CN112257264B - 一种航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法。包括步骤一：计算压气机功L_C；步骤二：计算高压涡轮输出功L_T；步骤三：获取飞机功率提取量L₁、发动机附件功率提取量L₂以及转子机械效率η_mh；步骤四：根据功平衡原理计算涡轮卡滞能量ΔL_t；本申请的航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法，通过估算故障引起的涡轮卡滞能量，进而对故障的定位、几何结构损伤评估以及故障时序说明等提供支持，减少故障排故时间，降低故障排除成本。

Description

一种航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法

技术领域

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法。

背景技术

随着武器装备的发展，飞机对航空发动机性能、可靠性、气动稳定性以及隐身等要求越来越苛刻。为了满足飞机需求，航空发动机的设计转速高、涡轮前温度高、重量轻，这些对各部件的设计带来了较大难度，尤其是高温涡轮部件的设计带来了非常大的难度，因此在整机试验验证过程中通常出现高温涡轮部件故障，如涡轮叶片断裂卡滞、涡轮叶片烧蚀、轴承损害导致高温涡轮叶片卡滞等。

为了分析涡轮卡滞故障，以及分析清楚故障历程，需要估算涡轮卡滞能量，进而分析高温涡轮部件的损伤机理和损伤顺序等，为故障定位和分析提供重要支撑。由于航空发动机结构和内部气流流动复杂，并且涡轮进口没有测量参数，因此目前还没有计算涡轮卡滞能量的方法，对故障损伤评估、故障定位以及排故障等无法提供有效的支持，因此存在延长排故进度、增加排故成本的缺点。

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

本申请的目的是提供了一种航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法，包括：

步骤一：计算压气机功L_C；

步骤二：计算高压涡轮输出功L_T；

步骤三：获取飞机功率提取量L₁、发动机附件功率提取量L₂以及转子机械效率η_mh；

步骤四：根据功平衡原理计算涡轮卡滞能量ΔL_t：

ΔL_t＝L_T-L₁-L₂-L_C·η_mh。

可选地，步骤一中，所述计算压气机功L_C包括：

S101：获取发动机进口截面的进气总温T₁、进气总压P₁、进气静压P_1s以及进口几何面积A₁，计算进口换算流量W_1R：

其中，

W₁为发动机进气流量，K为气动常数，q(λ)为气动函数；

S102：获取风扇进口总温T₁₃和出口总温T₂₃、风扇进口总压P₁₃和出口总压P₂₃，计算风扇压比π_f以及效率η_f：

P₂₁＝(P₁₃+P₂₃)/2

T₂₁＝(T₁₃+T₂₃)/2

π_f＝P₂₁/P₁

其中，P₂₁为风扇出口总压，T₂₁为风扇出口总温，k为比热比，T₂为风扇进口总温；

计算故障时刻风扇功L_f：

L_f＝W₁C_P1(T₂₁-T₁)；

其中，C_P1为风扇进口比热容；

S103：获取压气机的进口总温T₂₅、进口总压P₂₅、出口总温T₃以及出口总压P₃，计算压气机压比π_c以及效率η_c；

π_c＝P₃/P₂₅

根据压气机换算转速以及压比，从压气机特性图上差值获取压气机换算流量W_2R25；

计算压气机功L_C：

其中，

T₂₅为压气机进口总温，C_p25为压气机进口比热容，η_c为压气机效率。

可选地，步骤二中，所述计算涡轮输出功L_T包括：

S201：获取主燃烧室燃油流量W_f、压气机出口总温T₃、压气机出口总压P₃，计算出燃烧室出口总温T₄以及出口总压P₄：

W₃₁＝W₂₅(1-δ₁-δ₂)

W₄＝W₂₅(1-δ₁-δ₂)+W_f

其中，C_P3为压气机出口比热容，C_P4为燃烧室出口比热容，η_b为燃烧效率，H_u为燃油热值，W_f为燃烧室燃油流量，W₃₁为燃烧室进口空气流量，W₄为燃烧室出口燃气流量，δ₁为压气机中间引气比例，δ₂为压气机后引气比例；

P₄＝P₃·σ_B

其中，σ_B为主燃烧室总压恢复系数，从燃烧室特性图上插值获得；

S202：计算高压涡轮进口燃气流量W₄₁、高压涡轮进口总温T₄₁以及低压涡轮进口温度T₄₉：

W₄₁＝W₄+W₂₅(1+β₁)

其中，β₁为进入高压涡轮导叶的冷却气比例；

其中，C_P41为高压涡轮导向器出口比热容；

根据低压轴功平衡：

其中，W₄₉为低压涡轮转子进口燃气流量，C_P49为低压涡轮转子进口截面比热容，η_mL为低压转子机械效率，T₆为内涵出口燃气温度；

S203：根据能量守恒原理获得高压涡轮出口总温T₄₃：

其中，C_P49为低压涡轮转子进口截面比热容，W₄₉为低压涡轮转子进口燃气流量，T₄₉为低压涡轮进口温度，β₂为从压气机引气到低压涡轮导向器的冷却气比例，T₂₇为压气机中间级引气温度，C_P27为压气机中间级引气气流的比热容，C_P43为低压涡轮转子出口比热容，W₄₃为低压涡轮转子进口燃气流量；

S204：计算高压涡轮功L_T：

L_T＝W₄₁C_P41(T₄₁-T₄₃)

其中，C_P41为高压涡轮导向器出口比热容。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法，通过估算故障引起的涡轮卡滞能量，进而对故障的定位、几何结构损伤评估以及故障时序说明等提供支持，减少故障排故时间，降低故障排除成本。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法流程图。

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例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，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，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。

下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法，涡轮卡滞故障出现时，由于卡滞作用，在卡滞过程中转速变化率缓慢，基本处于准稳态或接近准稳态状态，同时忽略卡滞过程中的容腔效应，因此在卡滞过程中可以近似使用航空发动机压气机和涡轮流量连续和功平衡以及转速相同的约束。

压气机和涡轮功评估的公式：

L_C＝(L_T-L₁-L₂-ΔL_t)/η_mh

其中，L_C为压气机需要的功、L_T为涡轮输出功，L₁为飞机功率提取量、L₂为发动机附件功率提取量、ΔL_t为涡轮卡滞能量，η_mh为转子机械效率。

根据上述原理，本申请的航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法，包括：

步骤一：计算压气机功L_C；

步骤二：计算高压涡轮输出功L_T；

步骤三：获取飞机功率提取量L₁、发动机附件功率提取量L₂以及转子机械效率η_mh；

步骤四：根据功平衡原理计算涡轮卡滞能量ΔL_t：

ΔL_t＝L_T-L₁-L₂-L_C·η_mh。

具体的，步骤一中，计算压气机功L_C包括：

S101：获取发动机进口截面的进气总温T₁、进气总压P₁、进气静压P_1s以及进口几何面积A₁，计算进口换算流量W_1R：

其中，

W₁为发动机进气流量，K为气动常数，q(λ)为气动函数，可由P₁、P_1s计算得出；

S102：获取风扇进口总温T₁₃和出口总温T₂₃、风扇进口总压P₁₃和出口总压P₂₃，计算风扇压比π_f以及效率η_f：

P₂₁＝(P₁₃+P₂₃)/2

T₂₁＝(T₁₃+T₂₃)/2

π_f＝P₂₁/P₁

其中，P₂₁为风扇出口总压，T₂₁为风扇出口总温，k为比热比，T₂为风扇进口总温；

计算故障时刻风扇功L_f：

L_f＝W₁C_P1(T₂₁-T₁)；

其中，C_P1为风扇进口比热容，可由工程热力学方法计算得出；

S103：获取压气机的进口总温T₂₅、进口总压P₂₅、出口总温T₃以及出口总压P₃，计算压气机压比π_c以及效率η_c；

π_c＝P₃/P₂₅

根据压气机换算转速以及压比，从压气机特性图上差值获取压气机换算流量W_2R25；

计算压气机功L_C：

其中，

T₂₅为压气机进口总温，C_p25为压气机进口比热容，η_c为压气机效率。

步骤二中，计算涡轮输出功L_T包括：

S201：获取主燃烧室燃油流量W_f、压气机出口总温T₃、压气机出口总压P₃，计算出燃烧室出口总温T₄以及出口总压P₄：

W₃₁＝W₂₅(1-δ₁-δ₂)

W₄＝W₂₅(1-δ₁-δ₂)+W_f

其中，C_P3为压气机出口比热容，C_P4为燃烧室出口比热容，η_b为燃烧效率，H_u为燃油热值，W_f为燃烧室燃油流量，W₃₁为燃烧室进口空气流量，W₄为燃烧室出口燃气流量，δ₁为压气机中间引气比例，δ₂为压气机后引气比例；

P₄＝P₃·σ_B

其中，σ_B为主燃烧室总压恢复系数，从燃烧室特性图上插值获得；

S202：计算高压涡轮进口燃气流量W₄₁、高压涡轮进口总温T₄₁以及低压涡轮进口温度T₄₉：

W₄₁＝W₄+W₂₅(1+β₁)

其中，β₁为进入高压涡轮导叶的冷却气比例；

其中，C_P41为高压涡轮导向器出口比热容；

根据低压轴功平衡：

其中，W₄₉为低压涡轮转子进口燃气流量，C_P49为低压涡轮转子进口截面比热容，η_mL为低压转子机械效率，T₆为内涵出口燃气温度；

S203：根据能量守恒原理获得高压涡轮出口总温T₄₃：

其中，C_P49为低压涡轮转子进口截面比热容，W₄₉为低压涡轮转子进口燃气流量，T₄₉为低压涡轮进口温度，β₂为从压气机引气到低压涡轮导向器的冷却气比例，T₂₇为压气机中间级引气温度，C_P27为压气机中间级引气气流的比热容，C_P43为低压涡轮转子出口比热容，W₄₃为低压涡轮转子进口燃气流量；

S204：计算高压涡轮功L_T：

L_T＝W₄₁C_P41(T₄₁-T₄₃)

其中，C_P41为高压涡轮导向器出口比热容。

根据上述步骤得到压气机功L_C、高压涡轮输出功L_T之后，再根据高压转速和飞机功率提取值关系获得当前状态的飞机功率提取量L₁，根据高压转速和附件功率提取值关系获得当前状态的发动机附件功率提取量L₂，以及获得转子机械效率η_mh，最后根据高压轴的功平衡原理获得高压涡轮的卡滞能量ΔL_t。

本申请的航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法，故障引起的涡轮卡滞能量估算方法基于流量连续，同一个转子上的转速相同以及功平衡原理建立，估算结果成功应用军用涡扇发动机两次故障涡轮卡滞能量估算，估算结果与故障损伤及材料分析结果吻合，为故障定位和故障分析提供了有效的支撑，有效降低了排故成本以及故障定位时间。

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 (3)

1.一种航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法，其特征在于，包括：

步骤一：计算压气机功L_C；

步骤二：计算高压涡轮输出功L_T；

步骤三：获取飞机功率提取量L₁、发动机附件功率提取量L₂以及转子机械效率η_mh；

步骤四：根据功平衡原理计算涡轮卡滞能量ΔL_t：

ΔL_t＝L_T-L₁-L₂-L_C·η_mh。

2.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法，其特征在于，步骤一中，所述计算压气机功L_C包括：

S101：获取发动机进口截面的进气总温T₁、进气总压P₁、进气静压P_1s以及进口几何面积A₁，计算进口换算流量W_1R：

其中，

W₁为发动机进气流量，K为气动常数，q(λ)为气动函数；

S102：获取风扇进口总温T₁₃和出口总温T₂₃、风扇进口总压P₁₃和出口总压P₂₃，计算风扇压比π_f以及效率η_f：

P₂₁＝(P₁₃+P₂₃)/2

T₂₁＝(T₁₃+T₂₃)/2

π_f＝P₂₁/P₁

其中，P₂₁为风扇出口总压，T₂₁为风扇出口总温，k为比热比，T₂为风扇进口总温；

计算故障时刻风扇功L_f：

L_f＝W₁C_P1(T₂₁-T₁)；

其中，C_P1为风扇进口比热容；

S103：获取压气机的进口总温T₂₅、进口总压P₂₅、出口总温T₃以及出口总压P₃，计算压气机压比π_c以及效率η_c；

π_c＝P₃/P₂₅

根据压气机换算转速以及压比，从压气机特性图上差值获取压气机换算流量W_2R25；

计算压气机功L_C：

其中，

T₂₅为压气机进口总温，C_p25为压气机进口比热容，η_c为压气机效率。

3.根据权利要求2所述的航空发动机高压涡轮故障引起的卡滞能量估算方法，其特征在于，步骤二中，所述计算涡轮输出功L_T包括：

S201：获取主燃烧室燃油流量W_f、压气机出口总温T₃、压气机出口总压P₃，计算出燃烧室出口总温T₄以及出口总压P₄：

W₃₁＝W₂₅(1-δ₁-δ₂)

W₄＝W₂₅(1-δ₁-δ₂)+W_f

其中，C_P3为压气机出口比热容，C_P4为燃烧室出口比热容，η_b为燃烧效率，H_u为燃油热值，W_f为燃烧室燃油流量，W₃₁为燃烧室进口空气流量，W₄为燃烧室出口燃气流量，δ₁为压气机中间引气比例，δ₂为压气机后引气比例；

P₄＝P₃·σ_B

其中，σ_B为主燃烧室总压恢复系数，从燃烧室特性图上插值获得；

S202：计算高压涡轮进口燃气流量W₄₁、高压涡轮进口总温T₄₁以及低压涡轮进口温度T₄₉：

W₄₁＝W₄+W₂₅(1+β₁)

其中，β₁为进入高压涡轮导叶的冷却气比例；

其中，C_P41为高压涡轮导向器出口比热容；

根据低压轴功平衡：

其中，W₄₉为低压涡轮转子进口燃气流量，C_P49为低压涡轮转子进口截面比热容，η_mL为低压转子机械效率，T₆为内涵出口燃气温度；

S203：根据能量守恒原理获得高压涡轮出口总温T₄₃：

其中，C_P49为低压涡轮转子进口截面比热容，W₄₉为低压涡轮转子进口燃气流量，T₄₉为低压涡轮进口温度，β₂为从压气机引气到低压涡轮导向器的冷却气比例，T₂₇为压气机中间级引气温度，C_P27为压气机中间级引气气流的比热容，C_P43为低压涡轮转子出口比热容，W₄₃为低压涡轮转子进口燃气流量；

S204：计算高压涡轮功L_T：

L_T＝W₄₁C_P41(T₄₁-T₄₃)

其中，C_P41为高压涡轮导向器出口比热容。

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