CN114013684A - 一种新研航空发动机持久试车进气温度确定方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本申请属于发动机试验技术领域，具体涉及一种新研航空发动机持久试车进气温度确定方法及装置。该方法包括步骤S1、获取飞行包线右边界水平加速过程的水平加速初始高度下的大气温度、水平加速飞行的目标马赫数；步骤S2、计算飞行包线右边界水平加速过程的发动机目标进气温度，以所述发动机目标进气温度作为飞行包线右边界水平加速时的进气加温试验的进气温度；步骤S3、获取实用升限爬升过程的马赫数，初始爬升高度与终点高度对应的当地静温；步骤S4、计算实用升限爬升过程的发动机进气温度。本申请实现了新研发动机外场飞行的进气温度及时间与持久试车相匹配，既能保障外场安全使用，又不引起考核过严，影响发动机进入下一阶段研制。
Description
技术领域
本申请属于发动机试验技术领域，具体涉及一种新研航空发动机持久试车进气温度确定方法及装置。
背景技术
在《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》中，将航空发动机研制分为三个阶段，即初始飞行前阶段、设计定型阶段、生产定型阶段，每个阶段均需完成相应的考核试验才能进入下一研制阶段。在各阶段的考核试验中，持久试车是最为重要且难度最大的整机考核试验，是对发动机的性能保持、结构完整性、强度寿命的全面考核，对发动机的技术鉴定具有重要意义。
在《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》要求中，持久试车程序中发动机进气温度需与飞行任务相关。在现行发动机初始飞行前持久试车试验方案中，由于缺少外场飞行数据，通常需要根据其它发动机外场飞行参数确定出试验程序的发动机进口温度。这种方法通常适用于改进型发动机或衍生型发动机，而对于全新研制的航空发动机，考虑到新研发动机性能、用途与其它发动机差异较大，继续沿用其它发动机的外场飞行数据时，会造成实际使用与试验考核不一致的情况。
在现有的初始飞行前持久试车程序进气温度设计中，通常沿用其它发动机外场飞行数据，对于全新研制的航空发动机，缺点如下：
初始飞行前持久试车的发动机进气温度及工作时间与实际飞行时不一致，导致持久试车不能达到保障外场安全使用的目的或引起考核过严、影响发动机下一阶段研制的情况。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种新研航空发动机持久试车进气温度确定方法及装置，解决外场飞行与持久试车进气温度要求不匹配的问题，使初始飞行前试验程序中的发动机进气温度、发动机工作时间与外场飞行相一致，达到既能保障外场安全使用的要求，又不引起考核过严、影响发动机下一阶段研制的情况。
本申请第一方面提供了一种新研航空发动机持久试车进气温度确定方法，包括：
步骤S1、获取飞行包线右边界水平加速过程的水平加速初始高度下的大气温度、水平加速飞行的目标马赫数；
步骤S2、计算飞行包线右边界水平加速过程的发动机目标进气温度，以所述发动机目标进气温度作为飞行包线右边界水平加速时的进气加温试验的进气温度；
步骤S3、获取实用升限爬升过程的马赫数，初始爬升高度与终点高度对应的当地静温；
步骤S4、计算实用升限爬升过程的发动机进气温度。
优选的是，步骤S2进一步包括根据飞机做水平加减速飞行时的运动学方程，确定加速所用时间。
优选的是，采用图解法确定加速所用时间，所述图解法中，画出W/△T对速度V的关系曲线，通过积分法求解加速所用时间，其中W为飞机重量，△T为发动机剩余推力。
优选的是，步骤S4进一步包括根据起始爬升高度，终点高度及爬升过程中的马赫数确定实用升限爬升过程的时间。
优选的是，步骤S4之后，进一步包括：
步骤S5、根据飞行任务剖面确定需要在进气加温条件下开展的试验段，并在试验段前后附加暖机及冷机程序。
本申请第二方面提供了一种新研航空发动机持久试车进气温度确定装置，主要包括：
飞行包线右边界水平加速过程参数获取模块，用于获取飞行包线右边界水平加速过程的水平加速初始高度下的大气温度、水平加速飞行的目标马赫数；
飞行包线右边界水平加速过程进气温度确定模块，用于计算飞行包线右边界水平加速过程的发动机目标进气温度，以所述发动机目标进气温度作为飞行包线右边界水平加速时的进气加温试验的进气温度；
实用升限爬升过程参数获取模块，用于获取实用升限爬升过程的马赫数，初始爬升高度与终点高度对应的当地静温；
实用升限爬升过程进气温度确定模块，用于计算实用升限爬升过程的发动机进气温度。
优选的是，所述飞行包线右边界水平加速过程进气温度确定模块进一步包括飞行包线右边界水平加速过程时间确定单元，用于根据飞机做水平加减速飞行时的运动学方程，确定加速所用时间。
优选的是，所述飞行包线右边界水平加速过程时间确定单元中，采用图解法确定加速所用时间，所述图解法中，画出W/△T对速度V的关系曲线，通过积分法求解加速所用时间，其中W为飞机重量，△T为发动机剩余推力。
优选的是，所述实用升限爬升过程进气温度确定模块进一步包括实用升限爬升过程时间确定单元，用于根据起始爬升高度，终点高度及爬升过程中的马赫数确定实用升限爬升过程的时间。
优选的是，所述新研航空发动机持久试车进气温度确定装置包括暖机及冷机程序调用模块，用于根据飞行任务剖面确定需要在进气加温条件下开展的试验段，并在试验段前后附加暖机及冷机程序
本申请的关键点和保护点是：依据首飞任务科目进行新研航空发动机初始飞行前持久试车试验程序进气温度及工作时间设计。
本申请实现了新研发动机外场飞行的进气温度及时间与持久试车相匹配，既能保障外场安全使用，又不引起考核过严，影响发动机进入下一阶段研制。
附图说明
图1为本申请新研航空发动机持久试车进气温度确定方法的流程图。
图2为某高度加速时间计算示意图。
图3为进气加温试车程序示意图。
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。
针对全新研制的航空发动机，本发明介绍一种依据发动机首飞任务科目，结合飞发协调计算结果制定首飞任务剖面，最终根据飞行任务剖面确定持久试车程序进气温度及发动机工作时间的方法。
本申请第一方面提供了一种新研航空发动机持久试车进气温度确定方法，其特征在于，包括：
步骤S1、获取飞行包线右边界水平加速过程的水平加速初始高度下的大气温度、水平加速飞行的目标马赫数；
步骤S2、计算飞行包线右边界水平加速过程的发动机目标进气温度，以所述发动机目标进气温度作为飞行包线右边界水平加速时的进气加温试验的进气温度；
步骤S3、获取实用升限爬升过程的马赫数，初始爬升高度与终点高度对应的当地静温；
步骤S4、计算实用升限爬升过程的发动机进气温度。
首飞任务科目主要验证发动机研制要求中的关键性能指标及主要功能，一般包含油门杆-转速跟随性、水平加速、实用升限爬升等，通常飞行科目由用户方提出，与发动机方协调确认。其中与进气加温相关的科目包含飞行包线右边界水平加速、实用升限爬升两个科目。
上述步骤中，步骤S1与步骤S2是确定飞行包线右边界水平加速过程的进气温度，步骤S3与步骤S4是确定实用升限爬升过程的进气温度。
飞行包线右边界水平加速的进气温度计算说明如下：
飞行包线右边界水平加速时发动机进气温度：设水平加速初始高度为H0km，当前高度下大气温度为T0℃，初始马赫数为Ma1，水平加速飞行的目标马赫数为Ma2，则发动机初始进气温度：
T1＝(T0+273.15)*(1+(k-1)/2*Ma1*Ma1)-273.15；
其中k为空气气体常数，取值1.4；
发动机目标进气温度：
T2＝(T0+273.15)*(1+(k-1)/2*Ma2*Ma2)-273.15；
发动机在实际飞行时，进气温度由T1逐步提高至T2，通常以T2作为进气加温试验时的进气温度，保证发动机考核到位。
实用升限爬升过程的进气温度计算说明如下：
飞机在进行实用升限爬升时通常保持某一固定马赫数不变，设起始爬升高度为H1，终点高度为H2，爬升过程中马赫数为Ma，H1～H2对应的当地静温为T1(单位为℃)，则发动机进气温度：
T1*＝(T1+273.15)*(1+(k-1)/2*Ma*Ma)-273.15。
在一些可选实施方式中，步骤S2进一步包括根据飞机做水平加减速飞行时的运动学方程，确定加速所用时间。
在一些可选实施方式中，采用图解法确定加速所用时间，所述图解法中，画出W/△T对速度V的关系曲线，通过积分法求解加速所用时间，其中W为飞机重量，△T为发动机剩余推力。
机作水平加减速飞行时，满足运动学方程
其中W为飞机重量；Tky为发动机可用推力；D为飞机阻力；△T为发动机剩余推力；V为飞机飞行速度；t为时间。
将该方程整理后积分可得加速所用时间
其中g为重力加速度。
一般采用图解法进行求解。选定飞机巡航高度，根据该高度下发动机工作状态和升力与飞机重力平衡等条件，画出W/△T对V的关系曲线，如图2所示，图中阴影部分的面积即为从V0加速到V1所需要的时间。
在一些可选实施方式中，步骤S4进一步包括根据起始爬升高度，终点高度及爬升过程中的马赫数确定实用升限爬升过程的时间。
起始爬升高度为H1，终点高度为H2，爬升过程中马赫数为Ma，H1～H2对应的当地静温为T1(单位为℃)，则发动机工作时间为：
t＝(H2-H1)/(Ma*c)，其中，c为当地声速。
在一些可选实施方式中，步骤S4之后，进一步包括：
步骤S5、根据飞行任务剖面确定需要在进气加温条件下开展的试验段，并在试验段前后附加暖机及冷机程序。
完成上述计算后，确定首飞任务剖面：结合飞行架次安排每一次飞行所需完成的飞行科目，进行飞行任务剖面的编制。飞行任务剖面通常由发动机暖机、滑行、起飞、爬升、稳定平飞等任务科目组成。
飞行任务剖面制定后，将飞行任务剖面中的所有需要在进气加温条件下开展的试验挑选出来，将相同进气温度下的发动机工作时间进行合并，如图3所示，并在前后编制暖机、冷机程序，最终得到进气加温程序。
本申请实现了新研发动机外场飞行的进气温度及时间与持久试车相匹配，既能保障外场安全使用，又不引起考核过严，影响发动机进入下一阶段研制。
本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的新研航空发动机持久试车进气温度确定装置，主要包括：
飞行包线右边界水平加速过程参数获取模块，用于获取飞行包线右边界水平加速过程的水平加速初始高度下的大气温度、水平加速飞行的目标马赫数；
飞行包线右边界水平加速过程进气温度确定模块，用于计算飞行包线右边界水平加速过程的发动机目标进气温度，以所述发动机目标进气温度作为飞行包线右边界水平加速时的进气加温试验的进气温度；
实用升限爬升过程参数获取模块，用于获取实用升限爬升过程的马赫数，初始爬升高度与终点高度对应的当地静温；
实用升限爬升过程进气温度确定模块，用于计算实用升限爬升过程的发动机进气温度。
在一些可选实施方式中，所述飞行包线右边界水平加速过程进气温度确定模块进一步包括飞行包线右边界水平加速过程时间确定单元，用于根据飞机做水平加减速飞行时的运动学方程，确定加速所用时间。
在一些可选实施方式中，所述飞行包线右边界水平加速过程时间确定单元中，采用图解法确定加速所用时间，所述图解法中，画出W/△T对速度V的关系曲线，通过积分法求解加速所用时间，其中W为飞机重量，△T为发动机剩余推力。
在一些可选实施方式中，所述实用升限爬升过程进气温度确定模块进一步包括实用升限爬升过程时间确定单元，用于根据起始爬升高度，终点高度及爬升过程中的马赫数确定实用升限爬升过程的时间。
在一些可选实施方式中，所述新研航空发动机持久试车进气温度确定装置包括暖机及冷机程序调用模块，用于根据飞行任务剖面确定需要在进气加温条件下开展的试验段，并在试验段前后附加暖机及冷机程序。
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本申请作了详尽的描述，但在本申请基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本申请精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本申请要求保护的范围。
Claims (10)
1.一种新研航空发动机持久试车进气温度确定方法，其特征在于，包括：
步骤S1、获取飞行包线右边界水平加速过程的水平加速初始高度下的大气温度、水平加速飞行的目标马赫数；
步骤S2、计算飞行包线右边界水平加速过程的发动机目标进气温度，以所述发动机目标进气温度作为飞行包线右边界水平加速时的进气加温试验的进气温度；
步骤S3、获取实用升限爬升过程的马赫数，初始爬升高度与终点高度对应的当地静温；
步骤S4、计算实用升限爬升过程的发动机进气温度。
2.如权利要求1所述的新研航空发动机持久试车进气温度确定方法，其特征在于，步骤S2进一步包括根据飞机做水平加减速飞行时的运动学方程，确定加速所用时间。
3.如权利要求2所述的新研航空发动机持久试车进气温度确定方法，其特征在于，采用图解法确定加速所用时间，所述图解法中，画出W/△T对速度V的关系曲线，通过积分法求解加速所用时间，其中W为飞机重量，△T为发动机剩余推力。
4.如权利要求1所述的新研航空发动机持久试车进气温度确定方法，其特征在于，步骤S4进一步包括根据起始爬升高度，终点高度及爬升过程中的马赫数确定实用升限爬升过程的时间。
5.如权利要求1所述的新研航空发动机持久试车进气温度确定方法，其特征在于，步骤S4之后，进一步包括：
步骤S5、根据飞行任务剖面确定需要在进气加温条件下开展的试验段，并在试验段前后附加暖机及冷机程序。
6.一种新研航空发动机持久试车进气温度确定装置，其特征在于，包括：
飞行包线右边界水平加速过程参数获取模块，用于获取飞行包线右边界水平加速过程的水平加速初始高度下的大气温度、水平加速飞行的目标马赫数；
飞行包线右边界水平加速过程进气温度确定模块，用于计算飞行包线右边界水平加速过程的发动机目标进气温度，以所述发动机目标进气温度作为飞行包线右边界水平加速时的进气加温试验的进气温度；
实用升限爬升过程参数获取模块，用于获取实用升限爬升过程的马赫数，初始爬升高度与终点高度对应的当地静温；
实用升限爬升过程进气温度确定模块，用于计算实用升限爬升过程的发动机进气温度。
7.如权利要求6所述的新研航空发动机持久试车进气温度确定装置，其特征在于，所述飞行包线右边界水平加速过程进气温度确定模块进一步包括飞行包线右边界水平加速过程时间确定单元，用于根据飞机做水平加减速飞行时的运动学方程，确定加速所用时间。
8.如权利要求7所述的新研航空发动机持久试车进气温度确定装置，其特征在于，所述飞行包线右边界水平加速过程时间确定单元中，采用图解法确定加速所用时间，所述图解法中，画出W/△T对速度V的关系曲线，通过积分法求解加速所用时间，其中W为飞机重量，△T为发动机剩余推力。
9.如权利要求6所述的新研航空发动机持久试车进气温度确定装置，其特征在于，所述实用升限爬升过程进气温度确定模块进一步包括实用升限爬升过程时间确定单元，用于根据起始爬升高度，终点高度及爬升过程中的马赫数确定实用升限爬升过程的时间。
10.如权利要求6所述的新研航空发动机持久试车进气温度确定装置，其特征在于，所述新研航空发动机持久试车进气温度确定装置包括暖机及冷机程序调用模块，用于根据飞行任务剖面确定需要在进气加温条件下开展的试验段，并在试验段前后附加暖机及冷机程序。
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Legal Events
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|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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