CN108152040B - 一种航空发动机空气管路流量校准的方法 - Google Patents

一种航空发动机空气管路流量校准的方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机空气管路流量校准的方法。所述航空发动机空气管路流量校准的方法包括如下步骤：步骤1：对待测试空气管路进行部件试验从而获得截面流量特性曲线；步骤2：将待测试空气管路安装在航空发动机整机中并进行试验，获得试验参数；步骤3：通过所述步骤1中的截面流量特性曲线对所述步骤2中的试验参数进行校准，从而获得校准后的在所述航空发动机整机上的通过所述待测试空气管路的流量。本申请的航空发动机空气管路流量校准的方法能够避免部件试验和整机试车条件下由于测点位置及集气腔结构不一致而带来的误差。对部件试验集气腔的结构设计无特殊要求，降低了成本。

Description

一种航空发动机空气管路流量校准的方法
技术领域
本发明涉及航空发动机试验技术领域，特别是涉及一种航空发动机空气管路流量校准的方法。
背景技术
空气管路是航空发动机上常用的引气结构，比如从压气机抽取的空气，经管路输送去冷却高温部件。在调整和设计航空发动机的气动参数和热力参数过程中，必须准确获取由空气管路输送的实际空气流量。
在航空发动机空气管路上设置流量计会给空气流路增加阻力，增加管路复杂性，降低整机的安全可靠性，因此在航空发动机整机上是不能设置流量计的。
现有的基于管路进出口流量特性的空气管路流量校准的方法，分两步实施。第一步：对空气管路进行部件进出口流量特性试验，测出空气管路的物理流量及进出口集气腔的压力/温度，获得空气管路进出口流量特性。第二步：在航空发动机整机上测出空气管路进出口集气腔的压力/温度，利用经部件试验校准的管路进出口流量特性，计算整机上通过空气管路的流量。现有技术方案有如下缺点：
(1)技术方面：部件试验和整机试车条件下，腔压/腔温测试位置、空气管路进出口集气腔结构不一样，经部件试验校准得到的进出口流量特性应用于整机状态计算空气管路流量会带来误差。
(2)成本方面：部件试验时需进行管路进出口集气腔结构设计，人力、物力成本高。
(3)安全可靠性方面：整机试车时需在空气管路进出口安装测点，航空发动机机匣本体上开孔存在漏气隐患。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机空气管路流量校准的方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供一种航空发动机空气管路流量校准的方法，所述航空发动机空气管路流量校准的方法包括如下步骤：
步骤1：对待测试空气管路进行部件试验，从而获得截面流量特性曲线；
步骤2：将所述步骤1中的待测试空气管路安装在航空发动机整机中并进行试验，获得试验参数；
步骤3：通过所述步骤1中的截面流量特性曲线对所述步骤2中的试验参数进行校准，从而获得校准后的在所述航空发动机整机上的通过所述待测试空气管路的流量。
优选地，所述步骤1具体为：
步骤11：布置待测试空气管路的测点；
步骤12：进行部件试验，多次获取通过待测试空气管路的物理流量以及在各次中预设截面内的总压参数、静压参数以及总温参数；
步骤13：获得换算流量与压比的对应关系，并对数据进行拟合，得到截面流量特性曲线。
优选地，所述步骤13中的换算流量具体为：
Figure GDA0002793770220000021
其中，
P*为总压参数；T*为总温；
Figure GDA0002793770220000022
为流量。
优选地，所述步骤13中的压比具体为：
Figure GDA0002793770220000023
其中，
P*为总压参数；P为静压参数。
优选地，所述步骤12具体为：在进行部件试验前，需使每个流量特性点的测量参数都达到稳定值，再进行数据记录。
优选地，所述步骤2中，将待测试空气管路安装在航空发动机整机时，所述待测试空气管路中的测点安装位置与所述步骤11中的一样。
本申请的航空发动机空气管路流量校准的方法能够避免部件试验和整机试车条件下由于测点位置及集气腔结构不一致而带来的误差。对部件试验集气腔的结构设计无特殊要求，降低了成本。本申请在空气管路上安装测点，部件试验和整机试验使用同一套空气管路测试改装件，在航空发动机外部布置测试引线，操作方便，不破坏航空发动机本体机匣，提高了安全可靠性。
附图说明
图1是本申请第一实施例的航空发动机空气管路流量校准的方法的流程示意图。
图2是图1所示的航空发动机空气管路流量校准的方法中的部件试验测试系统示意图。
图3为本申请一实施例的截面流量特性曲线的示意图。
附图标记：
1 流量控制阀 2 流量计
3 待测空气管路
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。
图1是本申请第一实施例的航空发动机空气管路流量校准的方法的流程示意图。
图2是图1所示的航空发动机空气管路流量校准的方法中的部件试验测试系统示意图。
图3为本申请一实施例的截面流量特性曲线的示意图。
图3中，竖轴为换算流量
Figure GDA0002793770220000041
横轴为
Figure GDA0002793770220000042
如图1所示的航空发动机空气管路流量校准的方法包括如下步骤：
步骤1：对待测试空气管路进行部件试验，从而获得截面流量特性曲线；
步骤2：将步骤1中的待测试空气管路安装在航空发动机整机中并进行试验，获得试验参数；
步骤3：通过步骤1中的截面流量特性曲线对步骤2中的试验参数进行校准，从而获得校准后的在所述航空发动机整机上的通过所述待测试空气管路的流量。
本申请的航空发动机空气管路流量校准的方法能够避免部件试验和整机试车条件下由于测点位置及集气腔结构不一致而带来的误差。对部件试验集气腔的结构设计无特殊要求，降低了成本。本申请在空气管路上安装测点，部件试验和整机试验使用同一套空气管路测试改装件，在航空发动机外部布置测试引线，操作方便，不破坏航空发动机本体机匣，提高了安全可靠性。
参见图2，图2中示出了一种部件试验测试系统。图2中，通过控制流量控制阀，参看流量计来调整待测试空气管路3中的流量。
在本实施例中，步骤1具体为：
步骤11：布置待测试空气管路3的测点(参见图2)；
步骤12：进行部件试验，多次获取通过空气管路3的物理流量以及在各次中预设截面内的总压参数、静压参数以及总温参数；
步骤13：获得换算流量与压比的对应关系，并对数据进行拟合，得到截面流量特性曲线。
在本实施例中，步骤13中的换算流量具体为：
Figure GDA0002793770220000051
其中，
P*为总压参数；T*为总温；
Figure GDA0002793770220000054
为流量。
在本实施例中，所述步骤13中的压比具体为：
Figure GDA0002793770220000052
其中，
P*为总压参数；P为静压参数。
在本实施例中，所述步骤12具体为：在进行部件试验前，需使每个流量特性点的测量参数都达到稳定值，再进行数据记录。
在本实施例中，所述步骤2中，将待测试空气管路安装在航空发动机整机时，所述待测试空气管路中的测点安装位置与所述步骤11中的一样。
下面以举例的方式对本申请进行进一步阐述。可以理解的是，该举例并不构成对本申请的任何限制。
步骤1：对待测试空气管路进行部件试验，从而获得截面流量特性曲线；具体地，步骤11：布置待测试空气管路的测点；(参见图2)
步骤12：进行部件试验，多次获取通过待测试空气管路的物理流量以及在各次中预设截面内的总压参数、静压参数以及总温参数；具体获得的参数如下表：
Figure GDA0002793770220000053
Figure GDA0002793770220000061
步骤13：获得换算流量与压比的对应关系，并对数据进行拟合，得到截面流量特性曲线(参见图3)。
步骤2：将所述步骤1中的待测试空气管路安装在航空发动机整机中并进行试验，获得试验参数；在本实施例中，测得P*＝50000Pa，P＝454545Pa，T*＝450K。
步骤3：通过步骤1中的截面流量特性曲线对所述步骤2中的试验参数进行校准，从而获得校准后的在所述航空发动机整机上的通过所述待测试空气管路的流量。具体地，通过上述的
Figure GDA0002793770220000062
可知，
Figure GDA0002793770220000063
从图3中可以看出，
Figure GDA0002793770220000064
时
Figure GDA0002793770220000065
因此，
Figure GDA0002793770220000066
此即为航空发动机该管路在此测试工况下经过校准后的通过的空气流量。
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 (2)

1.一种航空发动机空气管路流量校准的方法，其特征在于，所述航空发动机空气管路流量校准的方法包括如下步骤：
步骤1：对待测试空气管路进行部件试验，从而获得截面流量特性曲线；
步骤2：将所述步骤1中的待测试空气管路安装在航空发动机整机中并进行试验，获得试验参数；
步骤3：通过所述步骤1中的截面流量特性曲线对所述步骤2中的试验参数进行校准，从而获得校准后的在所述航空发动机整机上的通过所述待测试空气管路的流量；所述步骤1具体为：
步骤11：布置待测试空气管路的测点；
步骤12：进行部件试验，多次获取通过待测试空气管路的物理流量以及在各次中预设截面内的总压参数、静压参数以及总温参数；
步骤13：获得换算流量与压比的对应关系，并对数据进行拟合，得到截面流量特性曲线；所述步骤13中的换算流量具体为：
Figure FDA0002793770210000011
其中，
P*为总压参数；T*为总温；
Figure FDA0002793770210000012
为流量；所述步骤13中的压比具体为：
Figure FDA0002793770210000013
其中，
P*为总压参数；P为静压参数；所述步骤12具体为：在进行部件试验前，需使每个流量特性点的测量参数都达到稳定值，再进行数据记录。
2.如权利要求1所述的航空发动机空气管路流量校准的方法，其特征在于，所述步骤2中，将待测试空气管路安装在航空发动机整机时，所述待测试空气管路中的测点安装位置与所述步骤11中的一样。
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