CN114021245A - 爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法 - Google Patents

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孙鹏
郭重佳
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Abstract

本发明提供了爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法，包括以下步骤：S1、确定验证发动机；S2、模拟验证发动机爬升时的气动流场状况；S3、设计试验畸变发生器；S4、应用试验畸变发生器进行台架畸变试验，计算出试验发动机的喘振裕度；S5、验证试验发动机通过步骤S4所得喘振裕度是否符合要求。本发明采用分析/计算和(地面)畸变试验相结合的方法来验证发动机的稳定性对喘振/失速条款的符合性。利用畸变试验在设计阶段对发动机性能进行评定的基础上，再结合适航条款的最低安全标准，表明其对适航规章的符合性，从而也为后期的空中试车、飞行试验以及通过最终的型号合格审定提供保障。

Description

爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法
技术领域
本发明属于航空发动机生产领域，尤其是涉及爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法。
背景技术
欧美等民航发达国家经过系列化型号发展以及大量的适航审定实践，形成了较为成熟的航空发动机研制体系和先进适航审定管理模式，如美国联邦航空局(FAA)的机构委任授权(ODA)、欧洲航空安全局(EASA)的设计单位批准(DOA)。我国现有的航空发动机适航规定借鉴于FAR-33，然而，对条款技术内涵的理解并不能通过引进或仿照FAA的适航规章而直接解决，大量条款的符合性验证缺乏必要的技术积累及分析研究，而且对标准的制定和执行能力也较为不足。
中国民用航空规章第33部CCAR-33-R2《航空发动机适航规定》作为航空发动机适航取证的最低安全标准，对发动机的安全性提出了最低要求，发动机制造商要获得经局方批准的型号合格证书，就需要开展相关的验证活动表明航空发动机对适航条款的符合性。但是通过何种途径及方法来完成航空发动机适航条款符合性验证，通过何种机制对安全性需求数据、验证数据、过程数据等进行有效的跟踪与管理，提高局方对符合性数据的信任度，即是当前亟需解决的重点技术也是难点技术。
运输类飞机多处于工作条件稳定的巡航状态，发动机的工作负荷和进口扰动很小，但是在全功率爬升过程下，工作转速最大，推力最大，即相应的工作负荷最大，同时，发动机进气道的进口气流角增加，有可能产生气流分离，这对风扇或压气机的喘振/失速特性以及整机安全均会产生影响。失速和喘振现象是风扇或压气机中两大典型的不稳定流态。失速会导致叶片在高频的交变气动载荷下产生疲劳，可能造成叶片损坏。喘振则会诱发发动机压力、流量大幅波动并伴随周期性的气流振荡，发动机气动性能明显恶化，甚至还会导致发动机熄火停车。因此，通过对飞机爬升过程中发动机进气道和压缩系统内部流动特性的研究，进而发展该情况下的发动机的适航符合性验证方法具有积极意义。
发明内容
有鉴于此，本发明旨在提出飞机爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法，以满足航空发动机适航条款符合性验证需求。
为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法，包括以下步骤：
S1、根据试验发动机型号及结构尺寸确定验证发动机；
S2、运用数值方法模拟验证发动机全功率状态下不同马赫数及不同飞行迎角时的气动流场状况，对验证发动机内外流耦合条件下全通道流场进行计算；
S3、确定试验畸变发生器，使用所述试验畸变发生器能够模拟步骤S2中所述的气动流场状况；
S4、应用步骤S3所确定的试验畸变发生器进行台架畸变试验，计算出在该试验畸变发生器所形成的步骤S2所述气动流场下、试验发动机全功率状态下的喘振裕度；
S5、根据适航安全管理体系中关于航空发动机飞行时喘振/失速的条款要求，验证步骤S4所得喘振裕度是否符合要求。
进一步的，步骤S3中试验畸变发生器确定方法包括以下步骤：
S301、根据步骤S2结果获取不同马赫数和飞行迎角条件下验证发动机风扇前的进气畸变图谱，并获取该图谱的总压恢复系数、进气畸变指数作为设计参数；
S302、根据步骤S301中得到的进气畸变图谱及设计参数，相应马赫数下每一个飞行迎角条件下对应设计多个不同的畸变发生器；
S303、将步骤S302所设计的畸变发生器逐个安装在试验进气段内试验发动机风扇前位置处，通过对不同畸变发生器与风扇组合方案的研究，计算出不同畸变发生器方案情况下的发动机全功率状态时进气畸变图谱，获取该图谱截面的总压恢复系数、进气畸变指数以及风扇的压比和效率参数；
S304、对比步骤S303和步骤S301的进气畸变图谱及相关数据，相应马赫数及相应飞行迎角条件下的多个畸变发生器中，确定与步骤S301中所得参数偏差最小的畸变发生器为该马赫数及该飞行迎角条件下的试验畸变发生器；
进一步的，所述畸变发生器为插板式畸变发生器。
进一步的，所述验证发动机为带短舱的大涵道比涡扇发动机。
进一步的，所述验证发动机型号为DGEN380航空发动机。
相对于现有技术，本发明所述的爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法具有以下优势：
本设计中，将数值计算和发动机设计研制过程中的台架畸变试验相结合，将航空发动机的适航符合性验证融入到设计研制过程中，利用数值计算得到不同飞行马赫数和迎角条件下的畸变图谱并设计畸变发生器，再通过畸变试验方案确定发动机在相应条件下的喘振裕度，从而表明对发动机喘振/失速条款的符合性，结合《航空器型号合格审定程序》(AP-21-AA-2011-03-R4)制定了发动机或压缩部件的喘振/失速符合性验证流程，并为后期的空中试车、飞行试验以及最终的型号合格审定提供数据支撑和安全保障。
附图说明
构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为发动机DGEN380不同马赫数Ma条件下总压恢复系数σ及进气道流场畸变指数D随飞行迎角AOA的变化曲线；
图2为马赫数为0.4时发动机DGEN380不同迎角AOA条件下风扇的效率η*及压比π*特性线；
图3为所设计的两种不同插板结构的畸变发生器；
图4为不同迎角和畸变试验方案条件下风扇的喘振裕度曲线；
图5为航空发动机喘振及失速符合性验证流程图；
图6为台架畸变试验装置图；
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法，其流程如图5所示。说明：在本符合性验证方法实施前，要先制定符合性计划，用来确定符合性验证对象，以及确定需要满足的条款要求及条款意图，由于民用航空发动机的适航审定、符合性验证方法及技术目前是国内的短板领域，本符合性验证方法主要针对带短舱民用大涵道比涡扇发动机而言，验证民机爬升状况下其对喘振及失速适航条款的符合性，因此选定带短舱民用大涵道比涡扇发动机为符合性试验对象，符合性计划制定完成后，进入符合性方法具体实施阶段，即进入本实施例所述爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法具体实施阶段，具体包括以下步骤：
S1、如流程图5所示，根据试验发动机型号及结构尺寸确定验证发动机型号，并获取验证发动机整体或部件特性要求；
本实施例中，选定发动机DGEN380为符合性验证对象，即发动机DGEN380为验证发动机，获取该验证发动机设计参数及特性，例如：风扇设计压比为1.19，设计转速为13069r/min，涵道比为6.851，由此完成流程图5所示发动机型号确定环节；
根据流程图5所示要求，试验发动机型号确定后，还要确定飞机所处飞行阶段的飞行姿态和该验证发动机工作状态，包括飞行高度、马赫数、飞行迎角以及发动机的工作转速，本实施例中选择100％设计转速，此时验证发动机为全功率状态；
S2、运用数值方法(例如三维数值方法)对验证发动机内外流耦合条件下全通道流场计算分析，获取爬升时验证发动机的气动特性和流场特性，模拟验证发动机全功率状态下不同马赫数及不同飞行迎角的气动流场状况；由此完成流程图5所示通过计算分析获取发动机的流程特征及特性环节；
S3、确定试验畸变发生器，在该试验畸变发生器作用下模拟步骤S2中所述的气动流场状况；
试验畸变发生器确定方法包括以下步骤：
S301、通过步骤S2的流场特性结果获取不同马赫数和飞行迎角条件下验证发动机风扇前的进气畸变图谱，获取不同马赫数、不同飞行迎角条件下风扇的总压恢复系数σ和进气畸变指数D各自随飞行迎角AOA的变化曲线，如图1所示，并获取图谱的总压恢复系数σ、进气畸变指数D作为设计参数；为便于说明，本实施例以马赫数为0.4时为例说明，计算得到马赫数为0.4时，各个飞行迎角AOA条件下风扇的效率η*和压比π*特性曲线，见图2所示；
S302、根据步骤S301中得到的进气畸变图谱及设计参数，每一个飞行迎角对应设计多个不同的畸变发生器，该步骤即为流程图5中根据畸变图谱设计畸变发生器环节；该环节中，同一个飞行迎角对应的多个不同的畸变发生器，指的是可以是结构不同的畸变发生器，也可以是畸变发生器结构相同但具体尺寸不同，也就是畸变发生器可以设计成不同结构形式，也可以同一结构的畸变发生器设计出多个尺寸，即对同一结构的畸变发生器而言，具体尺寸参数有所不同；本实施例中，畸变发生器为插板式畸变发生器，如图3所示为其中两种不同插板结构的畸变发生器；
S303、将步骤S302所设计的畸变发生器逐个安装在试验进气段内试验发动机风扇前位置处，通过计算不同畸变发生器方案情况下的发动机全功率状态时进气畸变图谱，获取该图谱截面的总压恢复系数σ、进气畸变指数D以及风扇的压比和效率参数；
S304、对比步骤S303和步骤S301的进气畸变图谱及相关数据，马赫数为0.4时每一个飞行迎角条件下的多个不同畸变发生器中，确定与步骤S301中所得参数偏差最小的畸变发生器为该马赫数为0.4时及该飞行迎角条件下的试验畸变发生器，以此类推确定马赫数为0.4时各个飞行迎角下试验畸变发生器；
步骤S303及S304实施过程，即为流程图5中所示对畸变发生器可行性验证环节，该环节中，通过该可行性验证的畸变发生器即为试验畸变发生器；
步骤S303中，通过调整每一个畸变发生器安装位置(畸变发生器在试验进气段圆周方向位置及畸变发生器轴向距离试验发动机风扇安装位置)，保证该位置为该畸变发生器条件下所模拟的气动流场最接近验证发动机相同马赫数及相同飞行迎角条件工况下气动流场，并记录该畸变发生器下畸变图谱参数和风扇特性曲线(例如总压恢复系数σ、进气畸变指数D以及风扇的压比和效率参数)及其安装位置信息。待一个畸变发生器试验完成后将其取出，换取和其对应飞行迎角相同的其他畸变发生器进行试验，以此类推直至该飞行迎角条件下所有畸变发生器试验完成，并记录下该飞行迎角条件下所有畸变发生器各自的流场参数，并将该飞行迎角条件下所有畸变发生器各自的位置信息进行记录；步骤S304中，将步骤S303获得的同一飞行迎角下各个畸变发生器下的流场参数和步骤S301所得进气畸变图谱中相关参数对比，最终选定对比结果相差最小的畸变发生器为该飞行迎角条件下的试验畸变发生器；以此类推确定下不同飞行迎角条件下的试验用畸变发生器，并记录下各个试验畸变发生器的安装位置信息，该位置即为试验畸变发生器进行台架畸变试验时的试验安装位置；
S4、应用步骤S3所确定的试验畸变发生器进行台架畸变试验，该步骤即为流程图5中利用畸变发生器进行台架畸变试验并获取喘振裕度特性环节；具体作业方式为：将试验畸变发生器安装至试验进气段的试验安装位置处，如图6所示，试验发动机全功率状态，获取在不同试验畸变发生器所形成的气动流场下全功率爬升时试验发动机的喘振裕度SM值，绘制出喘振裕度SM曲线，如图4所示，并进一步确定极限进气畸变条件下即爬升迎角最大时的喘振裕度值；该图4中另一条曲线为发动机DGEN380不同迎角工况裕度曲线，可以看出同一飞行迎角条件下，试验发动机的裕度值和发动机DGEN380裕度值比较接近，最大偏差为4.32％，且两曲线变化趋势基本一致。
S5、如流程图5所示最后两个环节，根据适航管理体系(例如中国民用航空规章)中关于航空发动机喘振/失速的条款(即CCAR-33-R2《航空发动机适航规定》条款)要求，验证步骤S4所得喘振裕度SM是否符合该要求，并提交符合性验证报告及结论；如果符合要求，则该试验发动机可以进行后续试验，例如空中试车、飞行试验等，并为最终的型号合格审定提供数据支撑和安全保障；如果不符合要求，说明发动机安全性没有达标。
本实施例中，发动机进气道总压恢复系数定义如下：
Figure BDA0003305542570000101
其中
Figure BDA0003305542570000102
为进气道出口截面平均总压，
Figure BDA0003305542570000103
表示远前方自由来流总压。
进气畸变指数定义如下：
Figure BDA0003305542570000104
其中
Figure BDA0003305542570000105
和
Figure BDA0003305542570000106
分别表示进气道出口截面最大总压和最小总压。
喘振裕度是指稳定边界线和共同工作线上的压比之差除以共同工作线上的压比，按等换算转速且考虑换算流量变化影响的定义式为：
Figure BDA0003305542570000107
式中ms和
Figure BDA0003305542570000108
分别为近失速工况流量和总压比，mo和
Figure BDA0003305542570000109
为设计工况流量和总压比。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，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 (5)

1.爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1、根据试验发动机型号及结构尺寸确定验证发动机；
S2、运用数值方法模拟验证发动机全功率状态下不同马赫数及不同飞行迎角时的气动流场状况，对验证发动机内外流耦合条件下全通道流场进行计算；
S3、确定试验畸变发生器，使用所述试验畸变发生器能够模拟步骤S2中所述的气动流场状况；
S4、应用步骤S3确定的试验畸变发生器对试验发动机进行台架畸变试验，计算出在所述试验畸变发生器所形成的步骤S2所述气动流场下、试验发动机全功率状态下的喘振裕度；
S5、根据适航安全管理体系中关于航空发动机飞行时喘振/失速的条款要求，验证试验发动机通过步骤S4所得喘振裕度是否符合要求。
2.根据权利要求1所述的爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法，其特征在于：步骤S3中试验畸变发生器确定方法包括以下步骤：
S301、根据步骤S2结果获取不同马赫数和飞行迎角条件下验证发动机风扇前的进气畸变图谱，并获取该图谱的总压恢复系数、进气畸变指数作为设计参数；
S302、根据步骤S301中得到的进气畸变图谱及设计参数，相应马赫数下不同飞行迎角条件下各自对应设计多个不同的畸变发生器；
S303、将步骤S302所设计的畸变发生器逐个安装在试验进气段内试验发动机风扇前位置处，通过对不同畸变发生器与风扇组合方案的研究，计算出不同畸变发生器方案情况下的试验发动机全功率状态时进气畸变图谱，获取该图谱截面的总压恢复系数、进气畸变指数以及风扇的压比和效率参数；
S304、对比步骤S303和步骤S301的进气畸变图谱及相关数据，相应马赫数及相应飞行迎角条件下的多个畸变发生器中，确定与步骤S301中所得参数偏差最小的畸变发生器为该马赫数及该飞行迎角条件下的试验畸变发生器。
3.根据权利要求2所述的爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法，其特征在于：所述畸变发生器为插板式畸变发生器。
4.根据权利要求1所述的爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法，其特征在于：所述验证发动机为带短舱的大涵道比涡扇发动机。
5.根据权利要求4所述的爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法，其特征在于：所述验证发动机型号为DGEN380航空发动机。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114861405A (zh) * 2022-04-12 2022-08-05 北京航空航天大学 一种航空发动机功率瞬变的适航符合性验证方法
CN114912187A (zh) * 2022-04-18 2022-08-16 北京航空航天大学 一种发动机气动稳定性的符合性验证方法

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