CN113323732B - 一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法 - Google Patents

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Abstract

本申请属于发动机试验技术领域，特别涉及一种一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法。通过气源控制装置驱动空气涡轮起动机转动，由所述空气涡轮起动机驱动发动机起动，所述功率传动轴上设置有扭矩测量装置；标定发动机起动过程的气源条件，并利用已标定的气源条件，进行发动机点火起动试验；在发动机起动成功至起动完成时间段内，获取功率传动轴的的剩余扭矩，以及获取对应的若干时间节点的发动机转速；确定发动机带转起动过程中涡轮功。本申请通过对发动机起动过程多个时间节点的阻力矩的测量，能够更精准的获取发动机起动过程试验数据，试验操作简单便于实现，能够获得真实的动机带转起动过程中涡轮功测量结果。

Description

一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法
技术领域
本申请属于发动机试验技术领域，特别涉及一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法。
背景技术
航空发动机的起动过程是发动机进入到工作状态的一个复杂的过渡过程，起动过程涉及到发动机结构参数、发动机供油系统、起动控制规律、燃油雾化与燃烧、起动机的带转功率、发动机部件的不稳定气动热力过程，对于军用作战飞机来说，快速、可靠、高效的起动对航空发动机的研制至关重要，而发动机带转起动过程中的涡轮功率大小，对于发动机起动供油特性、起动控制规律设计以及起动机与发动机起动功率的最佳匹配均有非常重要的影响，而发动机本身起动系统作为发动机鉴定的重要环节，在GJB 241A-2010、GJB2187A-2015、HB 6630-92中都由详细的规定。
传统发动机设计过程中由于发动机涡轮功与带转发动机转子部件克服摩擦力、气动阻力等所需的功率无法拆分，导致无法准确的获得涡轮功的数值大小，主要会存在以下几个方面的问题：
1、传统的发动机带转过程中的涡轮功计算均是采用间接计算的方式获得的涡轮功率。但发动机气动热力参数通常都是在台架上直接测量，而测量参数一般由于传感器测量精度以及总体布置的限制，无法获得该截面的平均热力参数，仅仅是传感器所布置某一点的特性参数，且间接计算获得涡轮功而非直接试验获得，因此计算结果与实际使用过程中存在较大的偏差；
2、传统航空发动机起动过程均是有燃气涡轮起动机进行带转起动，发动机的带转能力由燃气涡轮起动机的输出功率决定，由于燃气涡轮起动机的带转能力限制，因此在发动机冷态(不点火)情况下仅能带转到较低转速，一般不超过n2发动机＝25％左右，无法带转至起动机脱开转速n2发动机＝50％以上，造成n2发动机＝25％—50％以上发动机涡轮功的参数无法获得；
3、发动机的涡轮功大小是决定发动机起动过程加速性能的关键指标参数，同时也会决定发动机转子部件特性参数的设计和匹配，因此快速精确的测量和标定涡轮功数值大小对于发动机起动系统设计至关重要；
4、起动机设计过程中与发动机涡轮功的数值、发动机转子部件起动过程中的消耗功率、发动机起动负载功率等对起动机最佳功率匹配点设计起到决定作用，在起动机最佳功率状态希望以较大的剩余功率完成发动机起动，否则容易出现超温、热悬挂、失速等问题造成发动机起动失效。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法，主要包括：
步骤S1、通过气源控制装置驱动涡轮起动机转动，由所述涡轮起动机驱动附件传动装置的齿轮轴旋转，并通过功率传动轴连接发动机传动装置，从而带动发动机传动装置启动，所述功率传动轴上设置有扭矩测量装置；
步骤S2、标定记录发动机起动过程的气源条件，分别记环境压力为 p0，气源流量为Wa空气、总压为pt空气、总温为Tt空气，空气管路系统(含控制阀)效率为η空气，空气涡轮起动机效率ηATS，空气涡轮起动机入口总压为ptst，传动系统效率为η传动，并利用已标定的气源条件，发动机点火带转起动试验；
步骤S3、在发动机点火试验环节，获取空气涡轮起动机带转发动机起动的总的剩余扭矩为M总及对应发动机转速n2发动机；
步骤S4、确定发动机点火带转起动状态下的涡轮功率： PT＝P总-Pst+Pc/ηm；
其中Pc/ηm为发动机摩擦力和风阻实际功率，剩余功率 P总＝M总·2π·n2发动机/60，
空气涡轮起动机输出功率
Figure GDA0003773598630000021
πC＝ptst/p0，Cp为常数，ηst为发动机点火试验下的空气涡轮起动机效率。
优选的是，步骤S2中，进行发动机点火试验之前，先进行发动机冷运转试验。
优选的是，步骤S4中，发动机摩擦力和风阻实际功率Pc/ηm由发动机不点火试验获得。
优选的是，所述发动机不点火试验，提高供气气源流量Wa空气至Wa空气2空气涡轮起动机能够带转发动机至脱开转速n2脱开为止，空气管路系统效率为η空气2，传动系统效率为η传动2获取空气涡轮起动机带转发动机起动的总的剩余扭矩为M总2，确定发动机点火带转起动状态下的涡轮功率 PT＝P总-Pst+Pc/ηm，其中，
Figure GDA0003773598630000031
其中，n2发动机 为发动机不点火试验下的发动机转速，ηst2为发动机不点火试验下的空气涡轮起动机效率。
优选的是，所述Pc/ηm值为同一设备多次试验结果的加权平均值。
优选的是，步骤S4中，计算N个PT值，拟合发动机启动阻力矩与发动机转速函数关系图。
优选的是，在拟合发动机启动阻力矩与发动机转速函数关系图之前，去除PT值中的野值点。
优选的是，步骤S4中，N取值为80～120。
本申请提供一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法，能够直接获得在发动机在带转过程中涡轮的输出功率，进而能够为起动机的功率匹配设计提供设计依据，同时，采用直接测量的方法相比较传统的间接计算方式其结果精度较高，且能够利用现有的试验环境进行测量，在飞机起动系统方案论证阶段能够提供快速、可靠的设计依据。
附图说明
图1是本申请航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法的流程图。
图2是传统条件下的航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量试验示意图。
图3是本申请航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量试验环境示意图。
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。
本发明提出了一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法，如图1所示，主要包括：
步骤S1、通过气源控制装置驱动涡轮起动机转动，由所述涡轮起动机驱动附件传动装置的齿轮轴旋转，并通过功率传动轴连接发动机传动装置，从而带动发动机传动装置启动，所述功率传动轴上设置有扭矩测量装置；
步骤S2、标定记录发动机起动过程的气源条件，分别记环境压力为 p0，气源流量为Wa空气、总压为pt空气、总温为Tt空气，空气管路系统(含控制阀)效率为η空气，空气涡轮起动机效率ηATS，空气涡轮起动机入口总压为ptst，传动系统效率为η传动，并利用已标定的气源条件，发动机点火带转起动试验；
步骤S3、在发动机点火试验环节，获取空气涡轮起动机带转发动机起动的总的剩余扭矩为M总及对应发动机转速n2发动机；
步骤S4、确定发动机点火带转起动状态下的涡轮功率 PT＝P总-Pst+Pc/ηm；
其中Pc/ηm为发动机摩擦力和风阻实际功率，剩余功率
Figure GDA0003773598630000041
空气涡轮起动机输出功率
Figure GDA0003773598630000042
πC＝ptst/p0，Cp为常数。
在一些可实施方式中，步骤S2中，进行发动机点火试验之前，先进行发动机冷运转试验。
在一些可实施方式中，步骤S4中，发动机摩擦力和风阻实际功率Pc/ηm由发动机不点火试验获得。
在一些可实施方式中，所述发动机不点火试验，提高供气气源流量 Wa空气至Wa空气2空气涡轮起动机能够带转发动机至脱开转速n2脱开为止，空气管路系统效率为η空气2，传动系统效率为η传动2获取空气涡轮起动机带转发动机起动的总的剩余扭矩为M总2，确定发动机点火带转起动状态下的涡轮功率PT＝P总-Pst+Pc/ηm，其中，
Figure GDA0003773598630000051
在一些可实施方式中，所述Pc/ηm值为同一设备多次试验的加权平均值
在一些可实施方式中，步骤S4中，计算N个PT值，拟合发动机启动阻力矩与发动机转速函数关系图。
在一些可实施方式中，在拟合发动机启动阻力矩与发动机转速函数关系图之前，去除PT值中的野值点。
在一些可实施方式中，步骤S4中，N取值为80～120。
以下详细说明本申请的试验方法。
第一步：试验前的准备及试验基准参数的标定。
依次将引气系统、引气控制阀、流量计量装置、空气管路、起动控制阀、空气涡轮起动机及被试的发动机等试验设备固定在试验台架上，将通讯电缆、导线、供油油管等与试验设备连接。试验环境的大气环境参数应调整至同一环境参数，保证对环境影响敏感的试验设备均能够在相同的条件下进行试验。对气源的流量、温度、压力等参数进行准确标定，同时空气涡轮起动机、空气管路及控制阀以及扭矩测量装置等特性进行参数标定，保证试验用的试验装置、测试设备等状态一致，在同一基准条件下进行，分别记环境压力为p0，气源流量为Wa空气、总压为pt空气、总温为Tt空气，空气管路系统(含控制阀)效率为η空气，空气涡轮起动机效率ηATS，空气涡轮起动机入口总压为ptst，传动系统效率为η传动；
第二步：开展发动机冷运转试验。
利用已标定的气源条件以及试验设备，首先进行发动机的冷运转。按照发动机冷运转程序，进行发动机冷运转操作。当发动机冷运转完成后，紧接着开始发动机地面起动试验。利用数据测试系统给定空气管路控制阀的控制计划，按照发动机起动过程进行控制阀开启速率的调节，空气涡轮起动机将空气的气压功率转换为机械轴功率输出，由齿轮轴带动附件传动装置中的齿轮轴旋转，通过功率传动轴将轴功率传递至发动机传动装置，传动装置通过齿轮轴带动发动机转子部件旋转，发动机进入起动状态，此时由安装在功率传递轴上的扭矩测量装置得到发动机起动过程中不同转速下的总的剩余扭矩值M总，按照发动机的起动控制计划和时序进行起动，直至空气涡轮起动机在n2脱开时脱开为止，恢复至起动前初始状态，获得发动机点火带转条件下的起动特性；
第三步：发动机点火带转起动试验数据处理。
在发动机点火带转起动测试环节，通过安装在功率传递轴上的扭矩测量装置获得空气涡轮起动机带转发动机起动的总的剩余扭矩为：
M总＝Mst+MT-Mc/ηm，其中，Mst为空气涡轮起动机输出扭矩，MT为发动机点火后涡轮的带转扭矩，Mc为发动机摩擦力、气动阻力阻力矩。由P＝M·ω，ω＝2π·n/60可以得到P＝M·2π·n/60，其中，M为扭矩，P为功率，ω为角速度，n为转速。
于是MT＝M总-Mst+Mc/ηm可以得到，PT＝P总-Pst+Pc/ηm，PT为发动机点火带转起动状态下的涡轮功率，即需要求解的参数；
由功率传递公式可以得到，
Figure GDA0003773598630000061
其中，πC＝ptst/p0，Cp为常数，Pst为空气涡轮起动机输出功率。
通过数据采集系统获得发动机转速n2发动机，即可获得不同转速条件下 P总和Pst，进而得到PT-Pc/ηm＝P总-Pst。
第四步：发动机不点火带转试验。
此时，提高供气气源流量Wa空气至Wa空气2，同时，通过部件特性可以查得空气管路系统(含控制阀)效率为η空气2，空气涡轮起动机效率ηst2，保证空气涡轮起动机能够带转发动机至脱开转速n2脱开为止，恢复至起动前初始状态，获得发动机在不点火带转条件下的起动特性；
第五步：发动机不点火带转条件下试验数据处理。
在发动机不点火带转起动测试环节，通过安装在功率传递轴上的扭矩测量装置获得空气涡轮起动机带转发动机在不点火条件下的总的剩余扭矩为：
M总2＝Mst2-Mc/ηm，可以得到P总2＝M总2·n2发动机/9.549，根据不同发动机转速n2发动机，即可以获得不同发动机转速n2发动机对应的P总2。同时，由功率传递公式：
Figure GDA0003773598630000071
可以获得Pst2。则可以得到不同发动机转速n2发动机对应的Pc/ηm。
将得到的Pc/ηm带入至PT-Pc/ηm＝P总-Pst，即可获得不同发动机转速n2发动机所需的PT。重复上述步骤计算得到100个PT值，去掉所得值中不符合实际的野值点，将剩下的值进行拟合曲线，可以获得更逼近真实数据的结果。
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 (8)

1.一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法，其特征在于，包括：
步骤S1、通过气源控制装置驱动涡轮起动机转动，由所述涡轮起动机驱动附件传动装置的齿轮轴旋转，并通过功率传动轴连接发动机传动装置，从而带动发动机传动装置启动，所述功率传动轴上设置有扭矩测量装置；
步骤S2、标定记录发动机起动过程的气源条件，分别记环境压力为p0，气源流量为Wa空气、总压为pt空气、总温为Tt空气，含控制阀的空气管路系统效率为η空气，空气涡轮起动机效率ηATS，空气涡轮起动机入口总压为ptst，传动系统效率为η传动，并利用已标定的气源条件，发动机点火带转起动试验；
步骤S3、在发动机点火试验环节，获取空气涡轮起动机带转发动机起动的总的剩余扭矩为M总及对应发动机转速n2发动机；
步骤S4、确定发动机点火带转起动状态下的涡轮功率：
PT＝P总-Pst+Pc/ηm
其中，Pc/ηm为发动机摩擦力和风阻实际功率，剩余功率：
P总＝M总·2π·n2发动机/60，
空气涡轮起动机输出功率：
Figure FDA0003773598620000011
其中，πC＝ptst/p0，Cp为常数，ηst为发动机点火试验下的空气涡轮起动机效率。
2.如权利要求1所述的航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法，其特征在于，步骤S2中，进行发动机点火试验之前，先进行发动机冷运转试验。
3.如权利要求1所述的航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法，其特征在于，步骤S4中，发动机摩擦力和风阻实际功率Pc/ηm由发动机不点火试验获得。
4.如权利要求3所述的航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法，其特征在于，所述发动机不点火试验包括，提高供气气源流量Wa空气至Wa空气2空气涡轮起动机能够带转发动机至脱开转速n2脱开为止，空气管路系统效率为η空气2，传动系统效率为η传动2，获取空气涡轮起动机带转发动机起动的总的剩余扭矩为M总2，确定发动机点火带转起动状态下的涡轮功率PT＝P总-Pst+Pc/ηm，其中，
Figure FDA0003773598620000021
其中，n2发动机 为发动机不点火试验下的发动机转速，ηst2为发动机不点火试验下的空气涡轮起动机效率。
5.如权利要求4所述的一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法，其特征在于，所述Pc/ηm值为同一设备多次试验结果的加权平均值。
6.如权利要求1所述的一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法，其特征在于，步骤S4中，计算N个PT值，拟合发动机启动阻力矩与发动机转速函数关系图。
7.如权利要求6所述的一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法，其特征在于，在拟合发动机启动阻力矩与发动机转速函数关系图之前，去除PT值中的野值点。
8.如权利要求7所述的一种航空发动机带转起动过程中涡轮功的测量方法，其特征在于，步骤S4中，N取值为80～120。
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