CN104408243A - 一种发动机模型安装推力修正方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空技术领域动力装置系统，涉及一种发动机模型安装推力修正方法。所述方法包括：1.1)得到发动机台架推力Fi数据表格；1.2)采用三维插值算法构建发动机台架推力模型Ft；1.3)开展进气道吹风试验；1.4)使用插值方法建模；1.5)建立进气道损失修正模型K1；1.6)建立功率提取损失系数数据库；1.7)构建功率提取损失修正模型K2；1.8)建立喷管后体阻力损失系数数据库；1.9)构建喷管后体阻力损失修正模型K3；1.10)完成发动机安装推力模型的建模。本发明计算精度高，仿真具有实时性，易于实现，建模周期短，工程性应用性好。

Description

一种发动机模型安装推力修正方法

技术领域

本发明属于航空技术领域动力装置系统，涉及一种发动机模型安装推力修正方法。

背景技术

飞机设计中，经常用发动机仿真模型，根据性能仿真结果进行飞机仿真验证。发动机仿真模型为发动机装机后的包含进排气损失的发动机安装推力性能模型。

现有发动机台架推力模型采用部件法建模，其特点是已有各部件特性，选定控制方案，按照各部件共同工作条件确定共同工作点，再计算发动机推力和耗油率。由于发动机各部件之间相互制约关系比较复杂，在求共同工作点时要对多个参数的数值进行反复迭代，仿真周期长。

现有进气道损失模型，通常计算进气道的溢流阻力、附面层抽吸阻力、旁路放气阻力和辅助进气阻力，通过迭代求解方程组得到进气道损失，仿真周期长。

现有功率提取损失模型，通常采用经验公式修正得到发动机功率提取损失，仿真精度低。

现有喷管后体阻力损失模型，通常计算喷管外流附面层分离引起压力阻力，结合发动机部件级模型通过迭代求解方程组得到发动机喷管后体阻力损失，仿真周期同样很长。

这种方法建立的发动机安装推力仿真模型，仿真精度一般，仿真周期长达数秒，无法满足实时仿真的要求。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种仿真精度高、周期短的发动机模型安装推力修正方法。

本发明采取的技术方案为：一种发动机模型安装推力方法，其特征为所述方法包括以下步骤：

1.1)开展发动机地面台架试验和高空台试验，给定飞机飞行状态和油门杆角度PLA，得到发动机台架推力Fi数据表格；所述飞机飞行状态包括飞行高度H和飞行马赫数Ma；

1.2)使用插值方法建模，基于发动机推力数据表格，采用三维插值算法构建发动机台架推力模型Ft：

Ft＝f(H，Ma，PLA)

式中：

飞行高度H；

飞行马赫数Ma；

油门杆角度PLA；

1.3)开展进气道吹风试验，测得不同飞行马赫数Ma下进气道总压恢复系数σ_in：

σ_in＝P₁/P₀

式中：

进气道出口截面总压P₁；

发动机远前方总压P₀；

1.4)使用插值方法建模，基于试验测得的进气道总压恢复系数，采用一维插值算法构建进气道总压恢复系数模型σ：

σ＝f(Ma)

1.5)依据进气道总压恢复系数，建立进气道损失修正模型K1：

K1＝[1-(1-σ)(1+P_H·Ac/Ft)]

式中：

P_H—给定高度的大气压力(通过查标准大气数据表得到)；

Ac—给定发动机状态的尾喷口喉道截面面积；

1.6)通过功率提取试验测得不同功率W提取条件下发动机推力Fw，建立功率提取损失系数数据库η：

Fw＝f(W，H，Ma，PLA)

η＝(Ft-Fw)/Ft

1.7)基于功率提取损失系数数据库，构建功率提取损失修正模型K2：

K2＝1-η

1.8)通过飞机后体缩比模型吹风试验测得不同飞行状态(飞行高度H和飞行马赫数Ma)和油门杆角度PLA条件下喷管后体阻力损失系数，建立喷管后体阻力损失系数数据库ΔPc：

ΔPc＝f(H，Ma，PLA)

1.9)基于喷管后体阻力损失系数数据库，构建喷管后体阻力损失修正模型K3：

K3＝1-ΔPc

1.10)结合发动机台架推力模型Ft、进气道损失模型K1、功率提取损失模型K2和喷管后体阻力损失模型K3完成发动机安装推力模型Fa的建模：

Fa＝Ft·K1·K2·K3。

本发明的优点是：

1)考虑影响因素全面，可以修正发动机装机后的进气、功率提取、排气导致的推力损失；

2)计算精度高，误差不超过5％，可以精确模拟发动机性能参数；

3)仿真具有实时性，仿真周期小于10ms，可以支持飞机进行实时飞行仿真；

4)软件开发简单，易于实现，建模周期短，工程性应用性好；

5)通用性好，可以应用于各类喷气式发动机仿真建模。

本发明主要应用于涡轮风扇发动机仿真模型安装推力修正。发动机安装推力修正具有重要的工程价值，可为飞/发一体化性能设计、飞机性能仿真设计等工作提供重要依据，从而降低风险。各类喷气式发动机仿真模型安装推力修正均可按照本发明提供的方法实施，因此具有广泛的应用性。

附图说明

图1是发动机台架推力模型建模流程示意图。

图2是进气道损失修正模型建模流程示意图。

图3是功率提取损失修正模型建模流程示意图。

图4是喷管后体阻力损失修正模型建模流程示意图。

图5是发动机安装推力模型建模流程示意图。

具体实施方式

下面通过具体的实施例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。

实施例：本例是美国F110涡轮风扇发动机配装F16飞机，采用试验与插值方法相结合的修正方法，对发动机性能仿真中使用的发动机性能模型进行装机后的安装推力性能修正。具体步骤如下：

1)开展发动机地面台架试验和高空台试验，给定飞机飞行状态(飞行高度H和飞行马赫数Ma)和油门杆角度PLA，得到发动机台架推力Fi数据表格；设计点H＝0km、Ma＝0、PLA＝110°，试验测得发动机台架推力Fi＝105.9kN：

2)使用插值方法建模，基于发动机推力数据表格，采用三维插值算法构建发动机台架推力模型Ft，请参阅图1：

Ft＝f(H，Ma，PLA)

式中：

飞行高度H；

飞行马赫数Ma；

油门杆角度PLA；

3)开展进气道吹风试验，测得不同飞行马赫数Ma下进气道总压恢复系数σ_in：

σ_in＝P₁/P₀

式中：

进气道出口截面总压P₁；

发动机远前方总压P₀；

设计点H＝0km、Ma＝0，试验测得进气道总压恢复系数σ_in＝1；

4)使用插值方法建模，基于试验测得的进气道总压恢复系数，采用一维插值算法构建进气道总压恢复系数模型σ：

σ＝f(Ma)

5)依据进气道总压恢复系数，建立进气道损失修正模型K1，请参阅图2：

K1＝[1-(1-σ)(1+P_H·Ac/Ft)]

式中：

P_H—给定高度的大气压力(通过查标准大气数据表得到)；

Ac—给定发动机状态的尾喷口喉道截面面积；

设计点H＝0km、Ma＝0，K1＝1；

6)通过功率提取试验测得不同功率W提取条件下发动机推力Fw，建立功率提取损失系数数据库η：

Fw＝f(W，H，Ma，PLA)

η＝(Ft-Fw)/Ft

设计点H＝0km、Ma＝0、功率160kW，Fw＝104.8kN，η＝0.0104；

7)基于功率提取损失系数数据库，构建功率提取损失修正模型K2，请参阅图3：

K2＝1-η

设计点H＝0km、Ma＝0，K2＝0.9896；

8)通过飞机后体缩比模型吹风试验测得不同飞行状态(飞行高度H和飞行马赫数Ma)和油门杆角度PLA条件下喷管后体阻力损失系数，建立喷管后体阻力损失系数数据库ΔPc：

ΔPc＝f(H，Ma，PLA)

设计点H＝0km、Ma＝0、PLA＝110°，ΔPc＝0.11；

9)基于喷管后体阻力损失系数数据库，构建喷管后体阻力损失修正模型K3，请参阅图4：

K3＝1-ΔPc

设计点H＝0km、Ma＝0，K3＝0.89；

10)结合发动机台架推力模型Ft、进气道损失模型K1、功率提取损失模型K2和喷管后体阻力损失模型K3完成发动机安装推力模型Fa的建模，请参阅图5：

Fa＝Ft·K1·K2·K3。

设计点H＝0km、Ma＝0、PLA＝110°，安装推力Fa＝93.2kN。

Claims (1)

1.一种发动机模型安装推力方法，其特征为所述方法包括以下步骤：

1.1)开展发动机地面台架试验和高空台试验，给定飞机飞行状态和油门杆角度PLA，得到发动机台架推力Fi数据表格；所述飞机飞行状态包括飞行高度H和飞行马赫数Ma；

1.2)使用插值方法建模，基于发动机推力数据表格，采用三维插值算法构建发动机台架推力模型Ft：

Ft＝f(H，Ma，PLA)

式中：

飞行高度H；

飞行马赫数Ma；

油门杆角度PLA；

1.3)开展进气道吹风试验，测得不同飞行马赫数Ma下进气道总压恢复系数σ_in：

σ_in＝P₁/P₀

式中：

进气道出口截面总压P₁；

发动机远前方总压P₀；

1.4)使用插值方法建模，基于试验测得的进气道总压恢复系数，采用一维插值算法构建进气道总压恢复系数模型σ：

σ＝f(Ma)

1.5)依据进气道总压恢复系数，建立进气道损失修正模型K1：

K1＝[1-(1-σ)(1+P_H·Ac/Ft)]

式中：

P_H—给定高度的大气压力(通过查标准大气数据表得到)；

Ac—给定发动机状态的尾喷口喉道截面面积；

1.6)通过功率提取试验测得不同功率W提取条件下发动机推力Fw，建立功率提取损失系数数据库η：

Fw＝f(W，H，Ma，PLA)

η＝(Ft-Fw)/Ft

1.7)基于功率提取损失系数数据库，构建功率提取损失修正模型K2：

K2＝1-η

1.8)通过飞机后体缩比模型吹风试验测得不同飞行状态(飞行高度H和飞行马赫数Ma)和油门杆角度PLA条件下喷管后体阻力损失系数，建立喷管后体阻力损失系数数据库ΔPc：

ΔPc＝f(H，Ma，PLA)

1.9)基于喷管后体阻力损失系数数据库，构建喷管后体阻力损失修正模型K3：

K3＝1-ΔPc

1.10)结合发动机台架推力模型Ft、进气道损失模型K1、功率提取损失模型K2和喷管后体阻力损失模型K3完成发动机安装推力模型Fa的建模：

Fa＝Ft·K1·K2·K3。