CN114427975A - 一种串联式组合动力模态转换验证方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种串联式组合动力模态转换验证方法。包括：步骤一、通过台架进排气与控制系统调试，获取在进气加压条件下涡轮基转速的稳定工作范围，并验证涡轮基风车转速；步骤二、进行涡轮基在进气加压条件下加力点火调试试验，试验过程中监测涡轮后总压与加力进口总压值；步骤三、涡轮基进气加压高空高速静压，外涵进气加温高空高速静温，并维持冲压燃烧室进口总压高空高速静压条件下，进行模态转换验证试验。本申请可以模拟高空高速条件下模态转换过程的正向及反向转换过程，且能保证发动机稳定运转；适用于各种形式组合动力的模态转换过程，在地面台架上就可以实现过程验证，节约成本，降低风险。

Description

一种串联式组合动力模态转换验证方法

技术领域

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种串联式组合动力模态转换验证方法。

背景技术

涡轮发动机与冲压发动机组合而成的吸气式涡轮基组合循环(TBCC)发动机是国际公认的最可行的高超声速空天动力之一。涡轮模态与冲压模态转换技术验证方法的研究是非常必要且急需的。

目前的模态转换技术验证方法还局限于开展常温常压条件下的模态转换试验，而模拟高速条件下模态转换的验证方法还处于空白。并且，现有的模态转换验证方法中发动机的进气条件是自然吸气或低速条件下的模态转换方法，无法满足高空高速条件下模态转换过程的模拟验证需求；现有模态转换验证方法中模态转换过程需要载机搭载开展，导致花费的成本较高而且效率较低。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种串联式组合动力模态转换验证方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种串联式组合动力模态转换验证方法，包括：

步骤一、通过台架进排气与控制系统调试，获取在进气加压条件下涡轮基转速的稳定工作范围，并验证涡轮基风车转速；

步骤二、进行涡轮基在进气加压条件下加力点火调试试验，试验过程中监测涡轮后总压与加力进口总压值；

步骤三、涡轮基进气加压高空高速静压，外涵进气加温高空高速静温，并维持冲压燃烧室进口总压高空高速静压条件下，进行模态转换验证试验。

在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，所述通过台架进排气与控制系统调试，获取在进气加压条件下涡轮基转速的稳定工作范围，并验证涡轮基风车转速包括：

S101、调整台架喷口至最大状态，在常温、常压进气条件下，控制涡轮基起动，达到80％转速稳定运转；

S102、逐步打开涡轮基加压进气管路阀门，同时逐步关闭自然吸气管路阀门，使涡轮基进气总压达到并维持高空高速静压条件，然后调节涡轮基油量，使涡轮基达到97.5％转速稳定运转；

S103、切断涡轮基供油，使涡轮基处于风车状态，验证涡轮基风车转速。

在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，所述进行涡轮基在进气加压条件下加力点火调试试验，试验过程中监测涡轮后总压与加力进口总压值包括：

S201、在涡轮基进气加压条件下，使涡轮基达到97.5％转速稳定运转；

S202、调整加力供油量，然后接通加力；

S203、调节台架喷口使加力进口总压达到高空高速静压条件，调节涡轮基加压进气管路阀门，使涡轮基进气总压达到并维持高空高速静压条件；

S204、通过台架控制切停加力和涡轮基供油，使涡轮基处于风车状态。

在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，所述涡轮基进气加压高空高速静压，外涵进气加温高空高速静温，并维持冲压燃烧室进口总压高空高速静压条件下，进行模态转换验证试验包括：

S301、涡轮基进气加压条件下，使涡轮基达到97.5％转速稳定运转；

S302、调整加力供油量，然后接通加力，监测加力进口总压；

S303、打开冲压外涵流量阀，使加力/冲压燃烧室进口总压增加；

S304、控制涡轮基减油，使涡轮基达到80％转速稳定运转，然后逐步打开冲压外涵流量阀，保证冲压燃烧室进口总压维持在高空高速静压条件；

S305、通过台架继续控制涡轮基减油，使涡轮基达到60％转速稳定运转，继续逐步打开冲压外涵流量阀，保证冲压燃烧室进口总压维持在高空高速静压条件；

S306、通过台架进一步控制涡轮基减油，使涡轮基达到35％转速稳定运转，进一步打开冲压外涵流量阀，保证冲压燃烧室进口总压维持在高空高速静压条件，以实现在外涵进气加温加压的条件下，加力/冲压燃烧室稳定燃烧，完成涡轮基慢车状态下的模态转换模拟验证；

S307、在步骤S304-S306涡轮基减油过程中，若涡轮后总温超过限制值，则通过台架控制涡轮基减油使涡轮后总温低于限制值，若涡轮基熄火，则立即切停涡轮基供油，同时增加涡轮基进气总压，使涡轮后总压稍大于冲压进口总压值；

S308、在步骤S306-S307的基础上，逐步切断涡轮基进气通道供气，同时增加冲压外涵进气量，保证冲压燃烧室进口总压维持在高空高速条件，实现在冲压外涵单独进气条件下，加力/冲压燃烧室稳定燃烧，完成涡轮基进气关闭状态下的模态转换原理验证。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的串联式组合动力模态转换验证方法，可以模拟高空高速条件下模态转换过程的正向及反向转换过程，且能保证发动机稳定运转；适用于各种形式组合动力的模态转换过程，在地面台架上就可以实现过程验证，节约成本，降低风险。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的串联式组合动力模态转换验证方法流程图。

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例中的附图，对本申请实施例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。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，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例，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例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。

下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种串联式组合动力模态转换验证方法，包括以下步骤：

步骤一、通过台架进排气与控制系统调试，获取在进气加压条件下涡轮基转速的稳定工作范围，并验证涡轮基风车转速；

步骤二、进行涡轮基在进气加压条件下加力点火调试试验，试验过程中监测涡轮后总压与加力进口总压值；

步骤三、涡轮基进气加压高空高速静压，外涵进气加温高空高速静温，并维持冲压燃烧室进口总压高空高速静压条件下，进行模态转换验证试验。

步骤一中，通过台架进排气与控制系统调试，获取在进气加压条件下涡轮基转速的稳定工作范围，并验证涡轮基风车转速包括：

S101、调整台架喷口至最大状态，在常温、常压进气条件下，控制涡轮基起动，达到80％转速稳定运转；

S102、逐步打开涡轮基加压进气管路阀门，同时逐步关闭自然吸气管路阀门，使涡轮基进气总压达到并维持高空高速静压条件，然后调节涡轮基油量，使涡轮基达到97.5％转速稳定运转；

S103、切断涡轮基供油，使涡轮基处于风车状态，验证涡轮基风车转速。

步骤二中，进行涡轮基在进气加压条件下加力点火调试试验，试验过程中监测涡轮后总压与加力进口总压值包括：

S201、在涡轮基进气加压条件下，使涡轮基达到97.5％转速稳定运转；

S202、调整加力供油量，然后接通加力；

S203、调节台架喷口使加力进口总压达到高空高速静压条件，调节涡轮基加压进气管路阀门，使涡轮基进气总压达到并维持高空高速静压条件；

S204、通过台架控制切停加力和涡轮基供油，使涡轮基处于风车状态。

步骤三中，涡轮基进气加压高空高速静压，外涵进气加温高空高速静温，并维持冲压燃烧室进口总压高空高速静压条件下，进行模态转换验证试验包括：

S301、涡轮基进气加压条件下，使涡轮基达到97.5％转速稳定运转；

S302、调整加力供油量，然后接通加力，监测加力进口总压；

S303、打开冲压外涵流量阀，使加力/冲压燃烧室进口总压增加；

S304、控制涡轮基减油，使涡轮基达到80％转速稳定运转，然后逐步打开冲压外涵流量阀，保证冲压燃烧室进口总压维持在高空高速静压条件；

S305、通过台架继续控制涡轮基减油，使涡轮基达到60％转速稳定运转，继续逐步打开冲压外涵流量阀，保证冲压燃烧室进口总压维持在高空高速静压条件；

S306、通过台架进一步控制涡轮基减油，使涡轮基达到35％转速稳定运转，进一步打开冲压外涵流量阀，保证冲压燃烧室进口总压维持在高空高速静压条件，以实现在外涵进气加温加压的条件下，加力/冲压燃烧室稳定燃烧，完成涡轮基慢车状态下的模态转换模拟验证；

S307、在步骤S304-S306涡轮基减油过程中，若涡轮后总温超过限制值，则通过台架控制涡轮基减油使涡轮后总温低于限制值，若涡轮基熄火，则立即切停涡轮基供油，同时增加涡轮基进气总压，使涡轮后总压稍大于冲压进口总压值；

S308、在步骤S306-S307的基础上，逐步切断涡轮基进气通道供气，同时增加冲压外涵进气量，保证冲压燃烧室进口总压维持在高空高速条件，实现在冲压外涵单独进气条件下，加力/冲压燃烧室稳定燃烧，完成涡轮基进气关闭状态下的模态转换原理验证。

本申请的串联式组合动力模态转换验证方法，通过建立并模拟高空高速环境并根据发动机涡轮涵道和冲压涵道的静压平衡关系，通过控制组合动力涡轮基状态，调节涡轮基进气和冲压外涵进气流量，实现涡轮模态向冲压模态的相互转换过程，以及各关键性能参数的连续变化。本申请可以模拟高空高速条件下模态转换过程的正向及反向转换过程，且能保证发动机稳定运转；适用于各种形式组合动力的模态转换过程，在地面台架上就可以实现过程验证，节约成本，降低风险。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种串联式组合动力模态转换验证方法，其特征在于，包括：

步骤一、通过台架进排气与控制系统调试，获取在进气加压条件下涡轮基转速的稳定工作范围，并验证涡轮基风车转速；

步骤二、进行涡轮基在进气加压条件下加力点火调试试验，试验过程中监测涡轮后总压与加力进口总压值；

步骤三、涡轮基进气加压高空高速静压，外涵进气加温高空高速静温，并维持冲压燃烧室进口总压高空高速静压条件下，进行模态转换验证试验。

2.根据权利要求1所述的串联式组合动力模态转换验证方法，其特征在于，步骤一中，所述通过台架进排气与控制系统调试，获取在进气加压条件下涡轮基转速的稳定工作范围，并验证涡轮基风车转速包括：

S101、调整台架喷口至最大状态，在常温、常压进气条件下，控制涡轮基起动，达到80％转速稳定运转；

S102、逐步打开涡轮基加压进气管路阀门，同时逐步关闭自然吸气管路阀门，使涡轮基进气总压达到并维持高空高速静压条件，然后调节涡轮基油量，使涡轮基达到97.5％转速稳定运转；

S103、切断涡轮基供油，使涡轮基处于风车状态，验证涡轮基风车转速。

3.根据权利要求1所述的串联式组合动力模态转换验证方法，其特征在于，步骤二中，所述进行涡轮基在进气加压条件下加力点火调试试验，试验过程中监测涡轮后总压与加力进口总压值包括：

S201、在涡轮基进气加压条件下，使涡轮基达到97.5％转速稳定运转；

S202、调整加力供油量，然后接通加力；

S203、调节台架喷口使加力进口总压达到高空高速静压条件，调节涡轮基加压进气管路阀门，使涡轮基进气总压达到并维持高空高速静压条件；

S204、通过台架控制切停加力和涡轮基供油，使涡轮基处于风车状态。

4.根据权利要求1所述的串联式组合动力模态转换验证方法，其特征在于，步骤三中，所述涡轮基进气加压高空高速静压，外涵进气加温高空高速静温，并维持冲压燃烧室进口总压高空高速静压条件下，进行模态转换验证试验包括：

S301、涡轮基进气加压条件下，使涡轮基达到97.5％转速稳定运转；

S302、调整加力供油量，然后接通加力，监测加力进口总压；

S303、打开冲压外涵流量阀，使加力/冲压燃烧室进口总压增加；

S304、控制涡轮基减油，使涡轮基达到80％转速稳定运转，然后逐步打开冲压外涵流量阀，保证冲压燃烧室进口总压维持在高空高速静压条件；

S305、通过台架继续控制涡轮基减油，使涡轮基达到60％转速稳定运转，继续逐步打开冲压外涵流量阀，保证冲压燃烧室进口总压维持在高空高速静压条件；

S306、通过台架进一步控制涡轮基减油，使涡轮基达到35％转速稳定运转，进一步打开冲压外涵流量阀，保证冲压燃烧室进口总压维持在高空高速静压条件，以实现在外涵进气加温加压的条件下，加力/冲压燃烧室稳定燃烧，完成涡轮基慢车状态下的模态转换模拟验证；

S307、在步骤S304-S306涡轮基减油过程中，若涡轮后总温超过限制值，则通过台架控制涡轮基减油使涡轮后总温低于限制值，若涡轮基熄火，则立即切停涡轮基供油，同时增加涡轮基进气总压，使涡轮后总压稍大于冲压进口总压值；

S308、在步骤S306-S307的基础上，逐步切断涡轮基进气通道供气，同时增加冲压外涵进气量，保证冲压燃烧室进口总压维持在高空高速条件，实现在冲压外涵单独进气条件下，加力/冲压燃烧室稳定燃烧，完成涡轮基进气关闭状态下的模态转换原理验证。

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