CN106777821B - 一种航空涡扇发动机高原起动点火供油量计算方法 - Google Patents

一种航空涡扇发动机高原起动点火供油量计算方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航空涡扇发动机高原起动点火供油量计算方法，涉及发动机起动技术领域。本发明包含以下步骤：步骤一，计算发动机起动时，飞机所在海拔高度为H时，空气中的含氧量相对于海平面处含氧量的百分比；步骤二，根据所述百分比，计算飞机在海拔高度为H时，发动机起动时的点火供油量；步骤三，计算因海拔高度增加和/或进气温度增加而导致起动机功率降低的量值；计算起动机功率降低对发动机初始点火供油转速的影响；计算发动机初始点火供油转速变化对进口空气流量的影响；步骤四，根据进口空气流量变化对步骤二的计算结果进行修正，得到最终在海拔高度为H时的点火供油量。本发明的优点在于：可以提高发动机在高原点火起动的成功率。

Description

一种航空涡扇发动机高原起动点火供油量计算方法
技术领域
本发明涉及发动机设计技术领域，具体涉及一种航空涡扇发动机高原起动点火供油量的计算方法。
背景技术
航空涡扇发动机普遍存在着高原起动困难的问题，其中最典型的问题是发动机在高原起动点火时刻转速较低，空气中氧气含量少，主燃烧室内组织燃烧较差，主燃烧室内部油气比不匹配，导致点火成功率低的问题。通常解决该问题的方法是采用大功率起动机、对发动机起动补氧、延后发动机供油时机等技术措施，主要目的都是为了使在发动机点火时刻，能使发动机达到相对较高的转速，增加点火时刻的空气含氧量，然后再进行发动机供油燃烧，这样有利于改善点火时刻主燃烧室内的组织燃烧效果，进而有利于点火成功率。
现有的技术方案主要是通过改变外部条件，来提高点火成功率。主要存在的缺点是对发动机现行技术状态变化较大，提高了产品的成本。如采用大功率起动机的技术措施，需增加研制成本，且会影响现行使用的起动机状态变化；采用对发动机起动补氧的技术措施，需增加起动补氧装置的研制成本；采用延后发动机供油时机的技术措施，可能会带来自动起动箱或控制器的软件/硬件变化，增加了附件的研制成本。
发明内容
本发明的目的是提供一种航空涡扇发动机高原起动点火供油量计算方法，在不增加研制成本，不改变发动机现行技术状态基础上，研究考虑外部条件变化的发动机初始点火供油量计算方法，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。
本发明主要是研究了一种根据高原条件下发动机点火转速的降低、空气含氧量的减少、以及起动机功率的降低量，设计发动机高原起动点火供油量的方法，通过试验验证该方法可以提高点火成功率。重点解决如下技术问题：高原条件下，如何量化计算因起动机功率降低发动机的初始点火供油转速影响；高原条件下，如何量化计算因空气中含氧量降低对发动机初始点火供油量影响的计算方法；研究一种考虑起动机功率的降低和空气中含氧量的降低，对发动机初始点火供油量影响的计算方法。
本发明采用的技术方案是：提供一种航空涡扇发动机高原起动点火供油量计算方法，包含以下步骤：
步骤一，计算发动机起动时，飞机所在海拔高度为H时，空气中的含氧量相对于海平面处含氧量的百分比；
步骤二，根据所述步骤一中的百分比，计算飞机在海拔高度为H时，发动机起动时的点火供油量；
步骤三，计算因海拔高度增加和/或进气温度增加而导致起动机功率降低的量值；计算起动机功率降低对发动机初始点火供油转速的影响；计算发动机初始点火供油转速变化对进口空气流量的影响；
步骤四，根据进口空气流量变化对步骤二的计算结果进行修正，得到最终在海拔高度为H时的点火供油量(Wfd)HX。
优选地，步骤一中所述百分比的计算方法为：
Figure GDA0002502460800000021
式中，
Figure GDA0002502460800000022
为在海拔高度为H时，空气中的含氧量；
Figure GDA0002502460800000023
为在海平面处，空气中的含氧量；
Figure GDA0002502460800000024
为飞机所在海拔高度为H时，空气中的含氧量相对于海平面处含氧量的百分比。
优选地，在所述步骤二中，飞机在海拔高度为H时，发动机起动时的点火供油量具体算法为：
Figure GDA0002502460800000031
式中，
(Wfd)H为飞机在海拔高度为H时，发动机起动时的点火供油量；
Figure GDA0002502460800000032
为飞机所在海拔高度为H时，空气中的含氧量相对于海平面处含氧量的百分比；
(Wfd)0,15为发动机在海平面、标准大气条件下的起动点火供油量。
优选地，在所述步骤三中，因海拔高度增加和/或进气温度增加而导致起动机功率降低的量值的计算方法为：
△PH-T＝-(A1×H+A2×△TH)
式中，
△PH-T指在海拔高度H、大气温度相对于标准大气温度的偏差△TH(单位：℃)条件下，起动机功率(单位：千瓦)相对于海平面、标准大气条件的起动机功率降低量；
A1、A2由起动机高度-温度特性确定。
优选地，在所述步骤三中，起动机功率降低对发动机初始点火供油转速的影响的具体计算方法为：
Figure GDA0002502460800000033
式中，
ndH指在海拔高度H起动时发动机的点火转速(％)；
P0-15指海平面、标准大气条件下的起动机功率(单位：千瓦)；
nd0指海平面、标准大气条件下发动机的点火转速(％)。
优选地，在所述步骤三中，发动机初始点火供油转速变化对进口空气流量的影响具体方法为：
Figure GDA0002502460800000041
式中，
WdH指在高原H时发动机点火转速对应的进口空气流量(kg/s)；
Wd0指在海平面的发动机点火转速对应的进口空气流量(kg/s)。
优选地，通过对所述步骤二的计算结果进行修正，最终得到在海拔高度H时点火供油量的具体方法为：
Figure GDA0002502460800000042
式中，
(Wfd)H为飞机在海拔高度为H时，发动机起动时的点火供油量。
本发明的有益效果在于：通过本发明的航空涡扇发动机高原起动点火供油量的计算方法，可以为发动机在高原起动时提供准确的供油量，使主燃烧室内的油气达到最佳匹配状态，不涉及发动机现有技术的改变，不增加产品的研制经费，同时提高发动机在高原点火的成功率。
附图说明
图1是本发明一实施例的航空涡扇发动机高原起动点火供油量计算方法的流程图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
发动机在海平面、标准大气条件下的点火供油量为200kg，点火转速为20％，起动机功率80kW,那么其在海拔高度H＝4000m，大气温度T1＝15℃时的点火供油量按如下步骤计算得出：
如图1所示，步骤一，计算发动机起动时，飞机所在海拔高度为H时，空气中的含氧量相对于海平面处含氧量的百分比；所述百分比的计算方法为：
Figure GDA0002502460800000051
式中，
Figure GDA0002502460800000052
为在海拔高度为H时，空气中的含氧量；
Figure GDA0002502460800000053
为在海平面处，空气中的含氧量；
Figure GDA0002502460800000054
为飞机所在海拔高度为H时，空气中的含氧量相对于海平面处含氧量的百分比。
步骤二，根据所述步骤一中的百分比，计算飞机在海拔高度为H时，发动机起动时的点火供油量，具体算法为：
Figure GDA0002502460800000055
式中，
(Wfd)H为飞机在海拔高度为H时，发动机起动时的点火供油量；
Figure GDA0002502460800000061
为飞机所在海拔高度为H时，空气中的含氧量相对于海平面处含氧量的百分比；
(Wfd)0,15为发动机在海平面、标准大气条件下的起动点火供油量。
步骤三，计算因海拔高度增加和/或进气温度增加而导致起动机功率降低的量值；计算起动机功率降低对发动机初始点火供油转速的影响；计算发动机初始点火供油转速变化对进口空气流量的影响；
具体的，因海拔高度增加和/或进气温度增加而导致起动机功率降低的量值的计算方法为，根据所配装的起动机高度-温度特性，获得海拔高度4000m、大气温度15℃时的起动机功率较海平面、标准大气条件下的起动机功率降低量值：
△PH-T＝-(A1×H+A2×△TH)-(0.0045×△H+0.3664×△TH)＝-(0.0045×4000+0.3664×0)＝-18kW
式中，
△PH-T指在海拔高度H、大气温度相对于标准大气温度的偏差△TH(单位：℃)条件下，起动机功率(单位：千瓦)相对于海平面、标准大气条件的起动机功率降低量；
A1、A2由起动机高度-温度特性确定；
起动机功率降低对发动机初始点火供油转速的影响的具体计算方法为：
Figure GDA0002502460800000062
式中，
ndH指在海拔高度H起动时发动机的点火转速(％)；
P0-15指海平面、标准大气条件下的起动机功率(单位：千瓦)；
nd0指海平面、标准大气条件下发动机的点火转速(％)。
在计算发动机初始点火供油转速变化对进口空气流量的影响时，根据压缩部件特性，低转速段的压缩部件转速nH与进口空气流量WH近似线性关系，即WdH＝k×ndH，则空气流量的相对变化量与进口空气流量的相对变化量相等，即
Figure GDA0002502460800000071
Figure GDA0002502460800000072
式中，
WdH指在高原H时发动机点火转速对应的进口空气流量(kg/s)；
Wd0指在海平面的发动机点火转速对应的进口空气流量(kg/s)。
步骤四，根据进口空气流量变化对步骤二的计算结果进行修正，得到最终在海拔高度为H时的点火供油量(Wfd)HX。
通过对所述步骤二的计算结果进行修正，最终得到在海拔高度为H时点火供油量的具体方法为：
Figure GDA0002502460800000073
式中，
(Wfd)H为飞机在海拔高度为H时，发动机起动时的点火供油量。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (1)

1.一种航空涡扇发动机高原起动点火供油量计算方法，其特征在于，包含以下步骤：
步骤一，计算发动机起动时，飞机所在海拔高度为H时，空气中的含氧量相对于海平面处含氧量的百分比，所述百分比的计算方法为：
Figure FDA0002502460790000011
式中，
Figure FDA0002502460790000012
为在海拔高度为H时，空气中的含氧量；
Figure FDA0002502460790000013
为在海平面处，空气中的含氧量；
Figure FDA0002502460790000014
为飞机所在海拔高度为H时，空气中的含氧量相对于海平面处含氧量的百分比；
步骤二，根据所述步骤一中的百分比，计算飞机在海拔高度为H时，发动机起动时的点火供油量，所述点火供油量具体算法为：
Figure FDA0002502460790000015
式中，
(Wfd)H为飞机在海拔高度为H时，发动机起动时的点火供油量；
Figure FDA0002502460790000016
为飞机所在海拔高度为H时，空气中的含氧量相对于海平面处含氧量的百分比；
(Wfd)0,15为发动机在海平面、标准大气条件下的起动点火供油量；
步骤三，计算因海拔高度增加和/或进气温度增加而导致起动机功率降低的量值，具体为：
△PH-T＝-(A1×H+A2×△TH)
式中，
△PH-T指在海拔高度H、大气温度相对于标准大气温度的偏差△TH条件下，起动机功率相对于海平面、标准大气条件的起动机功率降低量；
A1、A2由起动机高度-温度特性确定；
计算起动机功率降低对发动机初始点火供油转速的影响，具体为：
Figure FDA0002502460790000021
式中，
ndH指在海拔高度H起动时发动机的点火转速；
P0-15指海平面、标准大气条件下的起动机功率；
nd0指海平面、标准大气条件下发动机的点火转速；
计算发动机初始点火供油转速变化对进口空气流量的影响，具体为：
Figure FDA0002502460790000022
式中，
WdH指在高原H时发动机点火转速对应的进口空气流量；
Wd0指在海平面的发动机点火转速对应的进口空气流量；
步骤四，根据进口空气流量变化对步骤二的计算结果进行修正，得到最终在海拔高度为H时的点火供油量(Wfd)HX，具体为：
Figure FDA0002502460790000023
式中，
(Wfd)H为飞机在海拔高度为H时，发动机起动时的点火供油量。
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