高推重比航空发动机循环参数选择与优化

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雅宝题库解析：
航空发动机的研制技术难度大、周期长、费用高、风险大，市场竞争非常激烈。推重比10一级的航空发动机已经投入使用，欧美等航空强国美国、英国、法国和俄罗斯等已着手研制推重比15一级的航空发动机，因此高推重比航空发动机研制已势在必行。本文的主要目的是研究适用于高推重比航空发动机性能优化的多目标优化方法，主要研究内容包括两个部分，首先是研究化学反应平衡成分和平衡产物热物理性质的计算方法，以及化学平衡算法在发动机数学模型中的应用。建立考虑高温燃气热离解的发动机总体性能数学模型，并重点研究高温燃气热离解对高推重比涡扇发动机总体性能计算的影响。分析结果表明，当燃气温度高于1500K时，燃气热离解对燃气热物理性质已产生了影响，并且油气比越大、温度越高、压力越低影响程度越大。当燃烧室出口温度超过2300K时，燃气热离解对发动机总体性能计算结果有显著影响。本文的另一研究工作是研究航空发动机多目标优化计算流程，涉及内容包括响应面法、多目标遗传算法、多属性决策方法等几个方面。以超声速截击机用混排加力涡扇发动机为算例，针对截击机任务需求对发动机设计热力循环参数的整个优化流程进行了深入探讨。在优化计算前建立了优化目标和约束条件参数相对于设计变量的二阶响应面模型，采用NSGA-II算法对优化模型求解得到Pareto最优解集，最后通过多属性决策方法对多目标遗传算法Pareto最优解集进行排序，获得优化结果。