CN113188799B - 基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法 - Google Patents

基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法，本发明为航空发动机技术领域，利用发动机试车时试车间内流线的特征，在发动机唇口卷边后侧提取由发动机壁面至试车间壁面的速度值，计算这组值的速度差，找到速度差极值的位置，然后绘制过该位置的一条流线，将该流线沿着发动机轴线旋转360°即得到所需的流线法控制体。本发明合理选择控制体区域，将预进气流管型面与表面静压分布特点进行说明，并将其运用到修正项计算中，解决了已有流线法修正项计算困难，运用在流线法阻力修正公式中，计算出真实推力。

Description

基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法
技术领域
本发明涉及一种基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法，属于为航空发动机测量校准领域。
背景技术
航空发动机室内试车台推力修正有两种公认的修正理论，分别为以试车间壁面为控制体的截面法和以流线为控制体的流线法。
国内广泛采用的修正理论为截面法，截面法的控制体如图1所示，选取的控制体是从0截面到9截面之间的试车间墙面所围成的体积部分。为了方便理论推导，该控制体被分为两个部分，第一个部分是从0截面(远前方)到1截面(唇口后)，加上试车间壁面、地面和天花板组成的控制体；第二部分是从1截面到9截面，以发动机的外表面为控制面来构建控制体。截面法在使用中存在着一定的问题，如试车间气流不均匀，那么截面法的控制体划分较大会影响参数均值的计算。
关于流线法，取控制体如图2所示，0截面为发动机远前方截面，9截面为发动机尾喷管截面，选取的控制体是从0截面起的预进气流管(虚线所示)和发动机外表面所围体积到9截面终止的一个封闭空间。而流线法控制体有着小巧紧凑的优势，可以将靠近壁面等气流容易不均匀的区域划分在计算控制体之外，降低气流不均匀对修正的影响。但流线法的控制体是由流线组成的实际看不见的流管，因此确定控制体是流线法中关键的一步，控制体的确定会影响推力修正项的计算。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有推力测量方法测试不准确，流线法中控制体难以确定的问题，提供一种基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法。本发明利用速度差极值法获得组成控制体的一根流线，进而确定流线法推力修正的控制体，通过仿真提取控制体预进气流管的流线型面特征曲线和静压分布曲线，而后对其进行积分计算，最后得到推力修正后的发动机真实推力。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法，包括如下步骤：
步骤一、利用速度差极值法获得组成控制体的一根流线，进而得到流线法推力修正的控制体；
1、获取发动机唇口后侧竖直方向上每点的速度：
通过仿真得到任一次发动机试车的整体流场状况；在唇口卷边后侧的进气道平直段起点所在侧竖直方向划分位置提取速度点，得到一个速度数组[y1,y2,……yn]，如图3所示。
2、对步骤一1中得到的速度数组中相邻点求差，得到一组速度差值[y’1,y’2,……y’n-1]，进而得到速度差值极值所对应位置，则经过该位置的流线为控制体的一根流线S。将流线S沿着发动机轴线旋转360°构成的体即为本次推力修正中划分的控制体，如图4所示。
步骤二、Fpre-entry+Fbell修正项计算；
1、从步骤一得到的控制体中提取流线的位置信息以及静压信息；
通过流场后处理提取控制体上流线的位置信息以及静压信息。
2、通过控制体上的流线模型，得到控制体的表面积；
以发动机的轴线为x轴，方向由0截面指向9截面，试车间垂直方向为y轴，方向竖直向上，远前方0截面的中心为坐标原点，控制体上的流线模型为：
y(x)＝aebx+c (1)
其中，y(x)是随着x变化而变化的位置坐标；
e为自然对数的底数；
a,b,c为系数，从模拟仿真结果中得到。
则，控制体表面积Aflow为：
Aflow＝∫2π|y(x)|dx (2)
3、通过控制体静压模型，得到静压差；
控制体静压模型为：
P(x)＝menx+r (3)
其中，P(x)是随着x变化而变化的静压值；
m,n,r为系数，从模拟仿真结果中得到。
ΔP(x)＝P(x)-P0 (4)
其中，ΔP(x)为预进气流管上每点静压与0截面静压的差；
P0为0截面的静压均值。
4、计算得到积分项结果；
Fpre-entry+Fbell＝∫(p-p0)δAflow＝∫2πΔP(x)|y(x)|y′(x)dx (5)
其中y′(x)为y(x)关于x的导数。
按照积分的基本定义进行离散和累加：
Figure BDA0003041336820000031
步骤三、通过步骤二得到的Fpre-entry+Fbell修正项计算结果，得到修正后的真实推力Fg；
Fg＝FM+w0·v0-Fpre-entry-Fbell+Fcradle+Fbase (7)
其中，FM为试车台推力测量系统测得的推力；
w0·v0为进气冲量阻力，通过测量得到w0和v0的值然后再计算；
Figure BDA0003041336820000032
为支架阻力，其中ρ是旁路气流的气流密度，Cdi是单个部件的阻力系数，Ai是单个部件的阻塞面积，Vi是流经阻塞面积上的气流速度；
Fbase＝∫(p-p0)δAeng为底部阻力，其中Aeng是发动机的环形外表面积在进气方向上的投影面积。Fbase可以简化采用Fbase＝(P9-P0)(A8-A9)进行计算，P9为尾部收缩部分静压值。
有益效果
1.本发明的基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法，对控制体的选取采用的速度差极值法，控制体简单，且不需要考虑旁路气流，减小了气流不均匀对计算产生的影响。
2.本发明的基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法，解决了流线法积分项的计算问题。
3.本发明的基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法，本发明控制面清晰，受力情况更容易分析。
附图说明
图1基于截面的控制体划分示意图；
图2基于流线的控制体划分示意图；
图3速度提取位置示意图；
图4控制体选取示意图；
图5发动机唇口后侧竖直方向速度差曲线图；
图6控制体实际位置图；
图7 TECPLOT后处理软件提取数据界面图。
具体实施方式
下面结合附图与实施例对本发明做进一步说明。
实施例1
以12m×12m试车台、进气流量为400kg/s的发动机、引射比为3.2的试车情况为例，利用fluent软件进行流场仿真，并对数据处理及分析过程进行说明。
步骤一、利用速度差极值法获得组成控制体的一根流线，进而得到流线法推力修正的控制体；
1、获取发动机唇口后侧竖直方向上每点的速度：
通过仿真得到任一次发动机试车的整体流场状况；在唇口卷边后侧的进气道平直段起点所在侧竖直方向划分位置提取速度点，得到一个速度数组[y1,y2,……yn]，如表1所示。
表1提取速度数据表
Figure BDA0003041336820000041
剔除进气道内侧的点后进行速度差值计算。
2、对步骤一1中得到的速度数组中相邻点求差，得到一组速度差值[y’1,y’2,……y’n-1]。
表2速度差数据表
Figure BDA0003041336820000051
绘制速度差曲线图，如图5所示。通过上表2和图5得到速度差值极值所对应位置为：距轴线距离1.2m处。
则经过距轴线距离1.2m处的的流线为控制体的一根流线S。将流线S沿着发动机轴线旋转360°构成的体即为本次推力修正中划分的控制体，如图6所示。
步骤二、Fpre-entry+Fbell修正项计算；
1、从步骤一得到的控制体中提取流线的位置信息以及静压信息；
利用TECPLOT流场后处理软件将控制体上的流线的所在位置和静压数据，如图7所示。
2、通过控制体上的流线模型，得到控制体的表面积；
以发动机的轴线为x轴，方向由0截面指向9截面，试车间垂直方向为y轴，方向竖直向上，远前方0截面的中心为坐标原点，将上一步提取的流线S的所在位置信息导入至MATLAB，通过对提取的流线的位置信息导入中cftool工具箱进行拟合。得到控制体上的流线模型为：
y(x)＝-0.01448e0.7725x+3.084
其中，y(x)是随着x变化而变化的位置坐标；
e为自然对数的底数。
则，控制体表面积Aflow为：
Aflow＝∫2π|y(x)|dx
3、通过控制体静压模型，得到静压差；
对提取的流线上静压数据导入cftool中进行拟合，发现其变化规律与预进气流管的半径相关，经过拟合得到该仿真状态下控制体的静压模型。随即根据提取的0截面平均静压计算ΔP(x)。
静压压差表达式为：
ΔP(x)＝-321.9e0.009162x+321.5
其中，ΔP(x)为预进气流管上每点静压与0截面静压的差。
4、计算得到积分项结果；
Fpre-entry+Fbell＝∫(p-p0)δAflow＝∫2πΔP(x)|y(x)|y′(x)dx
其中y′(x)为y(x)关于x的导数。
利用MATLAB进行积分离散计算得到：
Figure BDA0003041336820000061
步骤三、通过步骤二得到的Fpre-entry+Fbell修正项计算结果，得到修正后的真实推力Fg；
Fg＝FM+w0·v0-Fpre-entry-Fbell+Fcradle+Fbase
其中，FM为试车台推力测量系统测得的推力；
w0·v0为进气冲量阻力，通过测量得到w0和v0的值然后再计算；
Figure BDA0003041336820000062
为支架阻力，其中ρ是旁路气流的气流密度，Cdi是单个部件的阻力系数，Ai是单个部件的阻塞面积，Vi是流经阻塞面积上的气流速度；
Fbase＝∫(p-p0)δAeng为底部阻力，其中Aeng是发动机的环形外表面积在进气方向上的投影面积。Fbase可以简化采用Fbase＝(P9-P0)(A8-A9)进行计算，P9为尾部收缩部分静压值。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法，其特征包括如下步骤：
步骤一、利用速度差极值法获得组成控制体的一根流线，进而得到流线法推力修正的控制体；
1)、获取发动机唇口后侧竖直方向上每点的速度：
通过仿真得到任一次发动机试车的整体流场状况；在唇口卷边后侧的进气道平直段起点所在侧竖直方向划分位置提取速度点，得到一个速度数组[v1,v2,……vk]；
2)、对步骤一1)中得到的速度数组中相邻点求差，得到一组速度差值[v’1,v’2,……v’k-1]，进而得到速度差值极值所对应位置，则经过该位置的流线为控制体的一根流线S；将流线S沿着发动机轴线旋转360°构成的体即为本次推力修正中划分的控制体；
步骤二、Fpre-entry+Fbell修正项计算；
1)、从步骤一得到的控制体中提取流线的位置信息以及静压信息；
通过流场后处理提取控制体上流线的位置信息以及静压信息；
2)、通过控制体上的流线模型，得到控制体的表面积；
以发动机的轴线为x轴，方向由0截面指向9截面，试车间垂直方向为y轴，方向竖直向上，远前方0截面的中心为坐标原点，控制体上的流线模型为：
y(x)＝aebx+c (1)
其中，y(x)是随着x变化而变化的位置坐标；
e为自然对数的底数；
a,b,c为系数，从模拟仿真结果中得到；
则，控制体表面积Aflow为：
Aflow＝∫2π|y(x)|dx (2)
3)、通过控制体静压模型，得到静压差；
控制体静压模型为：
P(x)＝menx+r (3)
其中，P(x)是随着x变化而变化的静压值；
m,n,r为系数，从模拟仿真结果中得到；
ΔP(x)＝P(x)-P0 (4)
其中，ΔP(x)为预进气流管上每点静压与0截面静压的差；
P0为0截面的静压均值；
4)、计算得到积分项结果；
Fpre-entry+Fbell＝∫(P(x)-P0)dAflow＝∫2πΔP(x)|y(x)|y′(x)dx (5)
其中y′(x)为y(x)关于x的导数；
按照积分的基本定义进行离散和累加：
Figure FDA0003708229570000021
步骤三、通过步骤二得到的Fpre-entry+Fbell修正项计算结果，得到修正后的真实推力Fg；
Fg＝FM+w0·v0-Fpre-entry-Fbell+Fcradle+Fbase (7)
其中，FM为试车台推力测量系统测得的推力；
w0·v0为进气冲量阻力，通过测量得到w0和v0的值然后再计算；
Figure FDA0003708229570000022
为支架阻力，其中ρ是旁路气流的气流密度，Cdi是单个部件的阻力系数，Ai是单个部件的阻塞面积，Vi是流经阻塞面积上的气流速度；
Fbase＝∫(P(x)-P0)dAeng为底部阻力，其中Aeng是发动机的环形外表面积在进气方向上的投影面积；Fbase可以简化采用Fbase＝(P9-P0)(A8-A9)进行计算，P9为尾部收缩部分静压值。
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