CN111173648B - 一种航空推力矢量发动机地面试车方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机试验技术领域，具体涉及一种航空推力矢量发动机地面试车方法。所述方法包括：获取航空发动机的空中工况的第一油门杆位置载荷谱、第一偏转角载荷谱及第一方位角载荷谱；将第一方位角载荷谱在时间轴上划分为若干任务段；确定各任务段的地面试验偏转方位角，由此形成第二方位角载荷谱；将第一油门杆位置载荷谱及第一偏转角载荷谱进行任务段划分；确定由各任务段的地面试验的油门杆位置构成的第二油门杆位置载荷谱；计算空中工况下的矢量喷管侧向推力；根据矢量喷管侧向推力及第二油门杆位置载荷谱计算地面试验的第二偏转角载荷谱；根据第二油门杆位置载荷谱、第二偏转角载荷谱及第二方位角载荷谱进行矢量发动机地面试车试验。

Description

一种航空推力矢量发动机地面试车方法

技术领域

本申请属于航空发动机试验技术领域，特别涉及一种航空推力矢量发动机地面试车方法。

背景技术

推力矢量发动机强度设计技术是机动飞行平台改善大迎角操纵品质、实现超机动能力的关键技术之一。

根据航空发动机研制通用规范，为确保超机动飞行条件的发动机结构完整性，在飞行使用的不同里程碑阶段，需要进行各种地面持久试车考核，通过模拟实际飞行载荷条件，以验证相关零部件(喷管、作动筒、辅助安装系统等)在实际使用条件的结构可靠性。对于推力矢量发动机，由于推力矢量载荷与航空发动机常规载荷存在一定差异性，在地面持久试车时，需要专门考虑并进行科学、合理的载荷等效。

从技术方面，对于推力矢量发动机，在以往设计地面试车载荷谱时，主要关注相关零部件和系统的功能性和运动可靠性，在发动机各种典型工作状态和各种偏转条件下，验证相关运动机构的协调性、零件和控制系统作动精确性和可靠性。然而，在地面台架试车条件和空中飞行使用条件，发动机外部和内部载荷环境存在明显差异。以往推力矢量试车载荷谱设计不考虑空中使用载荷，持久试车后相关零件损伤模式与实际空中使用条件也存在一定差异，因此不能达到符合通用规范要求的考核效果。

从成本和效率方面，以往推力矢量地面试车载荷谱设计方法造成资源浪费，不能在规定时间内达到预期的考核效果。从安全方面，也存在不能在地面条件提前暴露实际飞行使用中可能出现的结构可靠性问题的隐患。

发明内容

为了解决上述插值计算速度慢的技术问题，本申请提供了一种航空推力矢量发动机地面试车方法，包括：

步骤S1、获取航空发动机的空中工况的第一油门杆位置载荷谱、第一偏转角载荷谱及第一方位角载荷谱，所述偏转角是指矢量喷管扩张段几何中心线与发动机轴线的夹角，所述方位角是指矢量喷管沿圆周方向的偏转角度；

步骤S2、根据第一方位角载荷谱内各时刻的方位角以及预设的多个角度范围，将所述第一方位角载荷谱在时间轴上划分为若干任务段，其中每个任务段对应有一个预设的角度范围；

步骤S3、以各角度范围内的设定的基准角度作为该角度范围对应的任务段的地面试验偏转方位角，由各任务段的地面试验偏转方位角构成第二方位角载荷谱；

步骤S4、根据所述第一方位角载荷谱的任务段划分时间点，将所述第一油门杆位置载荷谱及所述第一偏转角载荷谱进行任务段划分；

步骤S5、确定所述第一油门杆位置载荷谱中各任务段的油门杆偏转范围，选取其中一个基准值作为地面试验的油门杆位置，由各任务段的地面试验的油门杆位置构成第二油门杆位置载荷谱；

步骤S6、根据所述第一偏转角载荷谱及所述第一油门杆位置载荷谱，正向计算空中工况下的矢量喷管侧向推力；

步骤S7、根据所述矢量喷管侧向推力及所述第二油门杆位置载荷谱，反向计算地面试验的第二偏转角载荷谱；

步骤S8、根据所述第二油门杆位置载荷谱、第二偏转角载荷谱及第二方位角载荷谱进行航空推力矢量发动机地面试车试验。

优选的是，步骤S3中，构成第二方位角载荷谱之前，还包括增加部分任务段的持续时间，所述部分任务段是指：该任务段对应的第一偏转角载荷谱中具有超过阈值的偏转角。

优选的是，步骤S2中，所述预设的角度范围包括2-16个。

优选的是，步骤S3中，所述基准角度为各角度范围内的偏转方位角度中值。

优选的是，步骤S5中，各任务段的所述基准值为该任务段内油门杆移动范围的最大值。

优选的是，步骤S5还包括：

步骤S51、对每一任务段，确定所述第一油门杆位置载荷谱中该任务段的起始时刻的油门杆位置，终止时刻的油门杆位置，矢量喷管偏转角最大时对应的时刻及油门杆位置，以及矢量喷管偏转角最小时对应的时刻及油门杆位置，由此确定四个时刻及对应的四个油门杆位置，以水平或竖直线连接各时刻的油门杆位置，形成该任务段的地面试验的油门杆位置载荷谱。

优选的是，对步骤S51中，对所述矢量喷管偏转角最大时对应的油门杆偏转值的持续时间进行延长。

本发明的关键点和保护点是：

1.模拟推力矢量飞行条件的航空发动机地面试车载荷参数等效方法。

2.基于飞行条件的航空发动机地面推力矢量试车载荷谱设计方法。

本发明为推力矢量飞行用法和载荷分析、等效地面持久试车载荷谱设计提供了科学、系统、有效的方法和操作流程，提高了工作效率，保证了飞行安全。

附图说明

图1是本申请航空推力矢量发动机地面试车方法的流程图。

图2是方位角时间历程-飞行使用谱示意图。

图3是方位角时间历程-地面试车谱示意图。

图4是油门杆位置时间历程-飞行使用谱示意图。

图5是油门杆位置时间历程-地面试车谱示意图。

图6是偏转角时间历程-飞行使用谱示意图。

图7是偏转角时间历程-地面试车谱示意图。

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。

本申请的目的在于解析表征推力矢量载荷的飞行参数，建立在地面台架试验条件下的推力矢量工作载荷参数等效方法，以及推力矢量地面试车载荷谱设计方法。通过地面推力矢量持久试车，达到模拟空中推力矢量飞行载荷，考核矢量喷管零件及发动机其它推力矢量相关零部件结构可靠性。

在推力矢量工作条件下，决定矢量喷管各零件载荷状态的飞行参数共有5个：高度、马赫数、油门杆位置、矢量偏转角、矢量方位角。根据这5个相互独立的推力矢量飞行参数，能够唯一确定所有矢量喷管零件的气动载荷和温度载荷。其中，

(1)高度、马赫数、油门杆位置代表发动机工作状态，3个参数共同决定矢量喷管进口截面载荷条件(气动压力、温度载荷)。

(2)偏转角是矢量喷管扩张段几何中心线与发动机轴线的夹角，表达矢量喷管的偏转幅度，其中0°表示不偏转。偏转角与3个进口条件参数(高度、马赫数、油门杆位置)共同决定矢量喷管各零件气动、温度载荷大小。

(3)方位角代表矢量喷管沿圆周方向的偏转方向，决定气动压力、温度载荷在矢量喷管周向的集中位置，以及在矢量喷管各零件(A8环、骨架、扩张调节片、收敛调节片等)中沿圆周方向的分布方式。

因此，本申请进行航空推力矢量发动机地面试车时，问题转化为根据空中使用的油门杆位置载荷谱、偏转角载荷谱及方位角载荷谱来确定地面试验时的上述三个载荷谱，之后按照这三个载荷谱进行试验即可。

本申请航空推力矢量发动机地面试车方法，如图1所示，主要包括：

步骤S1、获取航空发动机的空中工况的第一油门杆位置载荷谱、第一偏转角载荷谱及第一方位角载荷谱，所述偏转角是指矢量喷管扩张段几何中心线与发动机轴线的夹角，所述方位角是指矢量喷管沿圆周方向的偏转角度；

步骤S2、根据第一方位角载荷谱内各时刻的方位角以及预设的多个角度范围，将所述第一方位角载荷谱在时间轴上划分为若干任务段，其中每个任务段对应有一个预设的角度范围；

步骤S3、以各角度范围内的设定的基准角度作为该角度范围对应的任务段的地面试验偏转方位角，由各任务段的地面试验偏转方位角构成第二方位角载荷谱；

步骤S4、根据所述第一方位角载荷谱的任务段划分时间点，将所述第一油门杆位置载荷谱及所述第一偏转角载荷谱进行任务段划分；

步骤S5、确定所述第一油门杆位置载荷谱中各任务段的油门杆偏转范围，选取其中一个基准值作为地面试验的油门杆位置，由各任务段的地面试验的油门杆位置构成第二油门杆位置载荷谱；

步骤S6、根据所述第一偏转角载荷谱及所述第一油门杆位置载荷谱，正向计算空中工况下的矢量喷管侧向推力；

步骤S7、根据所述矢量喷管侧向推力及所述第二油门杆位置载荷谱，反向计算地面试验的第二偏转角载荷谱；

步骤S8、根据所述第二油门杆位置载荷谱、第二偏转角载荷谱及第二方位角载荷谱进行航空推力矢量发动机地面试车试验。

需要说明的是，本申请步骤S1中获取的三个空中工况的载荷谱，分别如图2、图4及图6所示，横轴均为时间，纵轴是对应的角度值或位置值，可以理解的是，在飞机飞行或地面试验时，上述三个载荷谱的时间是一致的，为此本申请在步骤S2及步骤S4中首先对这三个载荷谱进行任务段划分，即在时间轴上将图2、图4、图6进行分段，步骤S2是分段的依据，其依据是空中工况的第一方位角载荷谱与地面试验的第二方位角载荷谱应当等效。具体的，方位角等效的依据是“地面工况”与“空中工况”矢量偏转方位角应处于同一圆周区域，考虑矢量喷管结构特点、密封片和调节片的数量和周向分布规律，按圆周方向将矢量喷管均匀划分为若干个区域(一般为2～16个)。

应当理解的是，方位角代表矢量喷管沿圆周方向的偏转方向，决定气动压力、温度载荷在矢量喷管周向的集中位置，以及在矢量喷管各零件(A8环、骨架、扩张调节片、收敛调节片等)中沿圆周方向的分布方式。当喷管偏转时可以约定为：顺航向后视12点钟方向定义为0°，方位角沿顺时针方向依次增加：90°表示喷管向3点钟方向偏转，180°表示喷管向6点钟方向偏转，270°表示喷管向9点钟方向偏转，当喷管不偏转时，方位角按符号标识约定为“NO”。

步骤S3中的基准角度将用于地面工况中，其在空中工况的角度范围中选取，在一些可选实施方式中，所述基准角度为各角度范围内的偏转方位角度中值。举例来说，“空中工况”矢量方位角处于45°～135°范围时，“地面工况”矢量方位角可统一按90°选取；“空中工况”矢量方位角处于225°～315°范围时，“地面工况”矢量方位角可统一按270°选取。

备选实施方式中，也可以按照权重来确定基准角度，即任务段内时间长度作为权重，计算角度值的中点，例如某一任务段内，前2/3的时间内矢量方位角为200°，后1/3的时间内矢量方位角为220°，则确定的基准角度为200*2/3+220*1/3＝207°。

步骤S2-S4确定任务段及地面试验的矢量方位角，如图2及图3所示，将图2的飞行使用的载荷谱，变更为图3所示的地面试验的方位角载荷谱，之后再确定地面试验的第二油门杆位置载荷谱及第二偏转角载荷谱。

其中，油门杆位置的确定方式与步骤S2-S3中的方位角确定方式类似，步骤S5中，按照油门杆位置相似原则，将“空中工况”油门杆位置聚类至相同油门范围的地面“基准点”，作为“地面工况”的油门杆位置。其中，综合考虑发动机工作特点和聚类方法对矢量喷管的影响程度，“基准点”可选取相应同一范围内油门杆角度最大点或中值点。比如，“空中工况”油门杆100°～120°时，可根据载荷近似并保守的原则，“地面工况”油门杆位置按120°选取，如图4及图5所示，图5为地面试验的第二油门杆位置载荷谱。

应当理解的是，油门杆位置同样可以采用权重计算确定。

上述实施例中，对每个任务段确定了一个地面试验的油门杆位置。在一些可选实施方式中，为了得到更精确的控制方式，也可以在每个任务段中确定多个油门杆位置，例如步骤S51：

对每一任务段，确定所述第一油门杆位置载荷谱中该任务段的起始时刻的油门杆位置，终止时刻的油门杆位置，矢量喷管偏转角最大时对应的时刻及油门杆位置，以及矢量喷管偏转角最小时对应的时刻及油门杆位置，由此确定四个时刻及对应的四个油门杆位置，以水平或竖直线连接各时刻的油门杆位置，形成该任务段的地面试验的油门杆位置载荷谱。

举例来说，第1s为起始时刻，油门杆位置在A位置，第3s为矢量喷管偏转角最小时的时刻，油门杆位置在B位置，第6s为矢量喷管偏转角最大时的时刻，油门杆位置在C位置，第7s为终止时刻，油门杆位置在D位置，则形成的该任务段的油门杆位置载荷谱为：第1s-第3s，油门杆在A位置，第3s-第6s，油门杆在B位置，第6s-第7s，油门杆在C位置，第7s变为D位置，参与下一任务段的计算。

在一些可选实施方式中，矢量偏转状态的持续时间影响矢量喷管零件蠕变/应力断裂寿命和热响应情况，因此，应基本按照“空中工况”的发生时刻确定“地面工况”发生时刻，即各工况在地面试车条件的发生时刻与相应“空中工况”应基本相同。然而，考虑到实际飞行中动作具有一定差异性，相邻工况之间的持续时间可能在一定范围内变化，可视情对部分空中工况之间的持续时间考虑一定裕度系数。

该实施例中，进行时间等效可以包括两方面，一方面，在步骤S3中，构成第二方位角载荷谱之前，还包括增加部分任务段的持续时间，所述部分任务段是指：该任务段对应的第一偏转角载荷谱中具有超过阈值的偏转角，另一方面，在步骤S51中，也可以对所述矢量喷管偏转角最大时对应的油门杆偏转值的持续时间进行延长。

上述实施例中，持续时间增长比例一般为20％-50％，举例来说，某个任务段持续时间为由时刻1s持续到时刻6s，共计5s时长，当在地面试验时只需要确定一个油门杆位置时，则判断该任务段的偏转角是否超过阈值，若超过，则将持续时间改为6s。当该任务段在地面试验时确定了四个油门杆位置时，则将矢量喷管偏转角最大时对应的油门杆偏转值的持续时间进行延长，例如第3s为矢量喷管偏转角最大时的时刻，原本持续到时刻4s，此时，可以延长到持续至时刻4.2s。

步骤S6-步骤S7是确定第二偏转角载荷谱的。如图6-图7所示。偏转角等效方法为：按照与“空中工况”的矢量喷管侧向推力相同的原则，确定“地面工况”矢量偏转角。矢量喷管侧向推力受矢量偏转角度和发动机总推力的影响，而发动机总推力受高度、马赫数、油门杆位置的影响。因此，首先根据“空中工况”高度、马赫数、油门杆位置计算相应工况发动机总推力；再结合“空中工况”偏转角，确定空中工作条件矢量喷管侧向推力。

之后，结合“地面工况”的发动机总推力，最终反算得出“地面工况”的偏转角。

本发明为推力矢量飞行用法和载荷分析、等效地面持久试车载荷谱设计提供了科学、系统、有效的方法和操作流程，提高了工作效率，保证了飞行安全。

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 (7)

1.一种航空推力矢量发动机地面试车方法，其特征在于，包括：

步骤S1、获取航空发动机的空中工况的第一油门杆位置载荷谱、第一偏转角载荷谱及第一方位角载荷谱，所述偏转角是指矢量喷管扩张段几何中心线与发动机轴线的夹角，所述方位角是指矢量喷管沿圆周方向的偏转角度；

步骤S2、根据第一方位角载荷谱内各时刻的方位角以及预设的多个角度范围，将所述第一方位角载荷谱在时间轴上划分为若干任务段，其中每个任务段对应有一个预设的角度范围；

步骤S3、以各角度范围内的设定的基准角度作为该角度范围对应的任务段的地面试验偏转方位角，由各任务段的地面试验偏转方位角构成第二方位角载荷谱；

步骤S4、根据所述第一方位角载荷谱的任务段划分时间点，将所述第一油门杆位置载荷谱及所述第一偏转角载荷谱进行任务段划分；

步骤S5、确定所述第一油门杆位置载荷谱中各任务段的油门杆偏转范围，选取其中一个基准值作为地面试验的油门杆位置，由各任务段的地面试验的油门杆位置构成第二油门杆位置载荷谱；

步骤S6、根据所述第一偏转角载荷谱及所述第一油门杆位置载荷谱，正向计算空中工况下的矢量喷管侧向推力；

步骤S7、根据所述矢量喷管侧向推力及所述第二油门杆位置载荷谱，反向计算地面试验的第二偏转角载荷谱；

步骤S8、根据所述第二油门杆位置载荷谱、第二偏转角载荷谱及第二方位角载荷谱进行航空推力矢量发动机地面试车试验。

2.如权利要求1所述的航空推力矢量发动机地面试车方法，其特征在于，步骤S3中，构成第二方位角载荷谱之前，还包括增加部分任务段的持续时间，所述部分任务段是指：该任务段对应的第一偏转角载荷谱中具有超过阈值的偏转角。

3.如权利要求1所述的航空推力矢量发动机地面试车方法，其特征在于，步骤S2中，所述预设的角度范围包括2-16个。

4.如权利要求1所述的航空推力矢量发动机地面试车方法，其特征在于，步骤S3中，所述基准角度为空中工况下的方位角角度范围的中值。

5.如权利要求1所述的航空推力矢量发动机地面试车方法，其特征在于，步骤S5中，各任务段的所述基准值为该任务段内油门杆移动范围的最大值。

6.如权利要求1所述的航空推力矢量发动机地面试车方法，其特征在于，步骤S5还包括：

步骤S51、对每一任务段，确定所述第一油门杆位置载荷谱中该任务段的起始时刻的油门杆位置，终止时刻的油门杆位置，矢量喷管偏转角最大时对应的时刻及油门杆位置，以及矢量喷管偏转角最小时对应的时刻及油门杆位置，由此确定四个时刻及对应的四个油门杆位置，以水平或竖直线连接各时刻的油门杆位置，形成该任务段的地面试验的油门杆位置载荷谱。

7.如权利要求6所述的航空推力矢量发动机地面试车方法，其特征在于，对步骤S51中，对所述矢量喷管偏转角最大时对应的油门杆偏转值的持续时间进行延长。

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