CN113723019B - 一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法，能够将地面条件下，发动机地面静止试验中获得发动机推力、耗油率性能参数有效换算至飞行条件下发动机的性能参数，实现发动机性能参数的天地一致性折算，降低试验成本。在地面条件下进行试验，测量得到地面条件下的发动机有效推力、进口截面速度、出口截面速度、空气流量和燃油流量；将该机进口截面速度和空气流量换算到飞行条件下，得到飞行条件下的发动机进口截面速度、出口截面速度和空气流量；通过发动机推力的理论公式，折算出飞行条件下的发动机有效推力；通过试验，校正喷管横截面积的值；通过温度压力公式折算出飞行条件下的燃油流量，得到飞行条件下的耗油率性能参数。

Description

一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法

技术领域

本发明涉及涡轮风扇发动机试验技术领域，具体涉及一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法。

背景技术

涡轮发动机结构复杂，零部件差异较大，每台发动机完成装配后交付用户前均需要进行验收试车试验，用以检查发动机各零部件及整机装配质量，获取发动机热试车数据，评估和检查各台发动机性能是否满足交付要求。由于试验资源限制，同时为降低发动机试验成本，发动机在地面静止试验台开展交付验收试验，地面静止试验中因不能模拟进气的压力和温度条件，与发动机设计点提出的交付验收指标条件不一致，需进行发动机地面试验条件下的获得的推力和耗油率指标向发动机设计点条件下的转化折算。

涡扇发动机的技术和结构复杂，工作环境恶劣，部件承受高温、高压、高转速、高振等条件，对推重比极度追求，产品的设计余度较小，但工作可靠度要求较高，因此发动机出厂前的检验试验验证成为检验产品质量的重要而不可缺少环节之一。为对交付发动机进行综合有效的检验，按照发动机设计点规定条件，应在高空试验台模拟H＝0km、Ma＝0.7、ISA、σ＝0.93典型飞行条件下开展发动机交付验收考核。但由于高空台试验耗气量较大，试验成本较高，发动机试验周期较难保证，发动机生产成本较高。因此针对低成本发动机试验技术研究需求，提出了采用地面静止试验进行发动机验收试验的考核方案。

由于模拟条件不同，地面静止试验和地面联管试验中获得的发动机性能参数所对应的环境条件不同，发动机工作状态不存在对比性。无法对发动机性能参数给予有效的评定，对于发动机天地性能参数的一致性分析带来影响。

因此，目前亟需一种可以将地面静止试验中的发动机推力和耗油率性能参数换算到飞行条件下，实现发动机性能参数的天地一致性折算。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法，能够将地面静止试验中的发动机推力和耗油率性能参数换算到飞行条件下，实现发动机性能参数的天地一致性折算。

为实现上述目的，本发明的技术方案为：

一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法，步骤包括：

步骤一、在地面条件下，针对发动机进行地面静止试验，测量得到地面条件下的发动机有效推力F_nMa＝0、地面条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0、地面条件下的发动机出口截面速度v_0Mas＝0、地面条件下的发动机空气流量q_maMas＝0和地面条件下的发动机燃油流量Q_mfMa＝0。

步骤二、将地面条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0和发动机空气流量q_maMas＝0换算到飞行条件下，得到飞行条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0.7、飞行条件下的发动机出口截面速度v_0Mas＝0.7和飞行条件下的发动机空气流量q_maMas＝0.7。

通过发动机推力的理论公式，折算出飞行条件下的发动机有效推力F_nMa＝0.7。

步骤三、通过试验，校正喷管横截面积A₉的值。

步骤四、通过温度压力公式折算出飞行条件下的燃油流量Q_mfMa＝0.7，根据耗油率性能参数定义，得到飞行条件下的耗油率性能参数sfc_Ma＝0.7。

进一步的，将地面条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0和发动机空气流量q_maMas＝0换算到飞行条件下，具体换算方法为：

v_9Mas＝0.7q_maMas＝0.7＝δv_9Mas＝0q_maMas＝0。

进一步的，地面条件为：H＝0km，Ma＝0，ISA，σ＝1，其中H为海拔高度，Ma为模拟马赫数，ISA是标准大气条件，σ是发动机进气道总压恢复系数。

进一步的，飞行条件为：H＝0km、Ma＝0.7、ISA、σ＝0.93。

进一步的，温度压力公式为：

Q_mfMa＝0.7＝φδQ_mfMa＝0

其中，φ为飞行条件下的进气总量与地面条件下的进气总量之比，δ为飞行条件下的进气总压与地面条件下的进气总压之比，Q_mfMa＝0为地面条件下的发动机燃油流量。

进一步的，发动机推力的理论公式为：

地面条件下，发动机推力为：

F_nMa＝0＝q_maMas＝0v_9Mas＝0+(p_9Mas＝0-p₀)A₉；

其中，p_9Mas＝0为地面条件下的发动机出口压力，p₀为大气压力；

飞行条件下，发动机推力为：

F_nMa＝0.7＝δF_nMa＝0+(δ-1)p₀A₉-q_maMas＝0.7v_9Mas＝0.7

其中，p_9Mas＝0.7为飞行条件下的发动机出口压力。

有益效果：本发明提出了一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法，在地面条件下进行地面静止试验，测量得到地面条件下的发动机有效推力F_nMa＝0、地面条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0、地面条件下的发动机出口截面速度v_0Mas＝0、地面条件下的发动机空气流量q_maMas＝0和地面条件下的发动机燃油流量Q_mfMa＝0；将地面条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0和发动机空气流量q_maMas＝0换算到飞行条件下，得到飞行条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0.7、飞行条件下的发动机出口截面速度v_0Mas＝0.7和飞行条件下的发动机空气流量q_maMas＝0.7；通过发动机推力的理论公式，折算出飞行条件下的发动机有效推力F_nMa＝0.7；通过试验，校正喷管横截面积A₉的值；通过温度压力公式折算出飞行条件下的燃油流量Q_mfMa＝0.7，根据耗油率性能参数定义，得到飞行条件下的耗油率性能参数sfc_Ma＝0.7。本发明方法能够将地面条件下，发动机地面静止试验中获得发动机推力、耗油率性能参数有效换算至飞行条件下发动机的性能参数，实现发动机性能参数的天地一致性折算，不必在地面上模拟飞行条件，使试验成本降低。

附图说明

图1为本专利方法流程图。

图2为本专利涉及的发动机结构图。

图3为本专利涉及的发动机的试验台推力测量原理图。

图4为本发明验证试验换算前后的参数关系图。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

如图1所示，本发明提供了一种地面试验点火装置系数转换方法，具体步骤如下：

步骤一、在地面条件下，针对发动机进行地面静止试验，测量得到地面条件下的发动机有效推力F_nMa＝0、地面条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0、地面条件下的发动机出口截面速度v_0Mas＝0、地面条件下的发动机空气流量q_maMas＝0和地面条件下的发动机燃油流量Q_mfMa＝0。

本发明实施例中，地面条件为：H＝0km，Ma＝0，ISA，σ＝1；飞行条件为：H＝0km、Ma＝0.7、ISA、σ＝0.93。其中，H为海拔高度，Ma为模拟马赫数，ISA是标准大气条件，σ是发动机进气道总压恢复系数。

步骤二、将地面条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0和发动机空气流量q_maMas＝0换算到飞行条件下，得到飞行条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0.7、飞行条件下的发动机出口截面速度v_0Mas＝0.7和飞行条件下的发动机空气流量q_maMas＝0.7。

本发明实施例中，具体到飞行条件下的方法为：

v_9Mas＝0.7q_maMas＝0.7＝δv_9Mas＝0q_maMas＝0。

通过发动机推力的理论公式，折算出飞行条件下的发动机有效推力F_nMa＝0.7。

地面条件下，发动机推力为：F_nMa＝0＝q_maMas＝0v_9Mas＝0+(p_9Mas＝0-p₀)A₉；

其中，p_9Mas＝0为地面条件下的发动机出口压力，p₀为大气压力。

飞行条件下，发动机推力为：

F_nMa＝0.7＝δF_nMa＝0+(δ-1)p₀A₉-q_maMas＝0.7v_9Mas＝0.7；

其中，p_9Mas＝0.7为飞行条件下的发动机出口压力。

步骤三、通过试验，校正喷管横截面积A₉的值。

步骤四、通过温度压力公式折算出飞行条件下的燃油流量Q_mfMa＝0.7，根据耗油率性能参数定义，得到飞行条件下的耗油率性能参数sfc_Ma＝0.7。

本发明实施例中，温度压力公式为：Q_mfMa＝0.7＝φδQ_mfMa＝0；

其中，φ为飞行条件下的进气总量与地面条件下的进气总量之比，δ为飞行条件下的进气总量与地面条件下的进气总量之比，Q_mfMa＝0为地面条件下的燃油流量。

如图2所示，本专利涉及的发动机为某型双轴涡扇混排无加力发动机，含风扇、轴流压气机、斜流压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、内外涵道尾喷管等部件。为了进行发动机控制系统的设计和试验验证工作，根据发动机各部件特性数据建立发动机模型，模型结构和截面定义，发动机安装有5个传感器监视、控制发动机工作情况，包括低压转子转速NL、高压转子转速NH、风扇后气流温度传感器Tt22、高压压气机后总压Pt3和高压涡轮后总温Tt5。

如图3所示，发动机试验台推力测量原理图以台架推力的控制体进行一维分析(把测量段和发动机作为一个整体来研究，选取发动机处于台架试车状态时的控制体，范围包括：测量段端截面T-T(与联管连接处采用迷宫密封)，C-C截面(取法同上)，测量段外表面T-01，发动机外表面01-8，发动机出口和C-C截面之间的气流流线围成的流面8-C。

先假设迷宫处和发动机体不漏气，以便于简化推导。发动机在台架上的推力直测值F_m实际上就是台架上试车时的有效推力。

按照发动机有效推力的定义：发动机提供的推进飞机向前运动的力，其大小等于流经发动机内、外的气流对发动机各部件表面反作用力的轴向合力，取发动机单独安装于短舱的安装形式，远前方为“0”截面，尾喷管出口为“9”截面。

如图4所示，为某台小型涡轮风扇发动机开展的验证试验，发动机在地面联管试验中分别模拟Ma＝0.6、0.65、0.7的进气条件，按照本专利技术方法将发动机推力折算至Ma＝0，并与发动机地面静止试验进行对比。由图可知通过本方法得到的发动机地面静止试验台推力性能参数和地面联管试验台试验推力性能参数关系与真实试验情况基本一致，该方法工程可用。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非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，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法，其特征在于，步骤包括：

步骤一、在地面条件下，针对发动机进行地面静止试验，测量得到地面条件下的发动机有效推力F_nMa＝0、地面条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0、地面条件下的发动机出口截面速度v_0Mas＝0、地面条件下的发动机空气流量q_maMas＝0和地面条件下的发动机燃油流量Q_mfMa＝0；

步骤二、将地面条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0和发动机空气流量q_maMas＝0换算到飞行条件下，得到飞行条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0.7、飞行条件下的发动机出口截面速度v_0Mas＝0.7和飞行条件下的发动机空气流量q_maMas＝0.7；

通过发动机推力的理论公式，折算出飞行条件下的发动机有效推力F_nMa＝0.7；

步骤三、通过试验，校正喷管横截面积A₉的值；

步骤四、通过温度压力公式折算出飞行条件下的燃油流量Q_mfMa＝0.7，根据耗油率性能参数定义，得到飞行条件下的耗油率性能参数sfc_Ma＝0.7；

所述将地面条件下的发动机进口截面速度v_9Mas＝0和发动机空气流量q_maMas＝0换算到飞行条件下，具体换算方法为：

v_9Mas＝0.7q_maMas＝0.7＝δv_9Mas＝0q_maMas＝0；

所述发动机推力的理论公式为：

地面条件下，发动机推力为：

F_nMa＝0＝q_maMas＝0v_9Mas＝0+(p_9Mas＝0-p₀)A₉；

其中，p_9Mas＝0为地面条件下的发动机出口压力，p₀为大气压力；

飞行条件下，发动机推力为：

F_nMa＝0.7＝δF_nMa＝0+(δ-1)p₀A₉-q_maMas＝0.7v_9Mas＝0.7

其中，p_9Mas＝0.7为飞行条件下的发动机出口压力。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述地面条件为：H＝0km，Ma＝0，ISA，σ＝1，其中H为海拔高度，Ma为模拟马赫数，ISA是标准大气条件，σ是发动机进气道总压恢复系数。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述飞行条件为：H＝0km、Ma＝0.7、ISA、σ＝0.93。

4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述温度压力公式为：

Q_mfMa＝0.7＝φδQ_mfMa＝0

其中，φ为飞行条件下的进气总量与地面条件下的进气总量之比，δ为飞行条件下的进气总压与地面条件下的进气总压之比，Q_mfMa＝0为地面条件下的发动机燃油流量。