CN104200107A - 不同飞行迎角对航空发动机失速/喘振特性影响的适航审定方法 - Google Patents

Abstract

发明涉及一种飞行迎角对航空发动机失速/喘振特性影响的适航审定方法。首先采用数值计算方法建立了不同飞行迎角下总压进气畸变特征参数畸变范围AP、畸变度PP随Ma数的变化规律曲线图谱；然后根据图谱和一维模型可计算出航空发动机的通用特性曲线和喘振裕度；反之，由航空发动机失速/喘振适航标准出发，建立了确定航空发动机极限飞行迎角的方法；最后，结合中国民航规章的相关文件，制订了针对航空发动机失速/喘振的适航审定流程。

Description

不同飞行迎角对航空发动机失速/喘振特性影响的适航审定方法

技术领域

本发明涉及一种总压进气畸变条件下的航空发动机失速/喘振适航审定方法，尤其涉及不同飞行迎角对航空发动机失速/喘振影响的适航审定流程以及极限飞行迎角的确定方法。 

背景技术

适航是适航性的简称，指航空器在预定的运行环境和使用限制条件下，能满足最低安全标准并能顺利飞行所必需具备的品质。在欧美等发达国家，尤其是以美国联邦航空局(简称FAA)为代表的相关机构，经过长期的研究与积累已经形成一套先进的适航管理模式和管理理念。而在国内，虽也成立了专门机构进行适航管理和审定，但由于起步较晚，至今仍没有形成一套完整的适航管理及审定体系。此外，由于科研与工程应用的脱节，导致在适航审定方法上与国外也存在着很大差距。 

就航空发动机而言，发动机的失速/喘振问题是适航审定的重要内容之一。失速/喘振均会导致发动机增压比、流量产生较大幅度的脉动并伴随周期性的气动力振荡。无论出现哪种情况，均会给发动机的整体性能带来较大损害。因此，发动机的失速/喘振的适航审定问题显得尤为重要。 

对于发动机的失速/喘振的适航审定问题，应重点关注影响失速/喘振的关键因素并建立相应的适航审定标准。在影响失速/喘振的诸多因素中，进气畸变是较为常见并且非常重要的一种。对于民用飞机而言，飞机在不同飞行迎角下会产生不同程度的进气畸变，这对发动机的失速与喘振特性以及整机安全均产生影响。目前，我国在航空发动机失速/喘振这一领域还没有建立完整的适航审定标准，审定方法的研究也处于起步阶段，没有经验可循。因此，迫切需要发展一种符合自身国情的、针对发动机失速/喘振问题的适航审定方法。 

发明内容

在我国航空发动机失速/喘振适航审定体系建立不完整的背景下，本发明提供了一种针对不同飞行迎角的航空发动机失速/喘振特性的适航审定方法。围绕失速/喘振适航审定方法的发展，本发明以某型号发动机为工程背景，首先采用数值计算方法建立了不同飞行迎角下总压进气畸变特征参数畸变范围AP、畸变度PP随Ma数的变化规律曲线图谱；然后根据图谱和一维模型可计算出航空发动机的通用特性曲线和喘振裕度；反之，由航空发动机失速/喘振适航标准出发，建立了确定航空发动机极限飞行迎角的方法；最后，结合中国民航规章的相关文件，制订了针对航空发动机失速/喘振的适航审定流程。 

本发明的技术解决方案：不同飞行迎角对航空发动机失速/喘振特性影响的适航审定方法，其特点在于步骤如下： 

(1)通过三维数值方法对发动机全通道网格进行计算，得到不同飞行迎角下压气机前的总压云图； 

(2)在发动机进口增加畸变板，通过三维数值计算得到不同畸变板高度下压气机前总压云图，并与步骤(1)得到的总压云图作对比，得到不同飞行迎角下Ma数与畸变范围AP的关系图谱(图1)； 

(3)通过数学方法，计算相应畸变范围下的畸变度，进一步得到不同飞行迎角下Ma数与畸变度PP的关系图谱(图2)； 

(4)根据计算得到的关系图谱，给定飞行迎角，通过一维模型计算得到压气机的特性曲线以及喘振裕度； 

(5)变化飞行迎角，计算得到飞行迎角与喘振裕度的关系曲线，根据最低喘振裕度标准得到飞机飞行所允许的极限迎角； 

(6)根据中国民航《航空发动机适航规定》中关于航空发动机失速/喘振的基本要求，发展不同飞行迎角下发动机失速/喘振的适航审定方法，制定适航审定程序，给出适航审定流程图(图3)。 

所述步骤(1)的计算方案中，选取多个飞行迎角和发动机转速。 

所述步骤(1)的计算方案中，总压云图的位置取在压气机上游80mm处。 

所述步骤(2)的AP为畸变范围，即畸变区所占面积与压气机进气面积之比。 

所述步骤(2)的计算方案中，畸变板前增加一段长度为3倍发动机进口直径的通道。 

所述步骤(2)的总压云图对比方案中，只需对比两种情况产生的畸变范围大小，即高低压区的分布情况。 

所述步骤(3)的畸变度PP具体定义如式(1)所示： 

$\mathrm{PP}=(P_{11}^{*}-P_{12}^{*})/P_1^{*}---\left(1\right)$

所述步骤(4)的读取关系图谱的方法，涉及到两条曲线之间的点时，参数选取采用插值法。 

所述步骤(4)的一维模型主要步骤有： 

a)将由飞行迎角引起的进口周向总压畸变分成两个子区域，即畸变区与非畸变区，则带进气畸变的压气机就被简化成两个均匀进气子压气机； 

b)两子压气机进口参数求法(AP为畸变范围)： 

根据流量连续方程 

$(1-\mathrm{AP})\frac{P_{11}^{*}q\left({\mathrm{\λ}}_{11}\right)}{\sqrt{T_{11}^{*}}}+\mathrm{AP}\frac{P_{12}^{*}q\left({\mathrm{\λ}}_{12}\right)}{\sqrt{T_{12}^{*}}}=\frac{P_1^{*}q\left({\mathrm{\λ}}_1\right)}{\sqrt{T_1^{*}}}---\left(2\right)$

式中，q(λ)为流量函数，为其中子压气机1的进口参数，为其 

中子压气机2的进口参数，为压气机总的进口参数。 

根据面积平均法 

$P_1^{*}=(1-\mathrm{AP})*P_{11}^{*}+\mathrm{AP}*P_{12}^{*}---\left(3\right)$

计算时取压气机进口非畸变区总压为并给定进口条件m₁和畸变范围AP，联立求解可得子压气机1和子压气机2进口参数； 

c)两子压气机出口参数可依据进口条件和均匀进气时的特性线得到； 

d)压气机总的出口参数由能量守恒和动量守恒计算得出。 

本发明的特点在于给出了不同飞行迎角下的畸变图谱，即Ma数-畸变范围、Ma 数-畸变度关系图，根据畸变图谱并应用一维模型就可快速估算出不同飞行迎角下发动机的特性曲线，进一步计算喘振裕度，且结合中国民用航空规章制定了一套完整的不同飞行迎角下航空发动机失速/喘振的适航审定方法。 

附图说明

图1为本发明所述的不同飞行迎角下Ma数与畸变范围AP的关系图谱； 

图2为本发明所述的不同飞行迎角下Ma数与畸变度PP的关系图谱； 

图3为本发明所述的适航审定流程图； 

图4为本发明所述的某压气机在均匀进气和25°迎角进气条件下的特性图。 

具体实施方式

本发明的不同飞行迎角对航空发动机失速/喘振特性影响的适航审定方法，其具体实施方式如图3所示。为更清楚地描述本发明，具体实施方式以压气机工作在α＝25飞行迎角工况下为例，结合附图对本发明作进一步的说明。 

本发明实例为一台单转子压气机，设计流量13.5kg/s，设计压比1.6，设计转速22000rpm，设计效率0.84。： 

(1)获取发动机型号，以及在均匀进气时压气机的通用特性，包括总压比-流量特性和绝热效率-流量特性，如图4实体黑色方块曲线所示； 

(2)获取发动机短舱几何尺寸，主要包括进口横截面积及轴向长度； 

(3)获取飞机的飞行条件，包括飞行高度、飞行迎角、飞行Ma数以及发动机的工作转速，此处转速为78％设计转速； 

(4)根据飞行迎角和飞行Ma数，从Ma-AP、Ma-PP图中读取相应的畸变范围AP和畸变度PP，如下表所示： 

(5)将所得数据带入一维模型进行计算，并通过变化飞行Ma数来得到不同工况下的AP和PP，进一步计算出压气机在这一飞行迎角下的特性曲线，如图4空心三角 曲线所示； 

(6)得到特性线后，计算此时压气机的喘振裕度SM，如下表所示： 

(7)逐步增加飞行迎角，计算相应情况下的喘振裕度，得到飞行迎角与喘振裕度的关系曲线，根据最低允许喘振裕度值判断极限迎角。 

本发明的优点在于可以快速审核发动机在不同飞行迎角下的工作稳定性，而且通过此方法还能计算出飞机飞行时所允许的极限迎角，在我国适航审定体系还不完整的情况下，本发明为适航审定工作的进行提供了便利。 

Claims (2)

1.不同飞行迎角对航空发动机失速/喘振特性影响的适航审定方法，其特征在于该方法包括:

(1)马赫数Ma在0.2-0.5，飞行迎角α在0°-±45°范围内时，航空发动机总压进气畸变特征参数——畸变范围AP、畸变度PP随Ma、α的变化规律图谱，以及在不同飞行状态下确定AP、PP具体值的方法；

(2)马赫数Ma在0.2-0.5，由航空发动机失速/喘振适航标准，确定极限飞行迎角α_cr的方法；

(3)航空发动机在不同飞行迎角下对其失速/喘振特性影响的适航审定流程及方法。

2.根据权利要求1所述的不同飞行迎角对航空发动机失速/喘振特性影响的适航审定方法，其特征在于：所述步骤(3)的流程图基本操作方法如下

(1)根据飞行迎角和飞行Ma数，从Ma-AP、Ma-PP图中读取相应的畸变范围AP和畸变度PP；

(2)将所得数据带入数学模型进行计算，并通过变化飞行Ma数来得到不同工况下的AP和PP，进一步计算出压气机在这一飞行迎角下的特性曲线并计算喘振裕度；

(3)逐步增加飞行迎角，计算相应情况下的喘振裕度，得到飞行迎角与喘振裕度的关系曲线，根据最低允许喘振裕度值判断极限迎角。