CN113449475A - 一种燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法。包括：步骤一、获取在各个不同低压换算转速下，飞机进气道总压损失与发动机进口综合压力畸变指数的第一对应关系；步骤二、根据发动机进口总压以及远前方总压，计算出飞机进气道总压损失；步骤三、根据实际状态的低压换算转速以及飞机进气道总压损失，从所述第一对应关系中插值出发动机进口综合压力畸变指数。本申请基于畸变条件下发动机进口静压测量值周向偏差小物理现象，根据飞机进气道总压损失与进口总压畸变强度的对应关系，从而准确预测发动机进口总压畸变强度，实现对压缩部件的稳定裕度进行实时控制，保证发动机工作安全，提升飞机的作战效能。

Description

一种燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法

技术领域

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法。

背景技术

燃气涡轮发动机工作时，燃料在主燃烧室部件内燃烧，将蕴含的化学能转化为热能，通过叶轮机械(或喷管)转化为机械能(或动能)。为保证燃油在主燃烧室内可靠、有效地燃烧，需要将空气介质进行加温、加压，发动机压缩部件(低压压气机、高压压气机等)必须稳定可靠工作。当飞行器大迎角机动飞行时，发动机进口产生压力畸变，随着进口畸变强度增大，压缩部件的稳定工作边界降低量增加，当实际工作点高于稳定工作边界点时，压缩部件发生喘振，能量转化过程被打断，发动机无法正常工作。

目前还没有能够预测发动机进口压力畸变强度的方法，无法对压缩部件的稳定裕度进行实时控制，会影响发动机性能发挥、工作安全。以配装军用战斗机的发动机为例，无法预测发动机进口压力畸变强度则：1)无法对压缩部件稳定工作边界下移量进行判断，不能对主机加速燃油流量进行调整，可能会发生失速、喘振等问题；2)发动机执行消喘处置逻辑后，发动机推力在短时间内下降，如果产生机械损伤，发动机推力将全部丧失，不利于飞机作战效能的发挥，不利于发动机工作安全性保证；3)增加飞行员的工作负荷，影响飞行员的精力，不利于作战任务实现。

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燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法，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：

一种燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法，包括：

步骤一、获取在各个不同低压换算转速下

飞机进气道总压损失SIG_inlet与发动机进口综合压力畸变指数W的第一对应关系；

步骤二、根据发动机进口总压P_t2以及远前方总压P_t0，计算出飞机进气道总压损失SIG_inlet；

步骤三、根据实际状态的低压换算转速

以及飞机进气道总压损失SIG_inlet，从所述第一对应关系中插值出发动机进口综合压力畸变指数W。

在本申请的至少一个实施例中，所述第一对应关系根据发动机进气畸变试验或飞发联合进气畸变试验得到。

在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，所述根据发动机进口总压P_t2以及远前方总压P_t0，计算出飞机进气道总压损失SIG_inlet，包括：

S201、获取发动机进口换算流量W_A2R与发动机进口总静压比P_t2/P₂的第一关系曲线；

S202、获取实际状态的发动机进口换算流量W_A2R以及发动机进口静压P₂，并根据所述第一关系曲线计算得到发动机进口总压P_t2；

S203、根据飞机环境压力P₀、马赫数信号M计算得到远前方总压P_t0；

S204、根据发动机进口总压P_t2以及远前方总压P_t0，计算出飞机进气道总压损失SIG_inlet：

SIG_inlet＝P_t2/P_t0。

在本申请的至少一个实施例中，S202中，所述获取实际状态的发动机进口换算流量W_A2R，包括：

获取低压换算转速

与发动机进口换算流量基础值W_A2RJC的第二对应关系；

获取实际状态的发动机进口换算流量基础值W_A2RJC，根据转子间隙、可调导叶角度以及雷诺数的影响，对发动机进口换算流量基础值W_A2RJC进行修正，得到修正后的发动机进口换算流量W_A2R：

W_A2R＝W_A2RJC+DETAWAR_CL1+DETAWAR_ALFA1+DETAWAR_REU

其中，DETAWAR_CL1为转子间隙流量修正值，DETAWAR_ALFA1为可调导叶角度流量修正值，DETAWAR_REU为雷诺数流量修正值。

在本申请的至少一个实施例中，S203中，所述根据飞机环境压力P₀、马赫数信号M计算得到远前方总压P_t0，包括：

P_t0＝P₀*(1+(k-1)*M²/2)^(k-1)/k

其中，k为比热比。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法，基于低压换算转速、飞机进气道总压损失与发动机进口综合压力畸变指数关系，插值得到发动机进口综合压力畸变指数，能够有效预测发动机进口畸变强度，有效提升飞机作战效能、发动机工作安全性。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法流程图；

图2是本申请一个实施方式的发动机进口换算流量与发动机进口总静压比的第一关系曲线。

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至图2对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法，包括以下步骤：

S100、获取在各个不同低压换算转速下

飞机进气道总压损失SIG_inlet与发动机进口综合压力畸变指数W的第一对应关系；

S200、根据发动机进口总压P_t2以及远前方总压P_t0，计算出飞机进气道总压损失SIG_inlet；

S300、根据实际状态的低压换算转速

以及飞机进气道总压损失SIG_inlet，从第一对应关系中插值出发动机进口综合压力畸变指数W。

本申请的燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法，S100中，根据发动机进气畸变试验或飞发联合进气畸变试验，获得各个不同低压换算转速下，SIG_inlet与发动机进口综合压力畸变指数W的第一对应关系，具体形式参见表1。

表1

本申请的燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法，S200中，根据发动机进口总压P_t2以及远前方总压P_t0，计算出飞机进气道总压损失SIG_inlet，包括：

S201、获取发动机进口换算流量W_A2R与发动机进口总静压比P_t2/P₂的第一关系曲线；

根据理论计算或试验方法，可以获得发动机进口换算流量W_A2R与发动机进口总静压比P_t2/P₂的对应关系，并拟合出关系曲线，具体参见表2和图2。

表2

W<sub>A2R</sub>(kg/s)

…

40

50

60

70

80

90

…

P<sub>t2</sub>/P<sub>2</sub>

xx

xx

xx

xx

xx

xx

xx

xx

S202、获取实际状态的发动机进口换算流量W_A2R以及发动机进口静压P₂，并根据第一关系曲线计算得到发动机进口总压P_t2；

在本申请的优选实施例中，获取实际状态的发动机进口换算流量W_A2R，包括：

首先，获取低压换算转速

与发动机进口换算流量基础值W_A2RJC的第二对应关系；

低压压气机或风扇低压换算转速与低压压气机或风扇进口换算流量的对应关系可以通过理论计算或试验方法得到，具体参见表3。

表3

获取实际状态的发动机进口换算流量基础值W_A2RJC，根据转子间隙、可调导叶角度以及雷诺数的影响，对发动机进口换算流量基础值W_A2RJC进行修正，得到修正后的发动机进口换算流量W_A2R：

W_A2R＝W_A2RJC+DETAWAR_CL1+DETAWAR_ALFA1+DETAWAR_REU

其中，DETAWAR_CL1为转子间隙流量修正值，DETAWAR_ALFA1为可调导叶角度流量修正值，DETAWAR_REU为雷诺数流量修正值。

具体的，低压压气机或风扇的转子间隙、低压压气机或风扇可调导叶角度以及雷诺数的影响，可以根据表4～表6给出。

表4

表5

表6

S203、根据飞机环境压力P₀、马赫数信号M计算得到远前方总压P_t0，包括：

P_t0＝P₀*(1+(k-1)*M²/2)^(k-1)/k

其中，k为比热比，可由表7插值得到。

表7

T<sub>t2</sub>(K)

…

250

300

320

350

…

k

xx

xx

xx

xx

xx

xx

S204、根据发动机进口总压P_t2以及远前方总压P_t0，计算出飞机进气道总压损失SIG_inlet：

SIG_inlet＝P_t2/P_t0。

本申请的燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法，最后根据实际状态的低压换算转速

以及计算得到的飞机进气道总压损失SIG_inlet，从第一对应关系中插值出发动机进口综合压力畸变指数W。后续将发动机进口综合压力畸变指数W用于低压压气机或风扇和高压压气机稳定裕度主动控制，降低发动机发生喘振事件的概率。另外，还可以根据地面台和高空台畸变试验累积，视情对表1～表7参数进行修正和完善。

本申请的燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法，基于畸变条件下发动机进口静压测量值周向偏差小物理现象，根据飞机进气道总压损失与进口总压畸变强度的对应关系，从而准确预测发动机进口总压畸变强度，实现对压缩部件的稳定裕度进行实时控制，保证发动机工作安全，提升飞机的作战效能。

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 (5)

1.一种燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法，其特征在于，包括：

步骤一、获取在各个不同低压换算转速下

飞机进气道总压损失SIG_inlet与发动机进口综合压力畸变指数W的第一对应关系；

步骤二、根据发动机进口总压P_t2以及远前方总压P_t0，计算出飞机进气道总压损失SIG_inlet；

步骤三、根据实际状态的低压换算转速

以及飞机进气道总压损失SIG_inlet，从所述第一对应关系中插值出发动机进口综合压力畸变指数W。

2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法，其特征在于，所述第一对应关系根据发动机进气畸变试验或飞发联合进气畸变试验得到。

3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法，其特征在于，步骤二中，所述根据发动机进口总压P_t2以及远前方总压P_t0，计算出飞机进气道总压损失SIG_inlet，包括：

S201、获取发动机进口换算流量W_A2R与发动机进口总静压比P_t2/P₂的第一关系曲线；

S202、获取实际状态的发动机进口换算流量W_A2R以及发动机进口静压P₂，并根据所述第一关系曲线计算得到发动机进口总压P_t2；

S203、根据飞机环境压力P₀、马赫数信号M计算得到远前方总压P_t0；

S204、根据发动机进口总压P_t2以及远前方总压P_t0，计算出飞机进气道总压损失SIG_inlet：

SIG_inlet＝P_t2/P_t0。

4.根据权利要求3所述的燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法，其特征在于，S202中，所述获取实际状态的发动机进口换算流量W_A2R，包括：

获取低压换算转速

与发动机进口换算流量基础值W_A2RJC的第二对应关系；

获取实际状态的发动机进口换算流量基础值W_A2RJC，根据转子间隙、可调导叶角度以及雷诺数的影响，对发动机进口换算流量基础值W_A2RJC进行修正，得到修正后的发动机进口换算流量W_A2R：

W_A2R＝W_A2RJC+DETAWAR_CL1+DETAWAR_ALFA1+DETAWAR_REU

其中，DETAWAR_CL1为转子间隙流量修正值，DETAWAR_ALFA1为可调导叶角度流量修正值，DETAWAR_REU为雷诺数流量修正值。

5.根据权利要求4所述的燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法，其特征在于，S203中，所述根据飞机环境压力P₀、马赫数信号M计算得到远前方总压P_t0，包括：

P_t0＝P₀*(1+(k-1)*M²/2)^(k-1)/k

其中，k为比热比。

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