CN110160792A - 一种动力系统动态模拟试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种动力系统动态模拟试验方法,步骤1、获得需验证动力系统的弹道和飞行试验条件的参数；根据飞行马赫数的范围设计直连试验台的喉道；根据飞行的状态和直连试验台的加热能力，给定一个模拟总温T_tm；根据确定的模拟总温T_tm和模拟总温公式，确定该模拟总温T_tm下的等模拟总温曲线；根据确定的模拟总温T_tm，调整直连试验台试验温度，利用得到的等模拟总温曲线，进行动态模拟试验。本发明的动力系统动态模拟试验方法，可以定量模拟飞行器的飞行过程，考核发动机系统的动态工作特性，简化了直连试验台在进行试验时的步骤，缩短了试验的周期，减少了试验的成本。

Description

一种动力系统动态模拟试验方法

技术领域

本发明涉及一种动力系统动态模拟试验方法，属于发动机动力系统试验技术领域。

背景技术

动力系统是超声速飞航导弹的重要部件，其研制和最终状态确定往往需要上百次地面试验。动力系统地面试验主要有三种方式：风洞试验台、自由射流台、直连试验台。直连试验仍是冲压发动机的地面试验研究中最重要的手段之一。发动机通过一个试验段与试验台气路连接，通过详细设计测量段的收扩段，调整设备的模拟总压、总温和含氧量，模拟真实流过燃烧室的空气流量，直连试验的主要用途包括：(1)研究发动机燃烧室的点火起动性能；(2)研究发动机燃烧性能；(3)研究发动机结构热防护能力；(4)开展发动机系统联动试验，检验系统工作的匹配性、协调性和可靠性。

直连试验台的一般工作流程是调定模拟气路参数达到某一飞行状态，即达到某一马赫数、高度和攻角状态，发动机点火工作，在过程中一般只调整供给发动机的燃油流量，从而获得固定状态的发动机燃烧性能，但一次试验只能获得一个状态的性能，试验效率较低，且一次试验需要设计一个喉道，实验成本高；在实验过程中，同步调节模拟总压和总温存在匹配性、跟随性和稳定性等问题，试验台模拟来流总温变化的时间比较长，模拟来流总压变化的时间短，在同时调节温度和压力的实验过程中，会造成难度的增加，时间的浪费和费用的增加。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种动力系统动态模拟试验方法，可以定量模拟飞行器的飞行过程，考核发动机系统的动态工作特性，减少实验的时间和费用。

本发明的技术解决方案：一种动力系统动态模拟试验方法，步骤如下，

步骤1、获得需验证动力系统的弹道和飞行试验条件的参数；

步骤2、根据飞行马赫数的范围设计直连试验台的喉道；

步骤3、根据飞行的状态和直连试验台的加热能力，给定一个模拟总温T_tm；

步骤4、根据步骤3确定的模拟总温T_tm和模拟总温公式，确定该模拟总温T_tm下的等模拟总温曲线，所述的等模拟总温曲线是由横坐标为模拟总压P_tm，纵坐标为时间的曲线，曲线上的点表示的是该模拟总温T_tm下，模拟总压P_tm与飞行马赫数的对应关系；

步骤5、根据步骤3确定的模拟总温T_tm，调整直连试验台试验温度，利用步骤4得到的等模拟总温曲线，进行动态模拟试验。

进一步的，所述的步骤4通过以下步骤确定等模拟总温曲线：

步骤4.1、根据模拟总温公式，得到模拟总温T_tm下，飞行马赫数的范围内一系列的飞行马赫数与对应的飞行高度的关系；

步骤4.2、根据步骤4.1得到的飞行马赫数的范围内一系列的飞行马赫数与对应的飞行高度的关系，确定与之对应的一系列空气流量Q_ma；

步骤4.3、根据模拟总压公式及步骤4.2得到的一系列空气流量Q_ma，得到对应的模拟总压P_tm值；

步骤4.4、根据步骤4.3确定的模拟总压P_tm，得到模拟总温T_tm下，飞行马赫数与模拟总压P_tm的等模拟总温曲线。

进一步的，所述的参数包括：飞行马赫数、飞行高度和当地飞行条件下环境静温；

进一步的，所述的喉道的设计步骤为：

S1、根据需要验证弹道的飞行马赫数范围[Ma_min，Ma_max]，其中，Ma_min为飞行马赫数最小值，Ma_max为飞行马赫数最大值，取相差ΔMa＝0.5～1Ma为一个喉道设计范围设计喉道，所述的喉道个数为

S2、根据S1确定的每个喉道的马赫数范围：[Ma_min，Ma_min+ΔMa)、(Ma_min+ΔMa，Ma_min+2ΔMa]……(Ma_min+(n-1)ΔMa，Ma_max]，确定喉道设计马赫数Ma_n的取值范围为：[(Ma_min+(m-1)ΔMa+0.5ΔMa)*0.9,(Ma_min+(m-1)ΔMa+0.5ΔMa)*1.1]，m＝1,2······n；

S3、根据S2确定的喉道设计马赫数Ma_n进行喉道设计。

进一步的，所述的模拟总温公式为所述的模拟总压公式为式中T₀为当地飞行条件下环境静温，T_t0为对应飞行状态下来流总温，A_throat为地面试验台进气模拟段喉道的面积，σ_{m_throat}为量段到模拟段的总压损失系数，Ma为飞行马赫数，k为比热比，m为k的相关函数。

进一步的，根据需要给定多个模拟总温T_tm，得到多条等模拟总温曲线，对发动机的工作状态进行充分的验证。

本发明与现有技术相比的有益效果：

(1)本发明的动力系统动态模拟试验方法，采用恒定模拟总温，调节模拟总压来模拟飞行器的飞行状态，可以模拟飞行器的飞行过程，考核发动机系统的动态工作特性，减少了喉道的制造，克服了直连试验台温度和压力的匹配性、跟随性和稳定性问题，缩短了直连试验台试验的周期，减少了试验的成本；

(2)本发明在一定马赫数范围内使用一个喉道，减少了喉道的制造和更换，节省了实验的成本和时间。

(3)本发明通过选定多个模拟总温，得到多条等模拟总温曲线，即可模拟出不同飞行状态，可以获得动力系统工作在任意时刻的动态工作特性，使动态系统的试验数据更丰富，试验结果更真实；

附图说明

图1为本发明流程图；

图2为本发明稳定T_tm的等温曲线示意图；

图3为本发明调节P_tm、稳定T_tm时模拟的飞行状态示意图。

具体实施方式

下面结合具体实例及附图对本发明进行详细说明。

如图1所示，本发明的技术解决方案：一种动力系统动态模拟试验方法，步骤如下，

步骤1、获得需验证动力系统的弹道和飞行试验条件的参数，包括飞行马赫数、飞行高度和当地飞行条件下环境静温；

其中弹道为需要验证的弹道，飞行马赫数、飞行高度都可以从弹道中获得，当地飞行条件下环境静温可以测的。

步骤2、根据飞行马赫数的范围设计直连试验台的喉道；

喉道的设计步骤为：

S1、根据需要验证弹道的飞行马赫数范围[Ma_min，Ma_max]，其中，Ma_min为飞行马赫数最小值，Ma_max为飞行马赫数最大值，取相差ΔMa＝0.7Ma为一个喉道设计范围设计喉道，所述的喉道个数为ΔMa的取值越小，计算的结果越接近于准确值，但需要设计的喉道个数越多，在实际工程使用中按照需要选取；

S2、根据S1确定的每个喉道的马赫数范围：[Ma_min，Ma_min+0.7)、(Ma_min+0.7，Ma_min+1.4]……(Ma_min+(n-1)0.7，Ma_max]，确定喉道设计马赫数Ma_n的取值范围为：[(Ma_min+(0.7m-0.35)*0.9,(Ma_min+(0.7m-0.35)*1.1]，m＝1,2······n，可取Ma_n＝Ma_min+(0.7m-0.35)，越靠近取值范围的边界值，结果越不准确，在实际工程使用中按照需要选取；

S3、根据S2确定的喉道设计马赫数Ma_n进行喉道设计。

喉道的设计为现有技术，可以查阅资料选取合适的方法进行设计。

步骤3、根据飞行的状态和直连试验台的加热能力，给定一个模拟总温T_tm；

模拟总温T_tm的确定根据飞行状态，一般取发动机工作的关键时刻的模拟总温T_tm。

步骤4、根据步骤3确定的模拟总温T_tm和模拟总温公式，确定该模拟总温T_tm下的等模拟总温曲线，所述的等模拟总温曲线是由横坐标为模拟总压P_tm，纵坐标为时间的曲线，曲线上的点表示的是该模拟总温T_tm下，模拟总压P_tm与飞行马赫数的对应关系；

模拟总温公式为模拟总压公式为式中T₀为当地飞行条件下环境静温，T_t0为对应飞行状态下来流总温，A_throat为地面试验台进气模拟段喉道的面积，σ_{m_throat}为量段到模拟段的总压损失系数，Ma为飞行马赫数，k为比热比取k＝1.4，m为k的相关函数，取m＝0.04242。

步骤4通过以下步骤确定等模拟总温曲线：

步骤4.1、根据模拟总温公式，得到模拟总温T_tm下，飞行马赫数的范围内一系列的飞行马赫数与对应的飞行高度的关系，如图2所示，给出了三条等模拟总温曲线；

步骤4.2、根据步骤4.1得到的飞行马赫数的范围内一系列的飞行马赫数与对应的飞行高度的关系，确定与之对应的一系列空气流量Q_ma；

步骤4.3、根据模拟总压公式及步骤4.2得到的一系列空气流量Q_ma，得到对应的模拟总压P_tm值；

步骤4.4、根据步骤4.3确定的模拟总压P_tm，得到模拟总温T_tm下，飞行马赫数与模拟总压P_tm的等模拟总温曲线，如图3所示给出了在模拟总温480K不变的情况下，通过调节模拟总压P_tm来得到降马赫数过程。

步骤5、根据步骤3确定的模拟总温T_tm，调整直连试验台试验温度，利用步骤4得到的等模拟总温曲线，进行动态模拟试验。

进一步的在一个实施例中，根据需要给定多个模拟总温T_tm，得到多条等模拟总温曲线，对发动机的工作状态进行充分的验证。

取k＝1.4，m为k的相关函数，取m＝0.04242。

图2举例给出了三条等模拟总温曲线，沿着等模拟总温线变化模拟总压P_tm就可以模拟不同的飞行状态；图3举例给出了在模拟总温480K不变的情况下，通过调节模拟总压P_tm来得到降马赫数过程中发动机的动态性能。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (6)

1.一种动力系统动态模拟试验方法，其特征在于：步骤如下，

步骤1、获得需验证动力系统的弹道和飞行试验条件的参数；

步骤2、根据飞行马赫数的范围设计直连试验台的喉道；

步骤3、根据飞行的状态和直连试验台的加热能力，给定一个模拟总温T_tm；

步骤4、根据步骤3确定的模拟总温T_tm和模拟总温公式，确定该模拟总温T_tm下的等模拟总温曲线，所述的等模拟总温曲线是由横坐标为模拟总压P_tm，纵坐标为时间的曲线，曲线上的点表示的是该模拟总温T_tm下，模拟总压P_tm与飞行马赫数的对应关系；

步骤5、根据步骤3确定的模拟总温T_tm，调整直连试验台试验温度，利用步骤4得到的等模拟总温曲线，进行动态模拟试验。

2.根据权利要求1所述的动力系统动态模拟试验方法，其特征在于：所述的步骤4通过以下步骤确定等模拟总温曲线：

步骤4.1、根据模拟总温公式，得到模拟总温T_tm下，飞行马赫数的范围内一系列的飞行马赫数与对应的飞行高度的关系；

步骤4.2、根据步骤4.1得到的飞行马赫数的范围内一系列的飞行马赫数与对应的飞行高度的关系，确定与之对应的一系列空气流量Q_ma；

步骤4.3、根据模拟总压公式及步骤4.2得到的一系列空气流量Q_ma，得到对应的模拟总压P_tm值；

步骤4.4、根据步骤4.3确定的模拟总压P_tm，得到模拟总温T_tm下，飞行马赫数与模拟总压P_tm的等模拟总温曲线。

3.根据权利要求1所述的动力系统动态模拟试验方法，其特征在于：所述的参数包括：飞行马赫数、飞行高度和当地飞行条件下环境静温。

4.根据权利要求1所述的动力系统动态模拟试验方法，其特征在于：所述的喉道的设计步骤为：

S1、根据需要验证弹道的飞行马赫数范围[Ma_min，Ma_max]，其中，Ma_min为飞行马赫数最小值，Ma_max为飞行马赫数最大值，取相差ΔMa＝0.5～1Ma为一个喉道设计范围设计喉道，所述的喉道个数为

S2、根据S1确定的每个喉道的马赫数范围：[Ma_min，Ma_min+ΔMa)、(Ma_min+ΔMa，Ma_min+2ΔMa]……(Ma_min+(n-1)ΔMa，Ma_max]，确定喉道设计马赫数Ma_n的取值范围为：

[(Ma_min+(m-1)ΔMa+0.5ΔMa)*0.9,(Ma_min+(m-1)ΔMa+0.5ΔMa)*1.1]，m＝1,2······n；

S3、根据S2确定的喉道设计马赫数Ma_n进行喉道设计。

5.根据权利要求1所述的动力系统动态模拟试验方法，其特征在于：所述的模拟总温公式为所述的模拟总压公式为式中T₀为当地飞行条件下环境静温，T_t0为对应飞行状态下来流总温，A_throat为地面试验台进气模拟段喉道的面积，σ_{m_throat}为量段到模拟段的总压损失系数，Ma为飞行马赫数，k为比热比，m为k的相关函数。

6.根据权利要求1所述的动力系统动态模拟试验方法，其特征在于：根据需要给定多个模拟总温T_tm，得到多条等模拟总温曲线，对发动机的工作状态进行充分的验证。