民用飞机发动机的总体性能优化设计一直以来是民用飞机发动机设计的一大热点问题。一般地,整个优化设计应该包括从飞机任务需求到发动机总体性能方案设计再到方案评估这一完整过程,而目前飞机任务需求、发动机总体性能方案设计、方案评估这三部分往往相对独立,未使整个发动机设计体系成为一个有机的整体,影响了发动机设计的效率。特别是随着“绿色航空”成为民用航空工业发展的新趋势,对发动机方案的评估已不仅仅局限于发动机性能本身,还应该包括对污染物排放量、噪声的计算分析。本文就是针对以上问题,基于发动机总体性能方案设计流程,对民用飞机发动机优化设计与排放分析方法进行系统的研究,建立一套较为完整的民用飞机发动机优化设计与排放分析仿真系统。整个仿真系统根据发动机设计流程中各学科之间的相互关系,以及模块化集成软件的思想,可分为五大模块:飞机性能模块、发动机性能模块、飞机/发动机一体化设计模块、现代优化算法模块、污染物排放量的计算分析模块。飞机性能模块:为了使发动机设计更加具有针对性,同时也为提高飞机性能模块的计算精度,建立了一套基于飞机几何尺寸和翼型参数的升阻特性计算模型,对有增升装置和无增升装置下的飞机升阻特性进行了计算,将计算结果与参考值进行对比分析表明该方法与参考值吻合较好,弥补了升阻特性不易获取和计算精度低的不足;为了进一步详细地模拟飞机在全航线上的飞行过程,并由此评估发动机在全航线上的燃油消耗量与污染物的总排放量,基于飞行力学模型与民用飞机典型航线任务,采用比例积分控制法建立了民用飞机发动机全航线性能与污染物排放量的计算模型。发动机性能模块:根据气流在发动机内部的压缩、燃烧、膨胀做功、膨胀加速以及掺混过程建立了发动机气动热力计算数学模型,结合发动机空气系统引气准则和功率提取原则,对民用涡扇发动机设计点循环参数开展了分析研究;根据民用飞机发动机特有的控制规律,对六种发动机的工作状态(最大起飞、最大连续、最大爬升、最大巡航、空中慢车、地面慢车)进行了计算分析,特别针对大涵道比涡扇发动机在低转速下增压级的防喘问题展开研究,通过增压级喘振裕度反算增压级后放气量的方法,实现了发动机在低转速下的等喘振裕度控制计算;针对发动机的安装性能,采用实验特性与修正相结合的方法对进排/气系统的安装损失展开研究,计算分析了发动机在整个飞行包线内的安装性能。飞机/发动机一体化设计模块:主要对飞机约束分析与任务分析展开研究。首先运用约束分析模型,计算机翼载荷与起飞推重比之间的关系,并由此构成约束分析求解域;再以“低推重比高机翼载荷”的原则确定约束分析设计点;最后根据任务分析模型,结合飞机实际任务需求,初步确定了飞机的最大起飞重量和推力需求。现代优化算法模块:对比分析了现代优化算法对传统优化算法的优势,着重对本文所采用的差分进化算法展开研究。引入基于均熵的种群初始化方法、精英保留策略、改进后的罚函数以及自适应三次变异进化方法对基本差分进化算法进行改进,增强了算法的全局搜索能力,提高了计算效率。污染物排放量的计算分析模块:分析了现有的排放计算方法,选择能与发动机总体性能模型相结合的修正模型法和多反应器模型法开展研究。在修正模型法中,详细介绍了修正模型法中的SAGE模型和AERO2k模型排放计算方法。在多反应器模型法中,从NO_x、CO、UHC、烟的生成机理出发,结合燃油雾化与燃油液滴蒸发模型、燃烧化学反应平衡模型、简化火焰锋面模型计算了CF6-80C2B1发动机地面典型工况下的NO_x、CO、UHC的排放指数和烟粒子的发烟数,并与ICAO数据库中的实测数据进行对比,由此表明多反应器模型法与实测数据吻合较好,拥有较高的计算精度。本文还对以上三种模型的计算结果进行了对比分析,对比结果表明三种排放计算方法所计算的结果在趋势上是相同的,而三种模型计算结果的偏差程度根据污染物的种类和发动机工作状态的不同而有所不同。本文利用民用飞机发动机优化设计与排放分析仿真系统,以B767-200ER飞机为装机对象,对起飞推力级为250k N的民用飞机发动机优化设计问题展开研究。首先,利用飞机性能模块中的升阻特性模型计算了B767-200ER飞机的升阻特性,并将该升阻特性运用到飞机/发动机一体化设计模块中,结合B767-200ER飞机的任务需求,初步确定了飞机的最大起飞重量以及推力需求的初始值;其次,将以上初始值代入发动机循环参数优化模型中,通过将多约束条件下的发动机性能优化与飞机/发动机一体化设计相耦合进行迭代优化,求解出了当飞机最大起飞重量最小时的最优发动机方案;再次,利用发动机性能模块结合民用飞机发动机的典型控制规律,计算最优发动机方案在整个飞行包线内的安装性能;最后,将以上安装性能、飞机升阻特性模型运用到民用飞机发动机全航线性能与污染物排放量的计算分析模型中,结合排放计算分析方法,完成对发动机优化方案的性能与污染物排放量的评估。最后的评估结果表明,在满足B767-200ER飞机各个任务航段需求和原有效载荷不变的情况下,可使飞机的最大起飞重量下降约2.7%。优化后的发动机方案相比于原装配的PW4056发动机在加速与爬升段中拥有更好的加速性能和爬升性能,全航线上的燃油消耗量也有所下降,发动机经济性得以提升,其主要污染物NO_x、UHC在装配RQL(Rich Quench Lean)燃烧室后均有所降低,有效地提高了发动机的环境友好性。