CN113945384B - 核心机工作状态下部件实际特性的获取方法及装置 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种核心机工作状态下部件实际特性的获取方法及装置，获取方法包括：对核心机中的压气机和高压涡轮开展流量特性试验，得到压气机中间级引气管特性、高压涡轮导叶冷却气流路特性及高压涡轮导叶喉部流量特性；为核心机布置测点，并对测点处的温度或压力进行测量；对核心机某一工作状态下核心机中的压气机、燃烧室和高压涡轮的性能参数进行计算；设置不同的核心机入口总温、入口总压，配合油门杆角度、压气机导叶角度的变化及不同的固定面积喷管，获得核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的实际特性。本申请能够获得核心机工作状态下空气系统冷却气流量，进而得到核心机工作状态下压气机、燃烧室和涡轮实际性能参数。

Description

核心机工作状态下部件实际特性的获取方法及装置

技术领域

本申请属于航空发动机试验领域，具体涉及一种核心机工作状态下部件实际特性的获取方法及装置。

背景技术

压气机、燃烧室及高压涡轮等部件的试验主要是在常温、常压、均匀进气环境下开展的，由于核心机工作状态下的高温、高压及流场影响无法模拟，部件在常温、常压、均匀进气环境下的性能与核心机工作状态下的性能相比存在较大偏离，因此需要开展大量的核心机试验验证。

目前，核心机高压涡轮进口的平均温度达到2000K左右，现有的测试技术和测试方法无法对核心机状态下高压涡轮的入口总温、总压直接进行测量。受核心机复杂的引气管路、封严及冷却通道影响，空气系统引气量难以准确确定，目前常用的处理方式是对压气机中间级引气量、高压涡轮导叶冷却气量、高压转子冷却气量按照设计状态固定值给定，这与实际工作状态有偏离，无法得到核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮等部件的实际特性。

发明内容

为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种核心机工作状态下部件实际特性的获取方法及装置。

根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种核心机工作状态下部件实际特性的获取方法，其包括以下步骤：

对核心机中的压气机和高压涡轮开展流量特性试验，得到压气机中间级引气管特性、高压涡轮导叶冷却气流路特性及高压涡轮导叶喉部流量特性；

为核心机布置测点，并对测点处的温度或压力进行测量；

根据压气机中间级引气管特性、高压涡轮导叶冷却气流路特性及高压涡轮导叶喉部流量特性以及测量得到的温度或压力，对核心机某一工作状态下核心机中的压气机、燃烧室和高压涡轮的性能参数进行计算；

设置不同的核心机入口总温、入口总压，配合油门杆角度、压气机导叶角度的变化及不同的固定面积喷管，获得核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的实际特性。

上述核心机工作状态下部件实际特性的获取方法中，所述对核心机中的压气机和高压涡轮开展流量特性试验包括：开展压气机中间级引气管流量试验、高压涡轮导叶流函数试验以及高压涡轮导叶冷却气流量试验；

开展压气机中间级引气管流量试验时，测量引气管进口压力P_27i、出口压力P_27e以及引气管流量W₂₇，通过拟合获得引气管流量W₂₇与引气管进口压力P_27i、出口压力P_27e的关系：W₂₇＝f(P_27i,P_27e)；

开展高压涡轮导叶流函数试验时，测量高压涡轮导叶进口压力P_4i、出口的压力P_41e及流量W_41R-D，通过拟合获得高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R-D与高压涡轮导叶进、出口压力的关系：W_41R-D＝f(P_4i,P_41e)；

开展高压涡轮导叶冷却气流量试验时，测量高压涡轮导叶冷却槽道进口压力P_ti、出口压力P_41e及流量W_C1，通过拟合获得高压涡轮导叶冷却气流量W_C1与高压涡轮导叶冷却槽道进口压力P_ti、出口压力P_41e的关系：W_C1＝f(P_ti,P_41e)。

上述核心机工作状态下部件实际特性的获取方法中，所述为核心机布置测点，并对测点处的温度或压力进行测量包括：在核心机进气道布置总温测点，测得进气道总温T₁；在核心机进气道布置总压测点，测得进气道总压P₁；在核心机进气道壁面布置静压测点，测得进气道静压P_s1；

在压气机进口布置总温测点，测得压气机进口总温T₂₅；在压气机进口布置总压测点，测得压气机进口总压P₂₅；

在压气机中间级引气腔布置腔温测点，测得引气腔腔温T₂₇；在压气机中间级引气管入口腔壁面布置静压测点，测得引气腔腔压P_s27；在压气机中间级引气管出口腔壁面布置静压测点，测得引气腔出口腔压P_s45；

在压气机出口布置总温测点，测得压气机出口总温T₃；在压气机出口布置总压测点，测得压气机出口总压P₃；

在燃烧室火焰筒出口壁面布置静压测点，测得燃烧室火焰筒出口静压P_s4；

在高压涡轮导叶出口壁面布置静压测点，测得高压涡轮导叶出口静压P_s41；在高压涡轮出口布置总压测点，测得高压涡轮出口总压P₄₂；

在喷管进口布置总压测点，测得喷管进口总压P₇。

进一步地，所述核心机某一工作状态下核心机中的压气机的性能参数的计算过程为：

压气机进口流量W₂₅为：W₂₅＝f(P₁,T₁,P_s1,A₁)，其中，A₁表示进气道面积，其通过测量得到；

压气机进口换算流量W_25R为：W_25R＝f(P₂₅,T₂₅,W₂₅)；

压气机中间级引气管流量W₂₇为：W₂₇＝f(P_s27,P_s45)；

压气机中间级引气焓H₂₇为：H₂₇＝f(T₂₇)；

压气机出口流量W₃为：W₃＝W₂₅-W₂₇；

压气机压比π_C为：π_C＝f(P₃,P₂₅)；

压气机效率η_C为：η_C＝f(T₂₅,π_C,T₃)。

更进一步地，所述核心机某一工作状态下核心机中的燃烧室的性能参数的计算过程为：

燃烧室扩压器出口焓H₃₁：H₃₁＝f(T₃)；

燃烧室出口流量W₄为：W₄＝W₃₁+W_f，其中，W₃₁表示参与燃烧的空气量，W₃₁＝W₂₅-W₂₇-W_C1-W_C2(m)，其中，W_C1表示高压涡轮导叶冷却气量，其根据核心机工作中测量的燃烧室火焰筒出口静压P_s4和高压涡轮导叶出口静压P_s41获得，W_C1＝f(P_s4,P_s41)；W_C2(m)表示高压涡轮转子冷却气量，其第一步计算给定为设计值W_C2-D，即W_C2(m)＝W_C2-D，而后参与高压涡轮性能计算迭代；

燃烧室出口焓H₄为：

其中，W_f表示燃油流量，H_u表示燃油热值，η_b表示燃烧效率；

燃烧室总压恢复系数δ_b为：δ_b＝f(P₃,P_s4)，其中，压气机出口总压P₃满足P₃＝π_C*P₂₅。

更进一步地，所述核心机某一工作状态下核心机中的高压涡轮的性能参数的计算过程为：

高压涡轮导叶出口流量W₄₁为：W₄₁＝W₂₅-W₂₇-W_C2(m)；

高压涡轮导叶出口焓H₄₁为：

高压涡轮导叶出口总温T₄₁为：T₄₁＝f(H₄₁,W₄₁,W_f)；

高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R为：

高压涡轮出口流量W₄₂＝W₂₅-W₂₇；

高压涡轮出口焓H₄₂为：

高压涡轮出口总温T₄₂为：T₄₂＝f(H₄₂,W₄₂,W_f)，

高压涡轮膨胀比π_T为：π_T＝f(P_s4,P₄₂)，其中，高压涡轮出口总压P₄₂为测量值；

高压涡轮效率η_T为：η_T＝f(T₄,π_T,T₄₂)，其中，T₄表示高压涡轮进口总温，T₄＝f(H₄,W₄,W_f)；

将计算得到的高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R与步骤S1中通过高压涡轮导叶流函数试验得到的高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R-D进行比较，如果二者的差值满足预设的差值精度，则输出当前的高压涡轮转子冷却气量；否则，利用迭代公式对高压涡轮转子冷却气量进行迭代，直到W_41R与W_41R-D的差值满足预设的差值精度，输出当前的高压涡轮转子冷却气量，得到核心机工作状态下的高压涡轮转子冷却气量，进而确定核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的性能参数。

更进一步地，所述利用迭代公式对高压涡轮转子冷却气量进行迭代的过程为：

其中，m表示迭代次数，m为大于或等于1的整数。

上述核心机工作状态下部件实际特性的获取方法中，所述设置不同的核心机入口总温、入口总压，配合油门杆角度、压气机导叶角度的变化及不同的固定面积喷管，获得核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的实际特性的具体过程为：

按照油门杆角度、压气机导叶角度、核心机入口总温和总压、喷管的顺序进行优化；

多组试车前更换喷管；

单组试车时对应一个恒定的核心机入口总温、总压，试车过程中调整油门杆角度和压气机导叶角度。

进一步地，所述核心机工作状态下压气机的实际特性包括：压气机进口换算流量W_25R、压气机压比π_C和压气机效率η_C；

燃烧室的实际特性包括：燃烧室总压恢复系数δ_b；

高压涡轮的实际特性包括：高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R、高压涡轮效率η_T和高压涡轮膨胀比π_T。

根据本申请实施例的第二方面，本申请提供了一种核心机工作状态下部件实际特性的获取装置，其包括存储器以及耦接至所述存储器的处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行上述任一项所述的核心机工作状态下部件实际特性的获取方法。

根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请提供的请核心机工作状态下部件实际特性的获取方法结合部件流量特性试验、核心机上传感器布置形式和基于高压涡轮导叶喉部气动流量恒定的计算方法，能够获得核心机工作状态下空气系统冷却气流量，进而得到核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的实际性能参数，尽量减少空气系统冷却气不确定对核心机部件性能偏离的影响。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。

附图说明

下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。

图1为本申请具体实施方式提供的一种核心机试验验证方法的流程图。

图2为本申请具体实施方式提供的核心机的工作线及试车台能力包线示意图。

图3为本申请具体实施方式提供的核心机的各部件及其截面代号示意图。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。

本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。

关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。

关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。

关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。

关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。

关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以细微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的细微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。

某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。

本申请提供的核心机工作状态下部件实际特性的获取方法中核心机包括进气道、压气机、燃烧室、高压涡轮、承力机匣和喷管。本申请所述的部件具体指压气机、燃烧室和高压涡轮。

如图1所示，本申请实施例提供的核心机工作状态下部件实际特性的获取方法包括以下步骤：

S1、对核心机中的压气机和高压涡轮开展流量特性试验，其具体包括：

开展压气机中间级引气管流量试验、高压涡轮导叶流函数试验、高压涡轮导叶冷却气流量试验，以获取压气机中间级引气管特性、高压涡轮导叶冷却气流路特性及高压涡轮导叶喉部流量特性。

需要说明的是，考虑到上述试验中流速相对较低及核心机中实际测量的布置方式，S1步骤中的压气机和高压涡轮流量特性在核心机中应用时，均采用相应位置的静压代替流量特性中的压力参数。

开展压气机中间级引气管流量试验时，测量引气管进口压力P_27i、出口压力P_27e以及引气管流量W₂₇，可以通过拟合获得引气管流量W₂₇与引气管进口压力P_27i、出口压力P_27e的关系：W₂₇＝f(P_27i,P_27e)。

开展高压涡轮导叶流函数试验时，测量高压涡轮导叶进口压力P_4i、出口的压力P_41e及流量W_41R-D，可以通过拟合获得高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R-D与高压涡轮导叶进、出口压力的关系：W_41R-D＝f(P_4i,P_41e)。

开展高压涡轮导叶冷却气流量试验时，测量高压涡轮导叶冷却槽道进口压力P_ti、出口压力P_41e及流量W_C1，可以通过拟合获得高压涡轮导叶冷却气流量W_C1与高压涡轮导叶冷却槽道进口压力P_4i、出口压力P_41e的关系：W_C1＝f(P_ti,P_41e)。

需要说明的是，在核心机中，高压涡轮导叶冷却槽道进口压力P_ti为燃烧室外涵出口压力，P_ti与燃烧室火焰筒内壁面静压P_s4的关系可以通过燃烧室设计计算或试验获得。

S2、为核心机布置测点，并对测点处的温度或压力进行测量，其具体包括：

在核心机进气道布置总温测点，测得进气道总温T₁；在核心机进气道布置总压测点，测得进气道总压P₁；在核心机进气道壁面布置静压测点，测得进气道静压P_s1。

在压气机进口布置总温测点，测得压气机进口总温T₂₅；在压气机进口布置总压测点，测得压气机进口总压P₂₅。

在压气机中间级引气腔布置腔温测点，测得引气腔腔温T₂₇；在压气机中间级引气管入口腔壁面布置静压测点，测得引气腔腔压P_s27；在压气机中间级引气管出口腔壁面布置静压测点，测得引气腔出口腔压P_s45。

在压气机出口布置总温测点，测得压气机出口总温T₃；在压气机出口布置总压测点，测得压气机出口总压P₃。

在燃烧室火焰筒出口壁面布置静压测点，测得燃烧室火焰筒出口静压P_s4。

在高压涡轮导叶出口壁面布置静压测点，测得高压涡轮导叶出口静压P_s41。

在高压涡轮出口布置总压测点，测得高压涡轮出口总压P₄₂。

在喷管进口布置总压测点，测得喷管进口总压P₇。

具体地，可以在测点处设置相应的传感器，利用传感器对测点处的温度或压力进行测量。

其中，燃烧室火焰筒中气流速度较低，且空间小，采用静压传感器代替总压传感器时操作性更强，且数值偏差较小，可以通过在核心机燃油管路进口安装流量计对燃油流量W_f进行测量。

步骤S2中核心机测点的布置方式是能够获取核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮实际性能参数的一种高效布置形式，结合核心机的实际特点，能够减少无效和多余测点，减少测点打孔对核心机结构的破坏和漏气风险。

S3、根据步骤S1和步骤S2的结果对核心机某一工作状态下部件的性能参数进行计算，其具体过程为：

本步骤中各计算公式是依据空气动力学及航空发动机原理得到的，为了简约，本申请中采用函数形式进行表达。根据航空发动机原理，核心机工作时遵循质量守恒、转速守恒和能量守恒，核心机工作时可以调整并且影响发动机工作状态的外界因素为：核心机入口总温、入口总压、油门杆角度PLA、压气机导叶角度α_C和喷管面积A₇。对于具体核心机而言，当以上外界因素变化时，核心机工作状态会发生相应变化，结合核心机测试，可以获得以上因素某一组合条件的压气机、燃烧室和高压涡轮的工作点。

其中，核心机入口总温即为压气机进口总温T₂₅，核心机入口总压即为压气机进口总压P₂₅。

S31、计算进气道的性能参数：

核心机进口流量为：W₁＝f(P₁,T₁,P_s1,A₁)。

其中，A₁表示进气道面积，其通过测量得到。对于确定的进气道，其流通面积是可测量且确定的。

S32、计算压气机的性能参数：

其中，压气机进口总温T₂₅、进口总压P₂₅、物理转速N、引气腔腔压P_s27和引气腔出口腔压P_s45、压气机出口总温T₃、出口总压P₃均为测量值。

压气机进口流量W₂₅与核心机进口流量W₁相等，即：W₂₅＝W₁＝f(P₁,T₁,P_s1,A₁)。

压气机进口换算流量W_25R为：W_25R＝f(P₂₅,T₂₅,W₂₅)。

核心机相对换算转速n_R为：n_R＝f(T₂₅,N,PLA)，其中，N为物理转速，PLA为油门杆角度。

压气机中间级引气管流量W₂₇根据核心机工作中测量的引气腔腔压P_s27和引气腔出口腔压P_s45获得，即：W₂₇＝f(P_s27,P_s45)。需要说明的是，核心机性能计算时，采用P_s27和P_s45分别对应代替引气管进口压力P_27i、出口压力P_27e。

压气机中间级引气焓H₂₇为：H₂₇＝f(T₂₇)。

压气机出口流量W₃为：W₃＝W₂₅-W₂₇。

压气机压比π_C为：π_C＝f(P₃,P₂₅)。

压气机效率η_C为：η_C＝f(T₂₅,π_C,T₃)。

S33、计算燃烧室的性能参数：

燃油流量W_f、燃烧室火焰筒内壁面静压P_s4和高压涡轮导叶出口静压P_s41均为测量值，燃油热值H_u为航空煤油标准值。

燃烧室扩压器出口焓H₃₁：H₃₁＝f(T₃)。

燃烧室出口流量W₄为：W₄＝W₃₁+W_f，其中，W₃₁表示参与燃烧的空气量，W₃₁＝W₂₅-W₂₇-W_C1-W_C2(m)，其中，W_C1表示高压涡轮导叶冷却气量，在核心机性能计算时采用燃烧室火焰筒内壁面静压P_s4和高压涡轮导叶出口静压P_s41分别对应代替高压涡轮导叶冷却槽道进口压力P_ti和出口压力P_41e，其根据核心机工作中测量的燃烧室火焰筒出口静压P_s4和高压涡轮导叶出口静压P_s41获得，即：W_C1＝f(P_s4,P_s41)。W_C2(m)表示转子冷却气量，其第一步计算给定为设计值W_C2-D，即W_C2(m)＝W_C2-D，而后参与高压涡轮性能计算迭代。

燃烧室出口焓H₄为：

其中，η_b表示燃烧效率，根据经验公式可以为取值0.99。

燃烧室总压恢复系数δ_b为：δ_b＝f(P₃,P_s4)，其中，压气机出口总压P₃满足P₃＝π_C*P₂₅。

S34、计算高压涡轮的性能参数：

高压涡轮导叶出口流量W₄₁为：W₄₁＝W₂₅-W₂₇-W_C2(m)。

高压涡轮导叶出口焓H₄₁为：

高压涡轮导叶出口总温T₄₁为：T₄₁＝f(H₄₁,W₄₁,W_f)。

高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R为：

高压涡轮出口流量W₄₂＝W₂₅-W₂₇。

高压涡轮出口焓H₄₂为：

高压涡轮出口总温T₄₂为：T₄₂＝f(H₄₂,W₄₂,W_f)，

高压涡轮膨胀比π_T为：π_T＝f(P_s4,P₄₂)，其中，高压涡轮出口总压P₄₂为测量值。

高压涡轮效率η_T为：η_T＝f(T₄,π_T,T₄₂)，其中，T₄表示高压涡轮进口总温，T₄＝f(H₄,W₄,W_f)。

将计算得到的高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R与步骤S1中通过高压涡轮导叶流函数试验得到的高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R-D进行比较，如果二者的差值满足预设的差值精度，则输出当前的高压涡轮转子冷却气量；否则，利用迭代公式对高压涡轮转子冷却气量进行迭代，直到W41R与W_41R-D的差值满足预设的差值精度，输出当前的高压涡轮转子冷却气量，得到核心机工作状态下的高压涡轮转子冷却气量，进而确定核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的性能参数。

需要说明的是，在核心机性能计算时采用燃烧室火焰筒内壁面静压P_s4和高压涡轮导叶出口静压P_s41分别对应代替高压涡轮导叶进口压力P_4i和出口压力P_41e，即W_41R-D＝f(P_s4,P_s41)。

具体地，如果(W_41R(m)-W_41R-D)/W_41R-D≤0.5％，则退出迭代，执行步骤5)计算喷管的性能参数。

其中，迭代公式为：

其中，m表示迭代次数，m为大于或等于1的整数。

S35、计算喷管的性能参数：

喷管进口流量W₇为：W₇＝W₂₅+W_f。

喷管进口焓H₇为：

喷管进口总温T₇为：T₇＝f(H₇,W₇,W_f)。

喷管气动面积A₈为：A₈＝f(W₇,P₇,T₇)，其中，P₇表示喷管进口总压，其为测量值。

S4、获取核心机工作状态下部件的实际特性。

在步骤S1～S3的基础上，设置不同的核心机入口总温、入口总压，配合油门杆角度PLA、压气机导叶角度的变化及不同的固定面积喷管，获得核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的实际特性。

在步骤S4中，有核心机入口总温、入口总压、油门杆角度、压气机导叶角度和喷管面积这5个变化因素。其中，油门杆角度和压气机导叶角度可以通过试车台油门杆及上位机进行实时调整。某一状态下的核心机入口总温和总压可以根据发动机总体性能计算获得，试车前对加温、加压设备的功率和管路进行调整，将温度和压力粗调至目标值，在试车过程中根据核心机实际工作情况进行细调；不同的固定面积喷管可以在试车前更换，但更换喷管消耗的时间较长。

为了提高核心机试验效率和减少核心机高状态下长时间运行的风险，提出核心机工作状态部件特性获取试验方法：

将以上5个因素按照油门杆角度、压气机导叶角度、核心机入口总温和总压、喷管的顺序进行优化。多组试车前更换喷管。单组试车时对应一个恒定的核心机入口总温、总压，试车过程中调整油门杆角度和压气机导叶角度。

本申请结合核心机试验特点，对核心机试验顺序进行优化，提出核心机工作状态部件特性获取试验方法：多组试车前调整核心机中喷管的面积，单组试车对应一个恒定核心机进口总温、总压，试车过程中调整相对换算转速和压气机导叶角度，可以有效减少核心机试车过程中加温、加压设备的状态调整时间，减少核心机高状态长时间试车风险，降低试验费用。

按照该核心机试验方法可以获得核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的实际特性。

其中，压气机的实际特性包括：压气机进口换算流量W_25R、压气机压比π_C和压气机效率η_C。

燃烧室的实际特性包括：燃烧室总压恢复系数δ_b。

高压涡轮的实际特性包括：高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R、高压涡轮效率ηT和高压涡轮膨胀比π_T。

本申请核心机工作状态下部件实际特性的获取方法结合部件流量特性试验、核心机上传感器布置形式和基于高压涡轮导叶喉部气动流量恒定的计算方法，能够获得核心机工作状态下空气系统冷却气流量，进而得到核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的实际性能参数，尽量减少了空气系统冷却气不确定对核心机部件性能偏离的影响。

在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种核心机工作状态下部件实际特性的获取装置，其包括存储器以及耦接至该存储器的处理器，处理器被配置为基于存储在存储器中的指令，执行本申请中任一个实施例中的核心机工作状态下部件实际特性的获取方法。

其中，存储器可以为系统存储器或固定非易失性存储介质等，系统存储器可以存储有操作系统、应用程序、引导装载程序、数据库以及其他程序等。

在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种计算机存储介质，是计算机可读存储介质，例如，包括计算机程序的存储器，上述计算机程序可由处理器执行，以完成本申请中任一个实施例中的核心机工作状态下部件实际特性的获取方法。

以上所述仅为本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。

Claims (8)

1.一种核心机工作状态下部件实际特性的获取方法，其特征在于，包括以下步骤：

对核心机中的压气机和高压涡轮开展流量特性试验，得到压气机中间级引气管特性、高压涡轮导叶冷却气流路特性及高压涡轮导叶喉部流量特性；

为核心机布置测点，并对测点处的温度或压力进行测量；

根据压气机中间级引气管特性、高压涡轮导叶冷却气流路特性及高压涡轮导叶喉部流量特性以及测量得到的温度或压力，对核心机某一工作状态下核心机中的压气机、燃烧室和高压涡轮的性能参数进行计算；

设置不同的核心机入口总温、入口总压，配合油门杆角度、压气机导叶角度的变化及不同的固定面积喷管，获得核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的实际特性；

所述对核心机中的压气机和高压涡轮开展流量特性试验包括：开展压气机中间级引气管流量试验、高压涡轮导叶流函数试验以及高压涡轮导叶冷却气流量试验；

开展压气机中间级引气管流量试验时，测量引气管进口压力P_27i、出口压力P_27e以及引气管流量W₂₇，通过拟合获得引气管流量W₂₇与引气管进口压力P_27i、出口压力P_27e的关系：W₂₇＝f(P_27i,P_27e)；

开展高压涡轮导叶流函数试验时，测量高压涡轮导叶进口压力P_4i、出口的压力P_41e及流量W_41R-D，通过拟合获得高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R-D与高压涡轮导叶进、出口压力的关系：W_41R-D＝f(P_4i,P_41e)；

开展高压涡轮导叶冷却气流量试验时，测量高压涡轮导叶冷却槽道进口压力P_ti、出口压力P_41e及流量W_C1，通过拟合获得高压涡轮导叶冷却气流量W_C1与高压涡轮导叶冷却槽道进口压力P_ti、出口压力P_41e的关系：W_C1＝f(P_ti,P_41e)；

所述为核心机布置测点包括：

在核心机进气道布置总温测点和总压测点，在核心机进气道壁面布置静压测点；在压气机进口布置总温测点和总压测点；在压气机中间级引气腔布置腔温测点，在压气机中间级引气管入口腔壁面和出口腔壁面均布置静压测点；在压气机出口布置总温测点和总压测点；在燃烧室火焰筒出口壁面布置静压测点；在高压涡轮导叶出口壁面布置静压测点；在高压涡轮出口布置总压测点；在喷管进口布置总压测点；

所述核心机工作状态下压气机的实际特性包括：压气机进口换算流量W_25R、压气机压比π_C和压气机效率η_C；

燃烧室的实际特性包括：燃烧室总压恢复系数δ_b；

高压涡轮的实际特性包括：高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R、高压涡轮效率η_T和高压涡轮膨胀比π_T。

2.根据权利要求1所述的核心机工作状态下部件实际特性的获取方法，其特征在于，所述对测点处的温度或压力进行测量包括：测得进气道总温T₁、进气道总压P₁、进气道静压P_s1；测得压气机进口总温T₂₅、压气机进口总压P₂₅；测得引气腔腔温T₂₇；测得引气腔腔压P_s27、引气腔出口腔压P_s45；测得压气机出口总温T₃、压气机出口总压P₃；测得燃烧室火焰筒出口静压P_s4；测得高压涡轮导叶出口静压P_s41、高压涡轮出口总压P₄₂；测得喷管进口总压P₇。

3.根据权利要求2所述的核心机工作状态下部件实际特性的获取方法，其特征在于，所述核心机某一工作状态下核心机中的压气机的性能参数的计算过程为：

压气机进口流量W₂₅为：W₂₅＝f(P₁,T₁,P_s1,A₁)，其中，A₁表示进气道面积，其通过测量得到；

压气机进口换算流量W_25R为：W_25R＝f(P₂₅,T₂₅,W₂₅)；

压气机中间级引气管流量W₂₇为：W₂₇＝f(P_s27,P_s45)；

压气机中间级引气焓H₂₇为：H₂₇＝f(T₂₇)；

压气机出口流量W₃为：W₃＝W₂₅-W₂₇；

压气机压比π_C为：π_C＝f(P₃,P₂₅)；

压气机效率η_C为：η_C＝f(T₂₅,π_C,T₃)。

4.根据权利要求3所述的核心机工作状态下部件实际特性的获取方法，其特征在于，所述核心机某一工作状态下核心机中的燃烧室的性能参数的计算过程为：

燃烧室扩压器出口焓H₃₁：H₃₁＝f(T₃)；

燃烧室出口流量W₄为：W₄＝W₃₁+W_f，其中，W₃₁表示参与燃烧的空气量，W₃₁＝W₂₅-W₂₇-W_C1-W_C2(m)，其中，W_C1表示高压涡轮导叶冷却气量，其根据核心机工作中测量的燃烧室火焰筒出口静压P_s4和高压涡轮导叶出口静压P_s41获得，W_C1＝f(P_s4,P_s41)；W_C2(m)表示高压涡轮转子冷却气量，其第一步计算给定为设计值W_C2-D，即W_C2(m)＝W_C2-D，而后参与高压涡轮性能计算迭代；

燃烧室出口焓H₄为：

其中，W_f表示燃油流量，H_u表示燃油热值，η_b表示燃烧效率；

燃烧室总压恢复系数δ_b为：δ_b＝f(P₃,P_s4)，其中，压气机出口总压P₃满足P₃＝π_C*P₂₅。

5.根据权利要求4所述的核心机工作状态下部件实际特性的获取方法，其特征在于，所述核心机某一工作状态下核心机中的高压涡轮的性能参数的计算过程为：

高压涡轮导叶出口流量W₄₁为：W₄₁＝W₂₅-W₂₇-W_C2(m)；

高压涡轮导叶出口焓H₄₁为：

高压涡轮导叶出口总温T₄₁为：T₄₁＝f(H₄₁,W₄₁,W_f)；

高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R为：

高压涡轮出口流量W₄₂＝W₂₅-W₂₇；

高压涡轮出口焓H₄₂为：

高压涡轮出口总温T₄₂为：T₄₂＝f(H₄₂,W₄₂,W_f)，

高压涡轮膨胀比π_T为：π_T＝f(P_s4,P₄₂)，其中，高压涡轮出口总压P₄₂为测量值；

高压涡轮效率η_T为：η_T＝f(T₄,π_T,T₄₂)，其中，T₄表示高压涡轮进口总温，T₄＝f(H₄,W₄,W_f)；

将计算得到的高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R与步骤S1中通过高压涡轮导叶流函数试验得到的高压涡轮导叶喉部气动流量W_41R-D进行比较，如果二者的差值满足预设的差值精度，则输出当前的高压涡轮转子冷却气量；否则，利用迭代公式对高压涡轮转子冷却气量进行迭代，直到W_41R与W_41R-D的差值满足预设的差值精度，输出当前的高压涡轮转子冷却气量，得到核心机工作状态下的高压涡轮转子冷却气量，进而确定核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的性能参数。

6.根据权利要求5所述的核心机工作状态下部件实际特性的获取方法，其特征在于，所述利用迭代公式对高压涡轮转子冷却气量进行迭代的过程为：

其中，m表示迭代次数，m为大于或等于1的整数。

7.根据权利要求1所述的核心机工作状态下部件实际特性的获取方法，其特征在于，所述设置不同的核心机入口总温、入口总压，配合油门杆角度、压气机导叶角度的变化及不同的固定面积喷管，获得核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的实际特性的具体过程为：

按照油门杆角度、压气机导叶角度、核心机入口总温和总压、喷管的顺序进行优化；

多组试车前更换喷管；

单组试车时对应一个恒定的核心机入口总温、总压，试车过程中调整油门杆角度和压气机导叶角度。

8.一种核心机工作状态下部件实际特性的获取装置，其特征在于，包括存储器以及耦接至所述存储器的处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行如权利要求1-7任一项所述的核心机工作状态下部件实际特性的获取方法。

Images