CN112611567A - 一种航空发动机高空模拟试车台调节阀自动选型方法 - Google Patents

一种航空发动机高空模拟试车台调节阀自动选型方法 Download PDF

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Abstract

本申请提供一种航空发动机高空模拟试车台调节阀自动选型方法，所述方法包括：分析得到空中工作环境模拟进气系统和排气系统的极限边界；获得气动支路上的每台调节阀的工作边界；根据气动支路上的每台调节阀的工作边界，确定最优调节阀规格；根据气动支路上的每台调节阀的工作边界，以EN标准系列中的工业阀门壳体强度设计EN12516为基础，查询得到调节阀适用材质及温度压力等级；根据所述温度压力等级和所述最优调节阀规格，基于工业阀门壳体强度设计EN12516，定量确定计算压力Pc、应力因子S和耐腐蚀常量c；根据最小壁厚计算公式
Figure DDA0002803022670000011
计算得到满足调节阀最低强度可靠性要求的调节阀的最小壳体壁厚emin；对调节阀本体法兰及配对法兰进行选型。

Description

一种航空发动机高空模拟试车台调节阀自动选型方法
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种航空发动机高空模拟试车台调节阀自动选型方法。
背景技术
调节阀作为航空发动机高空模拟试车台空中工作环境模拟系统的前端调节装置，其可靠性不仅直接决定了发动机及高空试验设备的运行安全，也间接影响着航空发动机的研制试验进展，该装置的重要作用是不言而喻的。同一个高空试验台往往要适应多个不同试验对象及众多的复杂试验科目，而不同的试验科目需要模拟的工作环境在空气流量、压力、温度指标上呈现变化范围宽且剧烈、持续时间长等严苛特点。不仅要求调节阀的调节能力要能够满足试验科目需求，也要求其可靠性必须能够在高低温交变、压力大范围变化的复杂流场中保持稳定。为使高空试车台环境模拟系统调节阀能够满足上述需求，往往要在试验台建设前根据主要试验对象特点和拟开展试验科目的要求，基于阀门制造标准对拟采用的调节阀进行全面的选型分析工作。根据高空试车台的建设经验，一般使用EN标准进行选型分析。
高空试车台调节阀选型分析工作复杂、步骤繁多，是一项成体系的系统工程。此外，现阶段并无可直接借鉴的完整选型方法，目前对于具有一般性要求的调节阀分析，国际通用的方法均遵循美国国家标准ISA 75.01.01(工业过程控制阀选型标准)中规定的选型方法，但该方法一般适用于直径在1米以下的调节阀，对于高空试车台适用的大尺寸调节阀分析的借鉴作用非常有限。且随着我国发动机型号研制进程的快速推进，相应试验设施的建设项目呈现井喷式发展。每个试车台均要求对调节阀开展全面的选型分析工作，需求工作量极大，若完全依靠现阶段的人工选型方法则可能造成进度拖延、计算失误、人力资源占用等问题。
发明内容
为了解决上述技术问题，本申请提供了一种航空发动机高空模拟试车台调节阀自动选型方法，能够提高调节阀选型工作的效率和准确率。
本申请提供一种航空发动机高空模拟试车台调节阀自动选型方法，所述方法包括：
根据高空台主要试验对象的特性及试验科目，分析得到空中工作环境模拟进气系统和排气系统的极限边界；
利用高空舱气动布局设计原理，根据已总结的空中工作环境模拟进气系统和排气系统的极限边界，获得气动支路上的每台调节阀的工作边界；
根据气动支路上的每台调节阀的工作边界，确定最优调节阀规格；
根据气动支路上的每台调节阀的工作边界，以EN标准系列中的工业阀门壳体强度设计EN12516为基础，查询得到调节阀适用材质及温度压力等级；
根据所述温度压力等级和所述最优调节阀规格，基于工业阀门壳体强度设计EN12516，定量确定计算压力Pc、应力因子S和耐腐蚀常量c；
根据最小壁厚计算公式
Figure BDA0002803022650000021
计算得到满足调节阀最低强度可靠性要求的调节阀的最小壳体壁厚emin；
对调节阀本体法兰及配对法兰进行选型。
具体的，在对调节阀本体法兰及配对法兰进行选型之后，方法还包括：
基于EN标准系列，对高空试车台调节阀选型分析的数据库进行整理和封装；
基于Labview环境，开发基于EN系列标准的高空试车台调节阀自动选型软件；
通过输入需求压力、温度和流量，获得调节阀的自动选型。
具体的，根据已总结的空中工作环境模拟进气系统和排气系统的极限边界，获得气动支路上的每台调节阀的工作边界，具体包括：
根据已总结的空中工作环境模拟进气系统和排气系统的极限边界，通过流量压力计算、冷热流掺混分析，获得气动支路上的每台调节阀的工作边界。
具体的，根据气动支路上的每台调节阀的工作边界，确定最优调节阀规格，具体包括：
根据气动支路上的每台调节阀的工作边界，以高空试车台试验对象的典型试验点需求为收敛条件，通过调节阀流量特性模型对调节阀类型和规格进行迭代计算分析，确定最优调节阀规格。
具体的，查询得到温度压力等级，具体包括：
根据查询的温度压力等级的至少一个等级的安全裕度，确定最终的温度压力等级。
具体的，对调节阀本体法兰及配对法兰进行选型，具体包括：
根据所述温度压力等级与所述最优调节阀规格，基于工业阀门壳体强度设计EN12516，对调节阀本体法兰及配对法兰进行确定；并确定法兰面形式和密封性条件直接指标。
具体的，气动支路上的每台调节阀的工作边界，包括极限工作温度范围、极限压力调节范围、极限流量调节范围及需求速度。
具体的，空中工作环境模拟进气系统和排气系统的极限边界，包括调节压力、温度和空气流量的极限边界。
综上所述，本申请首先，遵循美国国家标准ISA 75.01.01(工业过程控制阀选型标准)中规定的选型方法相比，本发明提出的调节阀选型方法更加适用于我国航空发动机高空模拟试车台采用的大口径调节阀选型分析。其次，与完全依靠设计人员进行全流程选型分析工作相比，本发明开发的基于Labview环境的调节阀自动选型工具不仅改变了目前的高空试车台调节阀选型分析的工作方式、极大的提高了工作效率，而且在相关可压流调节应用场景中具有一定的推广作用。
附图说明
图1为高空试车台气动布局原理示意；
图2为高空试车台调节阀选型分析逻辑；
图3为EN12516标准关于调节阀最小壁厚的计算定义；
图4为调节阀自动选型工具人机界面.。
具体实施方式
实施例一
为解决我国航空发动机高空试车台建设缺乏完善、高效的空中工作环境模拟系统调节阀选型分析方法及工具的现状。本发明提出了一种调节阀全流程选型方法，并基于Labview环境开发了一套基于EN标准的调节阀自动选型工具软件。包含如下步骤：
步骤1：根据高空台主要试验对象的特性及试验科目，分析并总结空中工作环境模拟进、排气系统需求调节压力、温度和空气流量的极限边界，作为后续选型分析的基础。
步骤2：以高空舱气动布局设计原理为基础，根据已总结的环境模拟系统进、排气系统的极限边界工况需求，通过流量压力计算、冷热流掺混分析对气动支路上的每台调节阀工作边界进行总结分析，包括极限工作温度范围、极限压力调节范围、极限流量调节范围及需求速度。
步骤3：以极限工作温度范围、极限压力调节范围、极限流量调节范围及需求速度为输入，以高空试车台试验对象典型试验点需求为收敛条件，通过准确的调节阀流量特性模型对调节阀类型、规格进行迭代计算分析并确定最优调节阀规格。
步骤4：以极限工作温度范围、极限压力调节范围为输入条件，以EN标准系列中的EN12516(工业阀门壳体强度设计)为基础对调节阀适用材质及温度压力(PN)等级进行查询，并留有至少1个等级的安全裕度。
步骤5：以确定的所述温度压力(PN)等级与所述最优调节阀规格为输入条件，基于EN12516标准对计算压力Pc、应力因子S、耐腐蚀常量c进行定量。并根据最小壁厚计算公式
Figure BDA0002803022650000051
对满足调节阀最低强度可靠性要求的最小壳体壁厚进行计算，并考虑至少30％的安全裕度。
步骤6：最小壳体壁厚保证了调节阀本身的最低强度，根据具体使用情况，还应考虑调节阀安装后的整体工作可靠性，因此也必须对调节阀本体法兰及配对法兰进行严格选型。同样的，确定的温压等级与调节阀规格为输入条件，基于EN10921标准对调节阀阀体及配对法兰适用形式进行确定，并对法兰面形式及参数等与密封性条件直接相关的指标进行确定。
步骤7：基于EN系列标准，对高空试车台调节阀选型分析必需的数据库进行总结整理和封装，并梳理基于全流程的自动选型分析逻辑。基于Labview环境，开发基于EN系列标准的高空试车台调节阀自动选型软件，在输入需求压力温度流量的条件下实现调节阀的自动选型。
实施例二
本实施案例的具体流程为：对某高空模拟试车台主要试验对象的典型试验点进行分析获取空中工作环境进、排气模拟需求压力、温度和流量调节的极限边界。根据高空试车台气动布局原理，以满足极限试验点需求为收敛条件对气动支路上的调节阀工作边界进行计算分析并提取极限温度、压力和流量范围等特征值。基于特征提取值，在本发明已开发的选型软件中以EN系列标准为准则对调节阀材质、PN等级、壁厚、法兰及其参数等关键指标进行选型分析。
步骤1：根据某高空试车台主要试验对象的典型极限试验科目，对中、工作环境模拟进、排气系统需求调节压力、温度和空气流量的极限边界进行总结分析。如表1所示(表1仅为部分例子)，试验对象的典型极限试验点决定了调节阀的极限工况。如进气总压、总温(E、F)决定了进气模拟系统调节阀的极限工作压力范围和温度范围，流量(G)又决定了进气模拟系统调节阀的调节能力范围。
步骤2：以图2所示高空舱气动布局设计原理为基础，如以表1中A2/B2/C2/D2/E2/F2/G2所提供的试验对象极限试验点数据为收敛对象，通过流量压力计算、冷热流掺混分析对气动支路上的每台调节阀工作边界进行总结分析，包括极限工作温度范围、极限压力调节范围、极限流量调节范围，如表3所枚举的Y1、Y2、Y3、Y4。
步骤3：以调节阀工作边界为输入，以高空试车台试验对象典型试验点需求为收敛条件，以系统各调节阀所在管网尺寸作为阀门的初始尺寸。首先以最小压差下的极限放空流量为基准，确定阀门在最小压差、极限放空流量下流通能力。以最小压差、最大能力放空时，蝶阀以实际需求流通面积/最大可调面积之比＝R(对应蝶阀开度为Q度)为基准、柱塞阀以实际需求流通面积/最大可调面积之比＝S(对应柱塞阀开度为E度)为基准。如果阀门尺寸过大(例如阀门实际需求流通面积/最大可调面积之比远小于R(蝶阀)或S(柱塞阀))或者过小(蝶阀与柱塞阀实际需求流通面积/最大可调面积之比远大于1.0)，则逐步增加或减少阀门尺寸，直至蝶阀与柱塞阀实际需求流通面积/最大可调面积之比≈Q及S。以此确定调节阀基本合理的最大尺寸及面积。阀门最大面积确定后，以调节阀处于小开度的工况(一般对应较大压差、较小流量的试验点或者发动机实际需求流量已经接近机组能力的试验点)，计算并验证调节阀处于小开度工况下的调节能力和调节裕度，此时单路Pb柱塞阀(蝶阀已全关)的阀门实际需求流通面积/最大可调面积之比应不小于P％。重复上述步骤，直至调节阀尺寸满足实际需求。
步骤4：以表2所示Pt、Y1或Y2参数作为环境模拟系统进气系统支路调节阀的极限工作压力和温度为输入条件。以表3所示3E0材质组(该材质仅为其中一种，标准中包含至少15个材质组)要求的温压等级库为例，在其中对对调节阀适用的PN(温度压力)等级进行查询。假设直接检索获得的温压等级为PN16，为了最大限度保证实际使用时的可靠性，则至少留有1个等级的安全裕度，即选取PN25作为最终设计值。
步骤5：以PN25作为温压等级，假设选用调节阀规格为DN700，基于EN12516标准对计算压力Pc、应力因子S、耐腐蚀常量c进行定量选取。并根据最小壁厚计算公式
Figure BDA0002803022650000071
(如图3所示)对满足调节阀最低强度可靠性要求的壳体壁厚进行计算，所获最小壁厚值为17.7mm，考虑至少30％的安全裕度后，设计选用的最小壁厚值不应小于23mm。
步骤6：以确定的温压等级PN25、调节阀规格DN700为输入，在基于EN1092-1标准提供的法兰形式适用库中对调节阀适用的法兰形式进行确定。以表4为例，经检索可得该调节阀适用法兰类型为TYPE21。然后，对法兰面密封形式如凸面、环槽、榫槽等结构及其相关参数进行检索确定。本步骤完成后，发动机高空试车台调节阀选型分析全流程全部结束。
步骤7：本步骤主要完成基于Labview环境的调节阀自动选型分析工具软件的开发，基本实现只需输入调节阀极限工作边界，一键获取选型参数的功能。首先，基于EN系列标准，对高空试车台调节阀选型分析必需的数据库进行总结整理和封装，并梳理基于全流程的自动选型分析逻辑。然后在Labview环境中，依据选型逻辑和流程开发基于EN系列标准的高空试车台调节阀自动选型软件，在输入需求压力温度流量的条件下实现调节阀的自动选型。该工具软件的开发逻辑、人机交互界面如图2、图3所示。
实际应用中，技术人员仅需在选型工具界面上输入确定的调节阀规格与极限工作边界后，工具会自动选择符合EN标准的调节阀材质、工艺、壁厚等关键参数，极大的提升了选型工作的效率。以通径为DN700的调节阀选型为例，其最高压力为1.4MPa、最高工作温度为300℃。选型条件输入后，工具界面右侧选型结果栏自动提供温压等级为PN25、最小壁厚17.8mm、法兰长度为16mm、法兰厚度为40mm，适用法兰形式为TYPE1或TYPE35、以及适用工艺及相应材质编号。
表1某高空试车台主要试验对象的典型极限试验点
Figure BDA0002803022650000081
表2冷热流配比边界分析
Figure BDA0002803022650000082
表3 3E0材质温压等级库
Figure BDA0002803022650000091
Figure BDA0002803022650000101
表4 TYPE21法兰适用库
Figure BDA0002803022650000102
Figure BDA0002803022650000111
综上所述，本发明提出一种发动机高空模拟试车台调节阀自动选型方法，该方法基于试车台主要试验对象特点及试验边界，在从调节阀调节能力、运动特性、可靠性、材质、加工工艺对调节阀进行了全面选型分析，保证了我国多个航空发动机高空模拟试车台空中工作环境模拟系统调节阀选型的适用性，保障了在研重点型号发动机的高空模拟试验进度。并在Labview环境中，基于EN标准设计了高空台调节阀全流程自动选型软件，极大的提高了调节阀选型工作的效率和准确率，不仅使设计人员从繁杂的选型工作中得到了解放，而且也有利于促进我国其他高空试车台的建设进度。

Claims (8)

1.一种航空发动机高空模拟试车台调节阀自动选型方法，其特征在于，所述方法包括：
根据高空台主要试验对象的特性及试验科目，分析得到空中工作环境模拟进气系统和排气系统的极限边界；
利用高空舱气动布局设计原理，根据已总结的空中工作环境模拟进气系统和排气系统的极限边界，获得气动支路上的每台调节阀的工作边界；
根据气动支路上的每台调节阀的工作边界，确定最优调节阀规格；
根据气动支路上的每台调节阀的工作边界，以EN标准系列中的工业阀门壳体强度设计EN12516为基础，查询得到调节阀适用材质及温度压力等级；
根据所述温度压力等级和所述最优调节阀规格，基于工业阀门壳体强度设计EN12516，定量确定计算压力Pc、应力因子S和耐腐蚀常量c；
根据最小壁厚计算公式
Figure FDA0002803022640000011
计算得到满足调节阀最低强度可靠性要求的调节阀的最小壳体壁厚emin；
对调节阀本体法兰及配对法兰进行选型。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在对调节阀本体法兰及配对法兰进行选型之后，方法还包括：
基于EN标准系列，对高空试车台调节阀选型分析的数据库进行整理和封装；
基于Labview环境，开发基于EN系列标准的高空试车台调节阀自动选型软件；
通过输入需求压力、温度和流量，获得调节阀的自动选型。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据已总结的空中工作环境模拟进气系统和排气系统的极限边界，获得气动支路上的每台调节阀的工作边界，具体包括：
根据已总结的空中工作环境模拟进气系统和排气系统的极限边界，通过流量压力计算、冷热流掺混分析，获得气动支路上的每台调节阀的工作边界。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据气动支路上的每台调节阀的工作边界，确定最优调节阀规格，具体包括：
根据气动支路上的每台调节阀的工作边界，以高空试车台试验对象的典型试验点需求为收敛条件，通过调节阀流量特性模型对调节阀类型和规格进行迭代计算分析，确定最优调节阀规格。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，查询得到温度压力等级，具体包括：
根据查询的温度压力等级的至少一个等级的安全裕度，确定最终的温度压力等级。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对调节阀本体法兰及配对法兰进行选型，具体包括：
根据所述温度压力等级与所述最优调节阀规格，基于工业阀门壳体强度设计EN12516，对调节阀本体法兰及配对法兰进行确定；并确定法兰面形式和密封性条件直接指标。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，气动支路上的每台调节阀的工作边界，包括极限工作温度范围、极限压力调节范围、极限流量调节范围及需求速度。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，空中工作环境模拟进气系统和排气系统的极限边界，包括调节压力、温度和空气流量的极限边界。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114279714A (zh) * 2021-12-27 2022-04-05 北京航空航天大学 高空低雷诺数下航空发动机涡轮试验台、模拟方法及应用
CN114486277B (zh) * 2022-04-07 2022-07-26 中国航发四川燃气涡轮研究院 基于变循环发动机核心机平台的动态模式转换验证方法
CN115494892A (zh) * 2022-08-31 2022-12-20 中国航发四川燃气涡轮研究院 高空模拟试车台进气环境模拟系统解耦控制方法
CN116150915A (zh) * 2023-04-03 2023-05-23 中国航发四川燃气涡轮研究院 大中型发动机高空模拟试验台的调节装置定型方法

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101566524A (zh) * 2009-04-17 2009-10-28 北京航空航天大学 电推进发动机试验的推进剂供给装置
CN102252854A (zh) * 2011-04-27 2011-11-23 北京航空航天大学 一种高空模拟系统中发动机进、排气压力控制方法
CN103745052A (zh) * 2013-12-31 2014-04-23 中南大学 一种强振动环境下电磁换向阀选型优化方法
US20150362405A1 (en) * 2013-02-05 2015-12-17 Siemens Aktiengesellschaft Auto testing system for a gas turbine
CN105628387A (zh) * 2015-12-30 2016-06-01 北京航天三发高科技有限公司 采用预测控制法调节试车台进气状态参数的调试方法
CN105631140A (zh) * 2015-12-30 2016-06-01 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种变循环发动机稳态性能分析及优化方法
CN108254206A (zh) * 2017-12-27 2018-07-06 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于高总压比多级压气机性能试验的状态调节方法
CN108801640A (zh) * 2018-06-29 2018-11-13 重庆长安汽车股份有限公司 一种汽车发动机温度试验方法
CN110411702A (zh) * 2019-07-11 2019-11-05 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 结冰风洞防除冰供气系统的高压气源供气管路
CN110455547A (zh) * 2019-09-23 2019-11-15 楼蓝科技(苏州)有限公司 一种用于动力机械燃烧室试验的高温高压试验系统
JP2020008126A (ja) * 2018-07-11 2020-01-16 ジヤトコ株式会社 自動変速機

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101566524A (zh) * 2009-04-17 2009-10-28 北京航空航天大学 电推进发动机试验的推进剂供给装置
CN102252854A (zh) * 2011-04-27 2011-11-23 北京航空航天大学 一种高空模拟系统中发动机进、排气压力控制方法
US20150362405A1 (en) * 2013-02-05 2015-12-17 Siemens Aktiengesellschaft Auto testing system for a gas turbine
CN103745052A (zh) * 2013-12-31 2014-04-23 中南大学 一种强振动环境下电磁换向阀选型优化方法
CN105628387A (zh) * 2015-12-30 2016-06-01 北京航天三发高科技有限公司 采用预测控制法调节试车台进气状态参数的调试方法
CN105631140A (zh) * 2015-12-30 2016-06-01 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种变循环发动机稳态性能分析及优化方法
CN108254206A (zh) * 2017-12-27 2018-07-06 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于高总压比多级压气机性能试验的状态调节方法
CN108801640A (zh) * 2018-06-29 2018-11-13 重庆长安汽车股份有限公司 一种汽车发动机温度试验方法
JP2020008126A (ja) * 2018-07-11 2020-01-16 ジヤトコ株式会社 自動変速機
CN110411702A (zh) * 2019-07-11 2019-11-05 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 结冰风洞防除冰供气系统的高压气源供气管路
CN110455547A (zh) * 2019-09-23 2019-11-15 楼蓝科技(苏州)有限公司 一种用于动力机械燃烧室试验的高温高压试验系统

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
BAI,JING KAI,YANG: "development of an ontology for the automatic selection of control valves", 《ASME DESIGN ENGINEERING TECHNICAL CONFERENCES AND COMPUTERS AND INFORMATION IN ENGINEERING CONFERENCE (DETC)》 *
傅禹 等: "基于LABVIEW的调节阀口径选型软件开发", 《民营科技2013年第9期》 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114279714A (zh) * 2021-12-27 2022-04-05 北京航空航天大学 高空低雷诺数下航空发动机涡轮试验台、模拟方法及应用
CN114279714B (zh) * 2021-12-27 2022-10-25 北京航空航天大学 高空低雷诺数下航空发动机涡轮试验台、模拟方法及应用
CN114486277B (zh) * 2022-04-07 2022-07-26 中国航发四川燃气涡轮研究院 基于变循环发动机核心机平台的动态模式转换验证方法
CN115494892A (zh) * 2022-08-31 2022-12-20 中国航发四川燃气涡轮研究院 高空模拟试车台进气环境模拟系统解耦控制方法
CN116150915A (zh) * 2023-04-03 2023-05-23 中国航发四川燃气涡轮研究院 大中型发动机高空模拟试验台的调节装置定型方法

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