CN110489822B - 一种航空小涵道比涡轮风扇发动机重量预估方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机设计技术领域，涉及一种航空小涵道比涡轮风扇发动机重量预估方法，所述方法包括分别进行风扇、压气机、高压涡轮、低压涡轮、主燃烧室、加力燃烧室、喷管以及外涵机匣的重量预估；累加上述零部件重量得到发动机主机重量，最后再叠加所述发动机主机重量8％‑10％的附件重量，得到整机重量。本申请提供了风扇、压气机、高压涡轮、低压涡轮、主燃烧室、加力燃烧室、喷管、外涵机匣部件重量预估模型，据此可以估算出整机重量，根据预估结果指导部件重量指标分配。

Description

一种航空小涵道比涡轮风扇发动机重量预估方法

技术领域

本申请属于发动机设计技术领域，特别涉及一种航空小涵道比涡轮风扇发动机重量预估方法。

背景技术

在航空发动机方案设计阶段，尚未开展详细的结构设计，而实际工作中需要使用发动机重量数据作为强度估算以及飞机性能估算的原始数据，同时还需要向部件提供重量分配指标，作为部件详细设计的依据。发动机方案设计初期可行的重量预估方法是参考其它发动机重量或基于方案设计的性能、结构参数统计关系来进行预估。

国外自上世纪70年代起开始发展发动机重量估算方法，RobertP.Gerend和JohnP.Roundhill统计了1940年至1980年期间服役的发动机的空气流量、涵道比、压比、涡轮前温度、设计飞行马赫数及技术水平等参数，以此建立了用于发动机初步设计阶段的发动机重量估算程序。

我国自上世纪90年代也开展了重量预估研究，建立了针对涡喷、涡扇及涡轴、涡桨发动机的重量估算方法。可查的国外重量估算方法是基于上世纪40年代至80年代的国外活塞式、涡喷式航空发动机参数，国内的估算方法也大多数参考国外研究方法，上述方法一定程度的促进了发动机重量预估技术发展，但相对先进的发动机设计需求还存在差距，主要是：已有的计算模型仅能得到整机的重量，无法得到主要部件的重量，技术上无法实现向部件提供重量分配指标；文献中的估算方法仅包含几个有限参数的模型，算法精度低，依照该结果难以开展详细设计。

发明内容

为解决上述问题之一，本申请提出了一种航空小涵道比涡轮风扇发动机重量预估方法，包括：

步骤S1、进行风扇重量预估；

步骤S2、进行压气机重量预估；

步骤S3、进行高压涡轮重量预估；

步骤S4、进行低压涡轮重量预估；

步骤S5、进行主燃烧室重量预估；

步骤S6、进行加力燃烧室重量预估；

步骤S7、进行喷管重量预估；

步骤S8、进行外涵机匣重量预估；

步骤S9、累加步骤S1及步骤S8的重量，得到发动机主机重量；

步骤S10、在S9的基础上，叠加所述发动机主机重量8％-10％的附件重量，得到整机重量。

优选的是，所述步骤S1包括根据风扇重量预估数学模型进行风扇重量预估：

其中：gen代表发动机代数，D_m11为风扇进口中径，D_m12为风扇出口中径，n为风扇级数，v_t11为风扇进口叶尖速度。

优选的是，所述步骤S2包括根据压气机重量预估数学模型进行压气机重量预估：

其中：D_m15为压气机进口中径，D_m30为压气机出口中径，n为压气机级数，D_h15为压气机进口内径，D_t15为压气机出口外径，π为压气机增压比。

优选的是，所述步骤S3包括根据高压涡轮重量预估数学模型进行压气机重量预估：

其中：D_m40为高压涡轮进口中径，D_m41为高压涡轮出口中径，n为高压涡轮级数。

优选的是，所述步骤S4包括根据低压涡轮重量预估数学模型进行低压涡轮重量预估：

其中：D_m42为低压涡轮进口中径，D_m43为低压涡轮出口中径，n为低压涡轮级数。

优选的是，所述步骤S5包括根据主燃烧室重量预估数学模型进行主燃烧室重量预估：

其中：L_d为主燃烧室扩压器轴向长度，L_j为火焰筒长度。

优选的是，所述步骤S6包括根据加力燃烧室重量预估数学模型进行加力燃烧室重量预估：

Weigaf＝WeiD+WeiL+WeiC+WeiF

其中：WeiD为扩压器重量，WeiL为隔热屏重量，WeiC为加力筒体重量，WeiF为燃油管路及火焰稳定器重量。

优选的是，所述扩压器重量：

其中：Ld为扩压器长度，D_t53为扩压器进口直径，D_t54为扩压器出口直径，Thd为扩压器机匣壁厚，Ded为扩压器机匣材料密度；

所述加力筒体重量：WeiC＝3.1416×D_t54×Lp×Thc×Dec

其中：Lp为加力筒体长度，Thc为加力筒体壁厚，Dec为加力筒体材料密度；

所述隔热屏重量：WeiL＝0.95×3.1416×D_t54×Lp×Thl×Del

其中：Thl为隔热屏壁厚，Del为隔热屏材料密度；

所述燃油管路及火焰稳定器重量：WeiF＝70.7350×Drab×A₅₄

其中：Drab为加力堵塞比，A₅₄为加力燃烧室最大截面面积。

优选的是，所述步骤S7包括根据喷管重量预估数学模型进行喷管重量预估：

Weigno＝Wesb+Wess+Wepw

其中：Ln1为收敛段长度，D_t55为喷管进口直径，D_t56为喷管喉道直径，Thn1为收敛段壁厚，Den1为收敛段材料密度；

其中：Ln2为扩散段长度，D_t57为喷管出口直径，Thn2为扩散段壁厚，Den2为扩散段材料密度；

其中：prno为喷管落压比。

优选的是，所述步骤S8包括根据外涵机匣重量预估数学模型进行外涵机匣重量预估：

其中：Lui为外涵机匣长度，D_tui-1为外涵进口直径，D_tui为外涵出口直径，Thui为外涵机匣壁厚，Deui为外涵机匣材料密度。

本申请提供了典型部件重量预估模型，主要是风扇、压气机、高压涡轮、低压涡轮、主燃烧室、加力燃烧室、喷管、外涵机匣的重量预估模型，据此可以估算出整机重量，根据预估结果指导部件重量指标分配。

附图说明

图1是本申请航空小涵道比涡轮风扇发动机重量预估方法流程图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式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。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请的技术方案是：根据方案设计阶段确定的主要流道参数，采用本发明提供的部件重量计算数学模型，预估主机部件的重量。发动机整机的重量是各部件和外部附件、管路、控制器、电缆、支架等部分重量的总和。

1.发动机典型部件的重量预估方法：

a.风扇重量预估数学模型：

其中：gen代表发动机所处的相当年代(1945年～1955年间使用的发动机为第一代，1955年～1965年间使用的发动机为第二代，1965年～1975年间使用的发动机为第三代，1975年以后使用的发动机为第四代)，D_m11为风扇进口中径，D_m12为风扇出口中径，n为风扇级数，v_t11为风扇进口叶尖速度。

b.压气机重量预估数学模型：

其中：D_m15为压气机进口中径，D_m30为压气机出口中径，n为压气机级数，D_h15为压气机进口内径，D_t15为压气机出口外径，π为压气机增压比。

c.高压涡轮重量预估数学模型：

其中：D_m40为高压涡轮进口中径，D_m41为高压涡轮出口中径，n为高压涡轮级数。

d.低压涡轮重量预估数学模型：

其中：D_m42为低压涡轮进口中径，D_m43为低压涡轮出口中径，n为低压涡轮级数。

e.主燃烧室重量预估数学模型：

其中：L_d为主燃烧室扩压器轴向长度，L_j为火焰筒长度。

f.加力燃烧室重量预估数学模型

Weigaf＝WeiD+WeiL+WeiC+WeiF……………………………(6)

其中：WeiD为扩压器重量，WeiL为隔热屏重量，WeiC为加力筒体重量，WeiF为燃油管路及火焰稳定器重量。

其中：Ld为扩压器长度，D_t53为扩压器进口直径，D_t54为扩压器出口直径，Thd为扩压器机匣壁厚，Ded为扩压器机匣材料密度。

WeiC＝3.1416×D_t54×Lp×Thc×Dec………………………………(8)

其中：Lp为加力筒体长度，Thc为加力筒体壁厚，Dec为加力筒体材料密度。

WeiL＝0.95×3.1416×D_t54×Lp×Thl×Del…………………………(9)

其中：Thl为隔热屏壁厚，Del为隔热屏材料密度。

WeiF＝70.7350×Drab×A₅₄………………………………………(10)

其中：Drab为加力堵塞比，A₅₄为加力燃烧室最大截面面积。

g.喷管重量预估数学模型：

Weigno＝Wesb+Wess+Wepw……………………………………(11)

其中：Ln1为收敛段长度，D_t55为喷管进口直径，D_t56为喷管喉道直径，Thn1为收敛段壁厚，Den1为收敛段材料密度。

其中：Ln2为扩散段长度，D_t57为喷管出口直径，Thn2为扩散段壁厚，Den2为扩散段材料密度。

其中：prno为喷管落压比。

h.外涵机匣重量预估数学模型:

其中：Lui为外涵机匣长度，D_tui-1为外涵进口直径，D_tui为外涵出口直径，Thui为外涵机匣壁厚，Deui为外涵机匣材料密度。

2.整机重量预估数学模型

发动机主机重量是部件重量的总和：

Weigm＝Weigf+Weigc+Weigcb+Weight+Weiglt+Weigaf+Weigno+Weigbp (16)

此外发动机附件、管路、控制器、电缆、支架等部分的重量一般可取为发动机主机重量的8％～10％。因此整机重量为：

Weig＝1.09×Weigm………………………………………………(17)

本申请提供了典型部件重量预估模型，主要是风扇、压气机、高压涡轮、低压涡轮、主燃烧室、加力燃烧室、喷管、外涵机匣的重量预估模型，据此可以估算出整机重量，根据预估结果指导部件重量指标分配。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (1)

1.一种航空小涵道比涡轮风扇发动机重量预估方法，其特征在于，包括：

步骤S1、进行风扇重量预估；

步骤S2、进行压气机重量预估；

步骤S3、进行高压涡轮重量预估；

步骤S4、进行低压涡轮重量预估；

步骤S5、进行主燃烧室重量预估；

步骤S6、进行加力燃烧室重量预估；

步骤S7、进行喷管重量预估；

步骤S8、进行外涵机匣重量预估；

步骤S9、累加步骤S1及步骤S8的重量，得到发动机主机重量；

步骤S10、在S9的基础上，叠加所述发动机主机重量8％-10％的附件重量，得到整机重量；

其中，所述步骤S1包括根据风扇重量预估数学模型进行风扇重量预估：

其中：gen代表发动机代数，D_m11为风扇进口中径，D_m12为风扇出口中径，n为风扇级数，v_t11为风扇进口叶尖速度；

所述步骤S2包括根据压气机重量预估数学模型进行压气机重量预估：

其中：D_m15为压气机进口中径，D_m30为压气机出口中径，n为压气机级数，D_h15为压气机进口内径，D_t15为压气机出口外径，π为压气机增压比；

所述步骤S3包括根据高压涡轮重量预估数学模型进行压气机重量预估：

其中：D_m40为高压涡轮进口中径，D_m41为高压涡轮出口中径，n为高压涡轮级数；

所述步骤S4包括根据低压涡轮重量预估数学模型进行低压涡轮重量预估：

其中：D_m42为低压涡轮进口中径，D_m43为低压涡轮出口中径，n为低压涡轮级数；

所述步骤S5包括根据主燃烧室重量预估数学模型进行主燃烧室重量预估：

其中：L_d为主燃烧室扩压器轴向长度，L_j为火焰筒长度；

所述步骤S6包括根据加力燃烧室重量预估数学模型进行加力燃烧室重量预估：

Weigaf＝WeiD+WeiL+WeiC+WeiF

其中：WeiD为扩压器重量，WeiL为隔热屏重量，WeiC为加力筒体重量，WeiF为燃油管路及火焰稳定器重量；

所述扩压器重量：

其中：Ld为扩压器长度，D_t53为扩压器进口直径，D_t54为扩压器出口直径，Thd为扩压器机匣壁厚，Ded为扩压器机匣材料密度；

所述加力筒体重量：WeiC＝3.1416×D_t54×Lp×Thc×Dec

其中：Lp为加力筒体长度，Thc为加力筒体壁厚，Dec为加力筒体材料密度；

所述隔热屏重量：WeiL＝0.95×3.1416×D_t54×Lp×Thl×Del

其中：Thl为隔热屏壁厚，Del为隔热屏材料密度；

所述燃油管路及火焰稳定器重量：WeiF＝70.7350×Drab×A₅₄

其中：Drab为加力堵塞比，A₅₄为加力燃烧室最大截面面积；

所述步骤S7包括根据喷管重量预估数学模型进行喷管重量预估：

Weigno＝Wesb+Wess+Wepw

其中：Ln1为收敛段长度，D_t55为喷管进口直径，D_t56为喷管喉道直径，Thn1为收敛段壁厚，Den1为收敛段材料密度；

其中：Ln2为扩散段长度，D_t57为喷管出口直径，Thn2为扩散段壁厚，Den2为扩散段材料密度；

其中：prno为喷管落压比；

所述步骤S8包括根据外涵机匣重量预估数学模型进行外涵机匣重量预估：

其中：Lui为外涵机匣长度，D_tui-1为外涵进口直径，D_tui为外涵出口直径，Thui为外涵机匣壁厚，Deui为外涵机匣材料密度。