CN112901368A - 航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法及系统 - Google Patents

航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法及系统 Download PDF

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Abstract

本申请属于航空发动机控制技术领域，具体涉及一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法及系统。所述方法包括：步骤S1、获取发动机外涵压力及发动机内涵压力；步骤S2、根据所述发动机外涵压力及内涵压力计算外内涵压力比；步骤S3、根据所述外内涵压力比调整二元喷管的喷口喉道面积。本申请通过改变喷口喉道面积调节外内涵压比，从而保证二元喷管有效冷却及隔热屏可靠工作的方法，解决二元喷管与整机匹配偏离设计条件下无法有效冷却或隔热屏变形的技术难题，降低试验风险，提高二元喷管工作可靠性。本申请方法实施简单、改进容易、适应性广。

Description

航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法及系统
技术领域
本申请属于航空发动机控制领域，特别涉及一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法及系统。
背景技术
隐身性能是新一代作战飞机必备的典型特征和技术指标，作为发动机后向可见的主要部件，排气系统的隐身性能对发动机乃至飞机后机身隐身至关重要，而二元喷管的结构特点可以较好的实现雷达隐身及红外隐身。二元喷管便于开展隐身设计，且易于和飞机后机身进行一体化融合设计，目前已在国外某型战斗机上成功应用。
考虑到与轴对称喷管设计差异，二元喷管需要大量发动机外涵气进行冷却，在串装发动机进行整机试验时，受发动机生产装配质量、性能衰减等因素影响，发动机的外内涵压比存在偏离设计值的情况。在外内涵压比偏低时，二元喷管壁面将无法形成有效冷却气膜，存在引起喷管烧蚀的风险；在外内涵压比偏高时，在飞行包线右边界时，由于发动机进口压力较大，发动机各截面处压力均较大，引起二元喷管隔热屏压差较大，存在隔热屏变形的风险，目前暂无有效解决方案。
目前国内二元喷管与整机的匹配设计处于研究验证阶段，暂无有效方法解决发动机外内涵压比偏离设计时带来的二元喷管烧蚀风险及喷管隔热屏变形风险，只能通过限制发动机相关工况的使用保证二元喷管工作正常，二元喷管隔热屏流路示意图见图1所示。现有技术方案缺点说明如下：
a)在外内涵压比偏低时，二元喷管壁面将无法形成有效冷却气膜，现有技术方案需适当减少加力燃烧室供油油量，降低二元喷管主流道燃气温度，此时会影响发动机全加力推力，降低发动机性能；
b)在外内涵压比偏高时，飞行包线右边界由于发动机进口压力较大，引起二元喷管隔热屏压差较大，会超出隔热屏承压能力，存在隔热屏变形的风险，现有技术方案需限制发动机飞行包线，降低飞行包线右边界马赫数，保证二元喷管隔热屏压差不超出材料承压能力，此时会降低飞机的作战特性。
发明内容
本申请针对发动机外内涵压比偏离设计情况时，二元喷管无法有效冷却或喷管隔热屏变形的问题，提出一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法及系统，解决如下技术温度：
a)在外内涵压比偏低的情况时，减小发动机推力损失影响；
b)在外内涵压比偏高的情况时，减小二元喷管隔热屏压差，保证二元喷管隔热屏结构可靠性，实现二元喷管全包线范围内安全使用，降低对整机使用的限制，保持飞机的作战特性。
本申请第一方面提供了一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法，主要包括：
步骤S1、获取发动机外涵压力及发动机内涵压力；
步骤S2、根据所述发动机外涵压力及内涵压力计算外内涵压力比；
步骤S3、根据所述外内涵压力比调整二元喷管的喷口喉道面积。
优选的是，步骤S3进一步包括：
步骤S31、确定由二元喷管冷却所需的最低外内涵压比为调节下限，同时确定由二元喷管所能承受的最高外内涵压比为调节上限；
步骤S32、当所述外内涵压力比低于调节下限或高于调节上限时，调整二元喷管的喷口喉道面积直至所述外内涵压力比位于所述调节下限及所述调节上限之间。
优选的是，在步骤S31中，通过试验确定二元喷管被烧蚀时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节下限，通过试验确定二元喷管隔热屏被压缩变形时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节上限。
优选的是，在步骤S32中，当所述外内涵压力比低于调节下限时，则逐步放大喷口喉道面积，当所述外内涵压力比高于调节上限时，则逐步缩小喷口喉道面积。
优选的是，步骤S1中，通过在发动机内外涵周向多处设置压力传感器的方式获取发动机内外涵压力。
本申请第二方面提供了一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节系统，主要包括：
内外涵压力获取模块，用于获取发动机外涵压力及发动机内涵压力；
压比计算模块，用于根据所述发动机外涵压力及内涵压力计算外内涵压力比；
喉道调节模块，用于根据所述外内涵压力比调整二元喷管的喷口喉道面积。
优选的是，所述喉道调节模块包括：
调节边界确定单元，用于确定由二元喷管冷却所需的最低外内涵压比为调节下限，同时确定由二元喷管所能承受的最高外内涵压比为调节上限；
调节单元，用于当所述外内涵压力比低于调节下限或高于调节上限时，调整二元喷管的喷口喉道面积直至所述外内涵压力比位于所述调节下限及所述调节上限之间。
优选的是，在所述调节边界确定单元中，通过试验确定二元喷管被烧蚀时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节下限，通过试验确定二元喷管隔热屏被压缩变形时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节上限。
优选的是，在所述调节单元中，当所述外内涵压力比低于调节下限时，则逐步放大喷口喉道面积，当所述外内涵压力比高于调节上限时，则逐步缩小喷口喉道面积。
优选的是，在所述内外涵压力获取模块中，通过在发动机内外涵周向多处设置压力传感器的方式获取发动机内外涵压力。
本发明的关键点和保护点是：通过喷口喉道面积调节发动机外内涵压比，从而保证二元喷管冷却气压力、流量、温度等满足设计要求。
本申请通过改变喷口喉道面积调节外内涵压比，从而保证二元喷管有效冷却及隔热屏可靠工作的方法，解决二元喷管与整机匹配偏离设计条件下无法有效冷却或隔热屏变形的技术难题，降低试验风险，提高二元喷管工作可靠性。本申请方法实施简单、改进容易、适应性广。
附图说明
图1是二元喷管隔热屏流路示意图。
图2是本申请航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法的流程图。
图3是发动机外内涵压比随喷管喉道面积变化情况示意图。
图4是二元喷管冷却气压力随喷管喉道面积变化情况示意图。
图5是二元喷管冷却气流量随喷管喉道面积变化情况示意图。
图6是二元喷管冷却气温度随喷管喉道面积变化示意图。
其中，1-发动机外涵气流，2-发动机内涵气流，3-加力隔热屏，4-加力燃烧室，5-喷管隔热屏。
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。
首先参考图1，发动机内涵气流2进入加力燃烧室4，发动机外涵气流1在加力隔热屏3的外部流动，用于对加力隔热屏冷却，加力燃烧室4后接二元喷管，二元喷管的喷管隔热屏5与加力隔热屏3相连。
当图示中的发动机外涵气流与内涵气流压比变化时，有可能导致无法有效冷却或隔热屏变形的问题，本申请提出一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法及系统，致力于解决上述问题。
本申请第一方面提供了一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法，如图2所示，主要包括：
步骤S1、获取发动机外涵压力及发动机内涵压力；
步骤S2、根据所述发动机外涵压力及内涵压力计算外内涵压力比；
步骤S3、根据所述外内涵压力比调整二元喷管的喷口喉道面积。
本申请通过调节喷口喉道面积来调节内外涵压力，从而实现有效冷却及防止隔热屏变形，具体原理为：
本申请步骤S1中，发动机内涵压力P6、外涵压力P16，可以通过多个测点测量获取，设A8为二元喷口喉道面积调整目标值，P冷却气为调整后二元喷管冷却气压力，T冷却气为调整后二元喷管冷却气温度，W冷却气为调整后二元喷管冷却气温度，A8,d为设计状态二元喷口喉道面积，P冷却气，d为设计状态二元喷管冷却气压力，T冷却气，d为设计状态二元喷管冷却气温度，W冷却气，d为设计状态二元喷管冷却气温度，则发动机外内涵压比及二元喷管冷却气等相关参数随喷管喉道面积变化见图3～图6所示。
相关参数变化情况说明如下：
1)扩大喷口喉道面积，相同低压换算转速条件下，外涵压力因风扇工作线下移有所下降，内涵出口压力因低涡膨胀比增大而有所降低，且比外涵压力降低更多，发动机外内涵压比变大，使二元喷管冷却气压力大于主流道燃气压力；
2)由于喷口喉道面积增加，风扇工作线下移，压比降低，风扇功减少，外涵气温度降低；
3)由于喷口喉道面积增加，低压涡轮功增加，发动机转差偏负，外涵气流量增加，使二元喷管冷却气流量增加。
通过上述调节方法及喷口喉道面积调整对应的P16/P6变化量值，可通过调节喷口喉道面积实现P16/P6满足设计要求的目的，保证二元喷管的有效冷却及隔热屏的结构可靠性，保证发动机全包线范围内安全可靠工作。
在一些可选实施方式中，步骤S3进一步包括：
步骤S31、确定由二元喷管冷却所需的最低外内涵压比为调节下限，同时确定由二元喷管所能承受的最高外内涵压比为调节上限；
步骤S32、当所述外内涵压力比低于调节下限或高于调节上限时，调整二元喷管的喷口喉道面积直至所述外内涵压力比位于所述调节下限及所述调节上限之间。
在一些可选实施方式中，在步骤S31中，通过试验确定二元喷管被烧蚀时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节下限，通过试验确定二元喷管隔热屏被压缩变形时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节上限。
可以理解的是，首先在发动机装配时加装发动机内涵压力P6、外涵压力P16测点，用于整机试验时数据分析；在发动机整机试验时，计算P16/P6比值，若Amin＜P16/P6＜Amax则发动机可以进入加力状态；若P16/P6＜Amin，则存在二元喷管被烧蚀的风险；若P16/P6＞Amax，则存在二元喷管隔热屏被压缩变形的风险。
在一些可选实施方式中，在步骤S32中，当所述外内涵压力比低于调节下限时，则逐步放大喷口喉道面积，当所述外内涵压力比高于调节上限时，则逐步缩小喷口喉道面积。
可以理解的是，当二元喷管存在被烧蚀的风险或二元喷管隔热屏存在被压缩变形的风险的情况下，需对喷口喉道面积进行调节。发动机外内涵压比偏低时，可通过逐步放大喷口喉道面积的方法逐步调节；当发动机外内涵压比偏高时，可通过逐步缩小喷口喉道面积的方法逐步调节。
在一些可选实施方式中，步骤S1中，通过在发动机内外涵周向多处设置压力传感器的方式获取发动机内外涵压力。例如分别取内外涵的多个测点的平均值作为内外涵的压力。
本申请通过扩大喷口喉道面积，可以有效增加二元喷管冷却气流量、降低冷却气温度，有益于二元喷管冷却，避免二元喷管烧蚀；通过缩小喷口喉道面积，可以有效降低二元喷管隔热屏压差，保证二元喷管结构可靠性，避免二元喷管隔热屏变形。
本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节系统，主要包括：
内外涵压力获取模块，用于获取发动机外涵压力及发动机内涵压力；
压比计算模块，用于根据所述发动机外涵压力及内涵压力计算外内涵压力比；
喉道调节模块，用于根据所述外内涵压力比调整二元喷管的喷口喉道面积。
在一些可选实施方式中，所述喉道调节模块包括：
调节边界确定单元，用于确定由二元喷管冷却所需的最低外内涵压比为调节下限，同时确定由二元喷管所能承受的最高外内涵压比为调节上限；
调节单元，用于当所述外内涵压力比低于调节下限或高于调节上限时，调整二元喷管的喷口喉道面积直至所述外内涵压力比位于所述调节下限及所述调节上限之间。
在一些可选实施方式中，在所述调节边界确定单元中，通过试验确定二元喷管被烧蚀时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节下限，通过试验确定二元喷管隔热屏被压缩变形时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节上限。
在一些可选实施方式中，在所述调节单元中，当所述外内涵压力比低于调节下限时，则逐步放大喷口喉道面积，当所述外内涵压力比高于调节上限时，则逐步缩小喷口喉道面积。
在一些可选实施方式中，在所述内外涵压力获取模块中，通过在发动机内外涵周向多处设置压力传感器的方式获取发动机内外涵压力。
本发明的关键点和保护点是：通过喷口喉道面积调节发动机外内涵压比，从而保证二元喷管冷却气压力、流量、温度等满足设计要求。
本申请通过改变喷口喉道面积调节外内涵压比，从而保证二元喷管有效冷却及隔热屏可靠工作的方法，解决二元喷管与整机匹配偏离设计条件下无法有效冷却或隔热屏变形的技术难题，降低试验风险，提高二元喷管工作可靠性。本申请方法实施简单、改进容易、适应性广。
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 (10)

1.一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法，其特征在于，包括：
步骤S1、获取发动机外涵压力及发动机内涵压力；
步骤S2、根据所述发动机外涵压力及内涵压力计算外内涵压力比；
步骤S3、根据所述外内涵压力比调整二元喷管的喷口喉道面积。
2.如权利要求1所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法，其特征在于，步骤S3进一步包括：
步骤S31、确定由二元喷管冷却所需的最低外内涵压比为调节下限，同时确定由二元喷管所能承受的最高外内涵压比为调节上限；
步骤S32、当所述外内涵压力比低于调节下限或高于调节上限时，调整二元喷管的喷口喉道面积直至所述外内涵压力比位于所述调节下限及所述调节上限之间。
3.如权利要求2所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法，其特征在于，在步骤S31中，通过试验确定二元喷管被烧蚀时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节下限，通过试验确定二元喷管隔热屏被压缩变形时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节上限。
4.如权利要求2所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法，其特征在于，在步骤S32中，当所述外内涵压力比低于调节下限时，则逐步放大喷口喉道面积，当所述外内涵压力比高于调节上限时，则逐步缩小喷口喉道面积。
5.如权利要求1所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法，其特征在于，步骤S1中，通过在发动机内外涵周向多处设置压力传感器的方式获取发动机内外涵压力。
6.一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节系统，其特征在于，包括：
内外涵压力获取模块，用于获取发动机外涵压力及发动机内涵压力；
压比计算模块，用于根据所述发动机外涵压力及内涵压力计算外内涵压力比；
喉道调节模块，用于根据所述外内涵压力比调整二元喷管的喷口喉道面积。
7.如权利要求6所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节系统，其特征在于，所述喉道调节模块包括：
调节边界确定单元，用于确定由二元喷管冷却所需的最低外内涵压比为调节下限，同时确定由二元喷管所能承受的最高外内涵压比为调节上限；
调节单元，用于当所述外内涵压力比低于调节下限或高于调节上限时，调整二元喷管的喷口喉道面积直至所述外内涵压力比位于所述调节下限及所述调节上限之间。
8.如权利要求7所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节系统，其特征在于，在所述调节边界确定单元中，通过试验确定二元喷管被烧蚀时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节下限，通过试验确定二元喷管隔热屏被压缩变形时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节上限。
9.如权利要求7所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节系统，其特征在于，在所述调节单元中，当所述外内涵压力比低于调节下限时，则逐步放大喷口喉道面积，当所述外内涵压力比高于调节上限时，则逐步缩小喷口喉道面积。
10.如权利要求6所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节系统，其特征在于，在所述内外涵压力获取模块中，通过在发动机内外涵周向多处设置压力传感器的方式获取发动机内外涵压力。
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PB01 Publication
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SE01 Entry into force of request for substantive examination
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RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20210604

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