CN114013685B

CN114013685B - 一种航空发动机核心机试验加温加压程序设计方法

Info

Publication number: CN114013685B
Application number: CN202111350361.5A
Authority: CN
Inventors: 李大为; 梁彩云; 吴法勇; 阎巍; 崔金辉; 曾强; 周玉昭
Original assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Current assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date: 2021-11-15
Filing date: 2021-11-15
Publication date: 2023-09-08
Anticipated expiration: 2041-11-15
Also published as: CN114013685A

Abstract

本申请属于发动机试验技术领域，具体涉及一种航空发动机核心机试验加温加压程序设计。该方法主要包括：步骤S1、确定核心机加温加压过程的参数范围；步骤S2、构建参数范围矩阵；步骤S3、根据核心机加温加压过程中的限制条件，构建限制条件矩阵；步骤S4、将不利条件转速进行建模；步骤S5、确定不利条件转速的时间域；步骤S6、根据不利条件转速的时间域改变核心机换算转速，从而制定核心机加温加压控制计划。本申请实现加温加压过程中在限制转速下尽可能少的时间停留，避免了核心机叶片等结构件出现共振或结构等故障。

Description

一种航空发动机核心机试验加温加压程序设计方法

技术领域

本申请属于发动机试验技术领域，具体涉及一种航空发动机核心机试验加温加压程序设计方法。

背景技术

核心机是航空发动机中工作条件最恶劣(高温、高压、高转速)，对发动机性能影响最大的关键件，其工作原理与单轴涡喷发动机类似，由核心部件、进排气装置、起动系统、控制系统、润滑系统等构成的单转子发动机试验调试与航空发动机整机试验无根本区别。而核心机试验与整机试验最大差别就是核心机进气条件需模拟实际整机发动机实际工况下的低压部件出口条件，因此核心机试验大多都需要在加温加压条件下进行，在进行规定任务前必须要经历加温加压过程，在结束任务后需进行降温降压过程，如图1所示。加温加压过程可以认为是与试验无关但又必须经历的过程，因此，加温加压试车程序对于核心机试验非常重要，较短的加温加压/降稳降压过程对于核心机试验具有重要意义。

目前，核心机试验过程中的加温加压方法并无统一规范，但大多核心机加温加压过程均是在相同的换算转速保持不变，即油门杆角度/核心机状态保持不变，如图2所示，上方的折线为换算转速，下方的折线为物理转速，图2中，加温加压过程持续5min，此时换算转速保持不变，物理转速随着升温升压而升高，最后物理转速与换算转速同步，直至降温降压，降温降压过程中，换算转速不变，随着温度及压力的降低，物理转速逐步降低。加温加压方法比较单一，当存在某些限制要求，如因共振或动应力等因素需要规避某些转速的情况下，常规的加温加压方法则存在较大的弊端，容易造成核心机在加温加压过程中在需规避的转速停留一段时间，从而造成核心机叶片等结构损坏。

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核心机试验加温加压程序设计方法，主要包括：

步骤S1、确定核心机加温加压过程的参数范围，所述参数包括核心机进口加温加压的初始温度、初始压力、初始物理转速、初始换算转速及目标温度、目标压力、目标物理转速、目标换算转速；

步骤S2、构建核心机参数范围矩阵，所述参数范围矩阵中包括不同温度及换算转算下的物理转速，或者不同压力及换算转速下的物理转速；

步骤S3、根据核心机加温加压过程中的限制条件，构建限制条件矩阵，所述限制条件矩阵是指某物理转速导致的多个限制因素组合，该物理转速为不利条件转速；

步骤S4、将不利条件转速进行建模，包括限制因素下物理转速与温度及持续时间，或者物理转速与压力及持续时间之间的函数关系；

步骤S5、以加温加压过程中某范围转速停留时间最短或直接改变状态越过某范围转速为寻优目标，以上述函数关系为约束条件，确定不利条件转速的时间域；

步骤S6、根据不利条件转速的时间域改变核心机换算转速，从而制定核心机加温加压控制计划。

优选的是，步骤S2中，在所述参数矩阵中，按设定步长给定多个温度、压力及换算转速，并计算相应的物理转速。

优选的是，进口温度的步长为10～20℃，换算转速的步长为5％～10％。

优选的是，所述限制因素包括动应力及激振。

优选的是，步骤S6进一步包括结合核心机节流特性及不利条件转速的时间域求解，制定核心机加温加压控制计划。

本申请在现有等换算转速加温加压的方法上，根据某些不利限制条件(如动应力偏大、共振转速等)建立数学模型并进行优化求解，通过改变加温加压状态的换算转速及时间，最大程度的抑制了不利因素的发生，避免核心机叶片等结构件出现共振或结构等故障，建立了一种全新的加温加压方法，为核心机实验验证提供了多元且安全的验证方法，同时本方法也可应用到航空发动机整机验证中。

附图说明

图1为现有技术中航空发动机核心机试验加温加压流程图。

图2为现有技术中核心机加温加压与转速之间的关系示意图。

图3为本申请航空发动机核心机试验加温加压程序设计方法流程图。

图4为本申请图3所示实施例的核心机加温加压与转速之间的关系示意图。

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。

本申请以现有的恒定换算转速加温加压方法为基础，通过在不同温度条件下改变核心机转速状态(物理转速/换算转速)，可以满足动应力规避转速等条件为约束，从而实现加温加压过程中尽可能少时间的转速停留，避免核心机叶片等结构件出现共振或结构等故障，同时本专利方法可以丰富核心机加温加压过程的程序设计方法，通过改变核心机状态，从而改变进气流量，缩短或延长加温加压时间，本专利方法可以用于航空发动机整机的加温加压过程。

为了扩展核心机加温加压方法，同时解决加温加压过程中动应力规避转速停留时间等限制，本发明系统的总结加温加压过程可能出现的限制情况，通过改变加温加压/降温降压过程核心机状态(不同进口温度条件下物理转速或换算转速)，从而实现加温加压过程中在限制转速下尽可能少的时间停留，避免核心机叶片等结构件出现共振或结构等故障，建立了一种全新的核心机加温加压方法，是一种提升安全性变状态的核心机试验加温加压程序设计方法。如图3所示，该方法主要包括：

步骤S2、构建参数范围矩阵，所述参数范围矩阵中包括不同温度及换算转算下的物理转速，或者不同压力及换算转速下的物理转速；

首先在步骤S1及步骤S2中，确定本次核心机进口加温加压的初始温度、压力、物理转速、换算转速及目标温度温度、压力、物理转速、换算转速，从而确定本次核心机加温加压过程的参数范围，即换算转速/物理转速的上限和下限；这里的参数范围主要包括核心机进口温度、物理转速、换算转速并按一定步长(进口温度可按10或20℃，换算转速可按5％或10％)进行计算，如表1所示，根据需要还可以增加其他参数，完成参数范围矩阵建立。

表1参数范围矩阵

n	n_R＝60％	n_R＝65％	n_R＝70％	n_R＝75％	n_R＝80％
						T₂₅＝15℃	**％	**％	**％	**％	**％
T₂₅＝30℃	**％	**％	**％	**％	**％
						T₂₅＝50℃	**％	**％	**％	**％	**％
T₂₅＝70℃	**％	**％	**％	**％	**％
						T₂₅＝90℃	**％	**％	**％	**％	**％
T₂₅＝110℃	**％	**％	**％	**％	**％
						T₂₅＝130℃	**％	**％	**％	**％	**％
T₂₅＝160℃	**％	**％	**％	**％	**％

上表1中，T₂₅为核心机进口温度，n_R为换算转速，n为物理转速，表中各物理转速以*代替。

根据表1可以理解的是，本申请还可以构建纵向为压力，横向为换算转速，表内为物理转速的第二参数范围矩阵，或者构建三维参数矩阵，三维参数矩阵中的xyz轴分别为温度、压力、换算转速。

之后，在步骤S3中，系统梳理核心机加温加压过程中限制条件，主要包括共振点转速、动应力偏大转速等因素，建立限制条件矩阵，如表2所示。

表2限制条件矩阵

限制因素	激振因素	相对物理转速	备注
				因素1动应力1阶	10	％～％	规避
因素2动应力3阶	32	％～％	规避
				因素3动应力4阶	32	％～％	可停留1小时
因素4共振4阶	32E	**％	规避
				因素5。。。。。。		**％	可停留30分钟

之后，进行不利条件建模及加温加压优化控制。不利条件建模主要涉及核心机加温加压过程中的相对物理转速、时间、进口温度等参数的寻优过程，如n＝f(T₂₅、t)_动应力1、n＝f(T₂₅、t)_动应力2、n＝f(T₂₅、t)_共振，寻优包括加温加压过程中某范围转速停留时间最短或直接改变状态越过某范围转速；(例如n＝f(T₂₅，t)_动应力1，是指一阶动应力下物理转速与进口温度及时间的关系；n＝f(T₂₅、t)_共振是指某范围共振转速持续的时间；将以上模型代入本次核心机加温加压范围，制定限制不利条件时间域求解。

如min f＝{t_动应力1,t_动应力2,t_共振,}

最后，根据核心机节流特性nR＝f(PLA)及限制不利条件时间域求解，制定核心机加温加压控制计划，通过改变核心机换算转速从而实现不利条件下的加温加压过程，具体见图4，图4中，上侧折线为换算转速，下侧折线为物理转速。

对比图2及图4两种加温加压过程中对比，以不利条件动应力n＝f(T₂₅、t)_动应力2为例，图2中加温加压方法中n＝75.4％～81.8％停留时间为5分钟，而经过寻优求解后，按图4中的加温加压方法n＝75.4％～81.8％停留时间仅为30秒，大大降低了涡轮叶片动应力偏大的时间，从而降低了核心机在结构损坏的可能性。

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

1.一种航空发动机核心机试验加温加压程序设计方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的航空发动机核心机试验加温加压程序设计方法，其特征在于，步骤S2中，在所述参数矩阵中，按设定步长给定多个温度、压力及换算转速，并计算相应的物理转速。

3.如权利要求2所述的航空发动机核心机试验加温加压程序设计方法，其特征在于，进口温度的步长为10～20℃，换算转速的步长为5％～10％。

4.如权利要求1所述的航空发动机核心机试验加温加压程序设计方法，其特征在于，所述限制因素包括动应力及激振。

5.如权利要求1所述的航空发动机核心机试验加温加压程序设计方法，其特征在于，步骤S6进一步包括结合核心机节流特性及不利条件转速的时间域求解，制定核心机加温加压控制计划。