制方在混合电、纯电和传统三种推进系统之间做出科学合理的选择。
技术实现思路
1、本申请提供了一种航空混合电推进系统效益评价方法，以解决现有效益评价方法的数据准确度不能得到保证，难以支持飞行器的研制方在混合电、纯电和传统三种推进系统之间做出科学合理的选择的技术问题。
2、本申请采用的技术方案如下：
3、
4、s1、从飞机制造方获得效益评价的输入，至少包括有效载荷、商载、不同动力方案的典型飞行剖面功率谱、飞机高温/高原飞行的最大功率需求，其中所述有效载荷减去所述商载，即可获得推进系统、储能系统和燃油系统的重量之和，所述典型飞行剖面功率谱包括起飞、爬升、巡航、降落和着陆复飞阶段的飞行高度、飞行器对推进系统的功率需求、工作时间、飞行速度；
5、s2、建立混合电、纯电、传统三种推进系统的部件系数表，用于表征电气部件的适用性或数量；
6、s3、根据效益评价的输入和部件系数表计算燃气涡轮发动机的重量、发电机的重量、发电机控制器的重量、驱动电机控制器的重量、驱动电机的重量、配电系统的重量、冷却系统总重量、推进系统总重量、电池系统总重量及电池系统参数、燃油质量；
7、s4、分别建立混合电推进系统用涡轴发动机总体性能仿真模型、传统动力方案燃气涡轮发动机的总体性能仿真模型，根据不同推进系统的典型飞行剖面功率谱规定的功率，计算各阶段的发动机耗油率，并联立建立燃油部分的巡航阶段距离迭代计算公式、电池部分的巡航阶段距离迭代计算公式，从而获得适用于不同推进系统的巡航阶段距离迭代计算公式，通过迭代计算，确定巡航阶段距离；
8、s5、根据基于巡航阶段距离得到的待评价推进系统的最大航程、飞行次数、相关价格计算单位商载每公里综合总成本、海平面高温条件下最大功率能力指数、高原高温条件下最大功率能力指数、单位商载每公里燃油消耗和推进系统噪音指数；
9、s6、以传统推进系统的最大航程、单位商载每公里综合总成本、海平面高温条件下最大功率能力指数、高原高温条件下最大功率能力指数、单位商载每公里燃油消耗和推进系统噪音指数为基准，结合待评价推进系统的最大航程、单位商载每公里综合总成本、海平面高温条件下最大功率能力指数、高原高温条件下最大功率能力指数、单位商载每公里燃油消耗和推进系统噪音指数计算推进系统相应指标的相对比例，并配置权重系数，计算得到待评价推进系统综合收益系数。
10、进一步地，步骤s3中：
11、燃气涡轮发动机的重量通过下式计算得到：
12、mengine= max((1- hpto) pto,(1- hpcl) pcl /α,pcr /α) /(ηal d1×ηalc d1×ηswd3- d1×ηmoc d2×ηmo d2) /β/ρen
13、式中：hpto、hpcl分别为起飞、爬升阶段功率混合比，传统推进系统取值为0，纯电推进系统取值为1，混合电推进系统取值为0～1；pto为起飞阶段飞行器对推进系统的功率需求，单位为kw；pcl为爬升阶段飞行器对推进系统的功率需求，单位为kw；pcr为巡航阶段飞行器对推进系统的功率需求，单位为kw；α为发动机功率高度衰减系数，取值为0.95～0.9/km；ηal为发电机效率；ηalc为发电机控制器效率；ηsw为配电开关效率；ηmoc为驱动电机控制器效率；ηmo为驱动电机效率；β为发动机功率裕度系数，取值为0.7～0.8；ρen为发动机功率密度，混合电推进系统专用涡轴发动机为涡桨发动机的1.29～1.35倍，d1为发电机系数，d2为驱动电机系数，d3为配电系统系数；
14、发电机的重量通过下式计算得到：
15、mal= d1×max((1- hpto) pto，(1- hpcl) pcl，pcr) /(ηal×ηalc×ηswd3- d1×ηmoc×ηmo)/ρal
16、式中：ρal为发电机功率密度；
17、发电机控制器的重量通过下式计算得到：
18、malc= d1×max((1- hpto) pto，(1- hpcl) pcl，pcr) /(ηalc×ηswd3- d1×ηmoc×ηmo) /ρalc
19、式中：ρalc为发电机控制器功率密度；
20、驱动电机控制器的重量通过下式计算得到：
21、mmoc= d2×max(pto,pcl,pcr) /(ηmoc×ηmo) /ρmoc
22、式中：ρmoc为驱动电机控制器功率密度；
23、驱动电机的重量通过下式计算得到：
24、mmo= d2×max(pto,pcl,pcr) /ηmo/ρmo
25、式中：ρmo为驱动电机功率密度；
26、计算配电系统的重量通过下式计算得到：
27、msw= d3×msw0
28、式中：msw0为单个配电开关重量。
29、进一步地，冷却系统总重量通过如下步骤计算得到：
30、计算燃气涡轮发动机与发电机部分的冷却系统重量：
31、mcol,al =d1×max((1- hpto) pto，(1- hpcl) pcl，pcr)×(1-ηal×ηsw) /ρco
32、式中：ρco为冷却系统功重比；
33、计算驱动电机端冷却系统重量：
34、mcol,mo = d2×max(pto,pcl,pcr) /(ηmo×ηmoc×ηsw) ×(1-ηmo×ηmoc×ηsw) /ρco
35、计算电池系统端冷却系统重量：
36、mcol,bas=d2×max(hpto×pto，hpcl×pcl，(1-d1)×pcr)×p本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，步骤S3中：
3.根据权利要求2所述的一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，冷却系统总重量通过如下步骤计算得到：
4.根据权利要求3所述的一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，推进系统总重量通过下式计算得到：
5.根据权利要求4所述的一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，电池系统总重量及电池系统参数如下步骤计算得到：
6.根据权利要求5所述的一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，燃油质量通过下式计算得到：
7.根据权利要求6所述的一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，所述步骤S4具体包括步骤：
8.根据权利要求7所述的一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，所述步骤S5具体包括步骤：
9.根据权利要求8所述的一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，所述步骤S6具体包括步骤：
<...【技术特征摘要】
1.一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，步骤s3中：
3.根据权利要求2所述的一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，冷却系统总重量通过如下步骤计算得到：
4.根据权利要求3所述的一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，推进系统总重量通过下式计算得到：
5.根据权利要求4所述的一种航空混合电推进系统效益评价方法，其特征在于，电池系统总重量及电池系统参数如下步骤计算得到：
...
【专利技术属性】
技术研发人员：金海良，马东阳，周淳，王旭，徐弘历，刘欢，张坤，时瑞军，
申请(专利权)人：中国航发湖南动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：
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