CN108061659A - 一种发动机安装损失估算方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及直升机发动机安全领域，涉及一种发动机安装损失估算方法；估算方法包括如下步骤：获取台架的压气机转速、发动机功率以及涡轮前温度；对上述数据进行标准化处理；根据发动机特性选择一次函数或分段函数对标准化后的NgN、PwN、ITTN以及PwN之间进行拟合；获取直升机任何稳定飞行状态下的测试旋翼转速、测试压气机转速、测试涡轮前温度、扭矩百分比、测试压力高度以及测试大气温度；得到测试发动机功率；对上步骤参数进行标准化处理；得到如下发动机功率安装损失。本发明的发动机安装损失估算方法，能够对直升机发动机安装损失进行评估，将发动机的可用功率得到精确化，从而能够对当前发动机状态进行准确评估，进而规避飞行风险。
Description
技术领域
本发明涉及直升机发动机安全领域，涉及一种发动机安装损失估算方法。
背景技术
直升机飞行性能试飞衰退不但影响了直升机原本的飞行性能，也与直升机的使用安全息息相关；虽然飞行手册中有描述直升机功率保证检查的方法来判断直升机飞行性能是否衰退，但是使用并不直观。
发明内容
本发明的目的设计一种能够方便对直升机飞行性能试飞衰退进行显示的发动机安装损失估算方法。
一种发动机安装损失估算方法，包括如下步骤：
步骤一、获取直升机每台发动机履历表台架数据[NgF1、NgF2、NgF3.....NgFN]、[PwF1、PwF2、PwF3.......PwFN]、[ITTF1、ITTF2、ITTF3......ITTFN]以及进行该台架数据下的台架压力高度Hp1、台架大气温度Th1；其中，NgF为台架压气机转速；PwF为台架发动机功率；ITTF为台架涡轮前温度；N为角标，对应发动机上N个不同的点；
步骤二、根据如下公式(1)、(2)、(3)分别对台架压气机转速NgF、台架发动机功率PwF以及台架涡轮前温度ITTF参数进行标准化处理：
ITTN＝ITTF/θ (3)；
得到标准化台架压气机转速[NgN1、NgN2、NgN3......NgNN]、标准化台架发动机功率[PwN1、PwN2、PwN3.......PwNN]以及标准化台架涡轮前温度[ITTN1、ITTN2、ITTN3......ITTNN]；
其中，Δ为压力比，θ为温度比；
步骤三、根据发动机特性选择一次函数或分段函数对标准化后的NgN与标准化后的PwN以及标准化后的ITTN与标准化后的PwN之间进行拟合；
步骤四、获取直升机任何稳定飞行状态下(例如悬停、平飞等)的测试旋翼转速Nr、测试压气机转速Ng、测试涡轮前温度ITT、扭矩百分比Q、测试压力高度Hp2以及测试大气温度Th2；
步骤五、根据如下公式(4)得到测试发动机功率Pw：
Pw＝Q×P×(Nr/Nr标准) (4)；
其中，Nr标准为直升机标准旋翼转速(查手册)；
步骤七、根据如下公式(5)、(6)、(7)分别对测试压气机转速Ng、测试发动机功率Pw以及测试涡轮前温度ITT参数进行标准化处理：
ITTE＝ITT/θ (7)；
得到标准化测试压气机转速NgE、标准化测试发动机功率PwE以及标准化测试涡轮前温度ITTE；
步骤八、将步骤二得到的标准化台架压气机转速NgN、标准化台架涡轮前温度ITTN以及步骤七得到的标准化测试压气机转速NgE、标准化测试涡轮前温度ITTE分别代入步骤三中的函数，得到如下发动机功率安装损失k的公式(8)：
可选的，所述步骤三中的一次函数关系式如下：
f(NgN)＝a+NgN×b；
g(ITTN)＝q+ITTN×h。
可选的，所述步骤三中的分段函数关系式如下：
可选的，所述压力比Δ为：
Δ＝(1-0.0065×Hp÷288.15)5.25588；
温度比θ为：
本发明的有益效果：
本发明的发动机安装损失估算方法，能够对直升机发动机安装损失进行评估，将发动机的可用功率得到精确化，从而使得飞行员以及地勤维护人员能够对当前发动机状态进行准确评估，进而规避飞行风险。
附图说明
图1是发明发动机安装损失估算方法示意图。
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。
下面结合附图1对本发明发动机安装损失估算方法做进一步详细说明。
本发明的发动机安装损失估算方法包括如下步骤：
1)、得到直升机每台发动机厂商随直升机携带提供的发动机履历表台架数据[NgF1、NgF2、NgF3.....NgFN]、[PwF1、PwF2、PwF3.......PwFN]、[ITTF1、ITTF2、ITTF3......ITTFN]以及进行该台架数据下的台架压力高度Hp1、台架大气温度Th1)；其中，NgF为台架压气机转速；PwF为台架发动机功率；ITTF为台架涡轮前温度；N为角标，对应发动机上N个不同的点。
2)、对上述参数进行标准化
对发动机履历表台架数据：
压力比：Δ＝(1-0.0065×Hp÷288.15)5.25588；
温度比：
计算出：
ITTN＝ITTF/θ (3)；
其中，Δ为压力比，θ为温度比；
得到标准化台架压气机转速[NgN1、NgN2、NgN3......NgNN]、标准化台架发动机功率[PwN1、PwN2、PwN3.......PwNN]以及标准化台架涡轮前温度[ITTN1、ITTN2、ITTN3......ITTNN]。
3)、根据发动机特性选择一次函数或分段函数对标准化后的NgN与标准化后的PwN以及标准化后的ITTN与标准化后的PwN之间进行拟合；大部分情况下，标准Ng(NgN)与标准Pw(PwN)，标准ITTN与标准Pw(PwN)呈线性关系。
拟合公式如下：
3.1一次函数：
拟合出NgN与PwN的关系:f(NgN)＝a+NgN×b；
拟合出ITTN与PwN的关系:g(ITTN)＝q+ITTN×h；
3.2分段函数：
如果有必要考虑小功率状态安装损失，则可能出现线性拐点需要考虑采用分段函数来表示：
如果有必要考虑小功率状态安装损失，则可能出现线性拐点需要考虑采用分段函数来表示：
拟合出NgN与PwN的关系：
拟合出ITTN与PwN的关系：
4)、获取直升机任何稳定飞行状态下的测试旋翼转速Nr、测试压气机转速Ng、测试涡轮前温度ITT、扭矩百分比Q、测试压力高度Hp2以及测试大气温度Th2。
5)、对稳定飞行状态下的Ng、Pw、ITT进行标准化，根据如下公式(4)得到测试发动机功率Pw：
Pw＝Q×P×(Nr/Nr标准) (4)；
其中，Nr标准为直升机标准旋翼转速。
6)、根据如下公式(5)、(6)、(7)分别对测试压气机转速Ng、测试发动机功率Pw以及测试涡轮前温度ITT参数进行标准化处理：
ITTE＝ITT/θ (7)；
得到标准化测试压气机转速NgE、标准化测试发动机功率PwE以及标准化测试涡轮前温度ITTE。
7)、计算安装损失
将步骤二得到的标准化台架压气机转速NgN、标准化台架涡轮前温度ITTN以及步骤六得到的标准化测试压气机转速NgE、标准化测试涡轮前温度ITTE分别代入步骤三中的函数，得到如下发动机功率安装损失k的公式(8)：
本发明关键点：
1)、采用了随直升机附带技术资料，数据真实可靠；
2)、在稳定飞行状态下只需要采集数个飞行状态参数，方法简便直观。易于飞行员以及地勤维护人员对该直升机的发动机状态进行判断。
本发明将通过简便的计算方法对直升机发动机安装损失进行评估，将发动机的可用功率得到精确化，从而使得飞行员以及地勤维护人员能够对当前发动机状态进行准确评估，进而规避飞行风险。
本发明具体算例如下：
根据履历本数据，得到PwN＝-3.16×E-6×NgN2+0.315×NgN-6398.9；
此时实际飞行显示Ng参数为37302对应计算出的功率为800kw，大气温度20℃、压力高度为1000m；
根据压力比计算公式：Δ＝(1-0.0065×Hp÷288.15)5.25588，计算得到压力比0.8；
根据温度比计算公式：得到温度比为1.017；
根据计算出：
NgN＝36982.5；
根据计算出：
PwN＝894.1；
将NgN＝36982.5带入公式PwN＝-3.16×E-6×NgN2+0.315×NgN-6398.9，得到PwN＝928.6；
根据安装损失计算得到K＝3.7％；
同样的方法计算ITTN得到安装损失若大于如4％，则安装损失取较大值。
Claims (4)
1.一种发动机安装损失估算方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、获取直升机每台发动机履历表台架数据[NgF1、NgF2、NgF3.....NgFN]、[PwF1、PwF2、PwF3.......PwFN]、[ITTF1、ITTF2、ITTF3......ITTFN]以及进行该台架数据下的台架压力高度Hp1、台架大气温度Th1；其中，NgF为台架压气机转速；PwF为台架发动机功率；ITTF为台架涡轮前温度；N为角标，对应发动机上N个不同的点；
步骤二、根据如下公式(1)、(2)、(3)分别对台架压气机转速NgF、台架发动机功率PwF以及台架涡轮前温度ITTF参数进行标准化处理：
<mrow>
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</mrow>
ITTN＝ITTF/θ (3)；
得到标准化台架压气机转速[NgN1、NgN2、NgN3......NgNN]、标准化台架发动机功率[PwN1、PwN2、PwN3.......PwNN]以及标准化台架涡轮前温度[ITTN1、ITTN2、ITTN3......ITTNN]；
其中，Δ为压力比，θ为温度比；
步骤三、根据发动机特性选择一次函数或分段函数对标准化后的NgN与标准化后的PwN以及标准化后的ITTN与标准化后的PwN之间进行拟合；
步骤四、获取直升机任何稳定飞行状态下的测试旋翼转速Nr、测试压气机转速Ng、测试涡轮前温度ITT、扭矩百分比Q、测试压力高度Hp2以及测试大气温度Th2；
步骤五、根据如下公式(4)得到测试发动机功率Pw：
Pw＝Q×P×(Nr/Nr标准) (4)；
其中，Nr标准为直升机标准旋翼转速；
步骤六、根据如下公式(5)、(6)、(7)分别对测试压气机转速Ng、测试发动机功率Pw以及测试涡轮前温度ITT参数进行标准化处理：
<mrow>
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</mrow>
ITTE＝ITT/θ (7)；
得到标准化测试压气机转速NgE、标准化测试发动机功率PwE以及标准化测试涡轮前温度ITTE；
步骤七、将步骤二得到的标准化台架压气机转速NgN、标准化台架涡轮前温度ITTN以及步骤六得到的标准化测试压气机转速NgE、标准化测试涡轮前温度ITTE分别代入步骤三中的函数，得到如下发动机功率安装损失k的公式(8)：
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2.根据权利要求1所述的发动机安装损失估算方法，其特征在于，所述步骤三中的一次函数关系式如下：
f(NgN)＝a+NgN×b；
g(ITTN)＝q+ITTN×h。
3.根据权利要求1所述的发动机安装损失估算方法，其特征在于，所述步骤三中的分段函数关系式如下：
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4.根据权利要求1所述的发动机安装损失估算方法，其特征在于，所述压力比Δ为：
Δ＝(1-0.0065×Hp÷288.15)5.25588；
温度比θ为：
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|---|---|---|---|
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| CN106323640A (zh) * | 2015-06-30 | 2017-01-11 | 中航空天发动机研究院有限公司 | 一种航空发动机加减速供油试验方法 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CB03 | Change of inventor or designer information |
Inventor after: Huang Qibin Inventor after: Hu Shiyuan Inventor after: Xu Yumao Inventor after: Zhou Lee Inventor after: Meng Shengxue Inventor after: Li Jie Inventor before: Huang Qibin Inventor before: Hu Shiyuan Inventor before: Xu Yumao Inventor before: Meng Shengxue Inventor before: Li Jie |
|
| CB03 | Change of inventor or designer information |