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申请/专利权人：西南科技大学

摘要：本发明公开了一种航空发动机燃烧室旋流器优化设计方法，包括：S1：针对高性能燃烧室旋流器的基本结构，进行高性能燃烧室旋流器关键几何设计参数确定；S2：根据关键几何参数构建样本空间；S3：利用拉丁超立方抽样方法在样本空间中进行抽样，建立样本数据库；S4：根据样本数据库，建立基于BWO‑LSSVM的燃烧室旋流器预测模型；S5：根据BWO‑LSSVM的燃烧室旋流器预测模型和多目标优化算法，得到燃烧效率与总压恢复系数较大的旋流器设计参数，S6：利用Pareto最优解集对旋流器设计参数进行分析，得到航空发动机燃烧室旋流器最优设计方案。本发明能够提高航空发动机燃烧室的整体性能。

主权项：1.一种航空发动机燃烧室旋流器优化设计方法，其特征在于，所述航空发动机燃烧室旋流器优化设计方法包括：S1：针对高性能燃烧室旋流器的基本结构，进行高性能燃烧室旋流器关键几何设计参数确定；S2：根据关键几何参数构建样本空间；S3：利用拉丁超立方抽样方法在所述样本空间中进行抽样，建立样本数据库；S4：根据所述样本数据库，建立基于BWO-LSSVM的燃烧室旋流器预测模型；S5：根据所述BWO-LSSVM的燃烧室旋流器预测模型和多目标优化算法，得到燃烧效率与总压恢复系数较大的旋流器设计参数；S6：利用Pareto最优解集对所述旋流器设计参数进行分析，得到航空发动机燃烧室旋流器最优设计方案；所述S1中，所述高性能燃烧室旋流器的基本结构包括多级旋流器旋向组合、旋流器叶片角组合、不同旋流器出口扩张角；所述高性能燃烧室旋流器的关键几何设计参数包括：旋流器叶片数、旋流器叶片角、旋流器叶片厚度、旋流器出口扩张角、旋流器内外直径；所述S4包括：S41：根据所述样本数据库，采用非线性函数，建立LSSVM初始模型；其中，所述样本数据库包括输入数据和输出数据；所述输入数据包括关键几何参数，所述关键几何参数包括：旋流器叶片数、旋流器叶片角、旋流器叶片厚度、旋流器出口扩张角和旋流器内外直径；所述输出数据包括燃烧室性能，所述燃烧室性能包括：火焰筒总压损失、燃烧效率、出口总流量畸变和残余总流量畸变；S42：基于结构化风险最小化原则，将所述LSSVM初始模型的评估问题转化为优化问题；S43：构建拉格朗日函数；S44：利用BWO白鲸优化算法优化所述拉格朗日函数，得到优化后的拉格朗日函数；S45：利用所述优化后的拉格朗日函数求解所述优化问题的最优解；S46：根据所述优化问题的最优解和所述LSSVM初始模型，得到基于BWO-LSSVM的燃烧室旋流器预测模型。

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