CN114912196B - 基于堆叠格栅的航空发动机进气总压畸变发生器设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及基于堆叠格栅的航空发动机进气总压畸变发生器设计方法，包括以下步骤：(一)：选定总压畸变生成装置内环半径和外环半径；(二)：确定总压畸变插板一/二/三的筛网遮挡边缘圆弧半径；(三)：计算遮挡区域面积A₁和遮挡区域疏密度S₁；(四)：计算并判断总压畸变插板一的堵塞度；(五)：选计算遮挡区域面积A₂和遮挡区域疏密度S₂；(六)：计算并判断总压畸变插板二的堵塞度；(七)：计算遮挡区域面积A₃和遮挡区域疏密度S₃；(八)：计算并判断总压畸变插板三的堵塞度；(九)：确定总压畸变生成装置安装位置；(十)：校验性能；(十一)：如果校验合格，则完成设计。本发明设计方法的应用可以改进航空发动机稳态总压畸变生成装置的模拟实验。

Description

基于堆叠格栅的航空发动机进气总压畸变发生器设计方法

技术领域

本发明涉及一种基于堆叠格栅的航空发动机进气总压畸变发生器设计方法，属于航空发动机测试系统设计领域。

背景技术

现代战机需要满足隐身、高性能、高机动等技术指标，在高空高速的飞行状态下完成大俯角，大侧滑角的飞行动作，对航空发动机来说，进气口的设计以及机身边界层、地面涡流、炮弹尾气的吸入使发动机进气面不可避免的会出现进气畸变问题。发动机进气畸变可分为总压畸变、总温畸变和旋流畸变3种形式，其中总压畸变主要是由于飞机在大攻角、大侧滑角下飞行时进气道入口气流分离造成的，这将导致发动机进气面总压发布不均匀，并诱发压气机失速喘振、叶片颤振断裂、航空发动机停止工作等一系列问题，严重制约着飞机飞行包线的拓展以及发动机性能的提升。

航空发动机进气总压畸变严重影响进气道和发动机的稳定性，为评估这种影响，国内外进行了大量的进气道实验、发动机部件实验。其中，通过畸变发生器对进气总压畸变机理试验一直是各方研究人员所关注的重点。在航空发动机进气总压畸变试验研究中，带有畸变发生器的地面模拟试验在发动机稳定性评定中具有重要作用。其方法是将发动机安装在简化后的进气道模型当中，人为制造可控的总压畸变气流并输送给发动机，以测试发动机的性能变化。这种人为可控的总压畸变气流由总压畸变生成装置生成，且不同的总压畸变生成装置模拟产生的总压畸变也有差异。

目前，国内外常见的发动机进气总压畸变生成装置主要分为稳态畸变发生器和瞬态畸变发生器2种，稳态畸变发生器主要包括畸变筛网、模拟插板等。其中，板状总压畸变生成器较为常用，多用于模拟稳态的总压畸变。通过在燃气涡轮发动机试车进气道中加入可替换的畸变模拟板可以生成不同畸变强度的总压畸变气流。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于改进现有技术缺陷，提供一种基于堆叠格栅的航空发动机进气总压畸变发生器设计方法。

本发明的工作原理为：以格栅状的总压畸变模拟器为基础，将3块畸变筛网堆叠放置，安装在发动机进气口上端，来流通过总压畸变发生器后形成局部低压区，模拟板边沿形成强紊流，在AIP(Air interface Plane)气动交界面形成稳态总压畸变，模拟航空发动机在高空高速条件下，进气道由于飞机的大俯角，大侧滑角等飞行动作产生的进气总压畸变，从而测试在此影响下进气道与航空发动机的兼容性和稳定性。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种基于堆叠格栅的航空发动机进气总压畸变发生器设计方法，具体包括以下步骤：

(一)：根据航空发动机入口半径和发动机进气道外壁最大半径，选定总压畸变生成装置内环半径和总压畸变生成装置外环半径；

(二)：根据总压畸变生成装置外环半径确定总压畸变插板一的筛网遮挡边缘圆弧半径、总压畸变插板二的筛网遮挡边缘圆弧半径和总压畸变插板三的筛网遮挡边缘圆弧半径，并确定圆弧圆心；

(三)：选定总压畸变插板一的筛网桁条宽度和筛网桁条之间的间隔距离，并计算总压畸变插板一的遮挡区域面积A₁和遮挡区域疏密度S₁；

(四)：计算并判断总压畸变插板一的堵塞度，如果堵塞度在15％-20％，则进行下一步骤；否则回到步骤(三)，重新选择总压畸变插板一的筛网桁条宽度和筛网桁条之间的间隔距离；

(五)：选定总压畸变插板二的筛网桁条宽度和筛网桁条之间的间隔距离，并计算总压畸变插板二的遮挡区域面积A₂和遮挡区域疏密度S₂；

(六)：计算并判断总压畸变插板二的堵塞度，如果堵塞度在10％-15％，则进行下一步骤；否则回到步骤(五)，重新选择总压畸变插板二的筛网桁条宽度和筛网桁条之间的间隔距离；

(七)：选定总压畸变插板三的筛网桁条宽度和筛网桁条之间的间隔距离，并计算总压畸变插板三的遮挡区域面积A₃和遮挡区域疏密度S₃；

(八)：计算并判断总压畸变插板三的堵塞度，如果堵塞度在5％-10％，则进行下一步骤；否则回到步骤(七)，重新选择总压畸变插板三的筛网桁条宽度和筛网桁条之间的间隔距离；

(九)：根据AIP气动交界面，在航空发动机的进气道中确定总压畸变生成装置安装位置；

(十)：通过缩比模型风洞试验或者计算机数值模拟校验性能，如果性能不满足设计要求，回到步骤(三)，重新确定总压畸变生成装置的各项参数；

(十一)：如果校验合格，则完成设计。

进一步，步骤(一)：根据航空发动机入口半径R₁和发动机进气道外壁最大半径R₂，选定总压畸变生成装置内环半径Rd₁和总压畸变生成装置外环半径Rd₂；其中，Rd₁＝R₁，Rd₂＝R₂。

进一步，步骤(二)：根据总压畸变生成装置外环半径Rd₂计算总压畸变插板一的筛网遮挡边缘圆弧半径Re₁,其中Re₁＝Rd₂；计算总压畸变插板二的筛网遮挡边缘圆弧半径Re₂,其中计算总压畸变插板三筛网边缘圆弧半径Re₃,其中/>三者圆心位于自身内环中心点竖直向下与自身外环壁的交点处。

进一步，步骤(三)：根据面积占比计算总压畸变插板一的遮挡区域面积A₁和遮挡区域疏密度S₁，遮挡区域面积A₁的计算方法为：

遮挡区域疏密度S₁的计算方法为：其中，de₁为总压畸变插板一的筛网桁条宽度，ds₁为总压畸变插板一的筛网桁条之间的间隔距离。

进一步，步骤(四)：计算并判断总压畸变插板一的堵塞度，堵塞度的计算方法为：其中，A₁为总压畸变插板一的遮挡区域面积，S₁为总压畸变插板一的遮挡区域疏密度。

进一步，步骤(五)：根据面积占比计算总压畸变插板二的遮挡区域面积A₂和遮挡区域疏密度S₂，遮挡区域面积A₂的计算方法为：

遮挡区域疏密度S₂的计算方法为：其中，de₂为总压畸变插板二的筛网桁条宽度，ds₂为总压畸变插板二的筛网桁条之间的间隔距离。

进一步，步骤(六)：计算并判断总压畸变插板二的堵塞度，堵塞度的计算方法为：其中，A₂为总压畸变插板二的遮挡区域面积，S₂为总压畸变插板二的遮挡区域疏密度。

进一步，步骤(七)：根据面积占比计算总压畸变插板三的遮挡区域面积A₃和遮挡区域疏密度S₃，遮挡区域面积A₃的计算方法为：

遮挡区域疏密度S₃的计算方法为：其中，de₃为总压畸变插板三的筛网桁条宽度，ds₃为总压畸变插板三的筛网桁条之间的间隔距离。

进一步，步骤(八)：计算并判断总压畸变插板三的堵塞度，堵塞度的计算方法为：其中，A₃为总压畸变插板三的遮挡区域面积，S₃为总压畸变插板三的遮挡区域疏密度。

进一步，步骤(九)：根据AIP气动交界面，在航空发动机的进气道中确定总压畸变生成装置安装位置；总压畸变生成装置的内环中心点与AIP界面的距离为D，且D满足不等式：R₁≤D≤1.5×R₁，其中R₁为航空发动机入口半径。

与现有技术相比，本发明的优点是：本发明设计方法的应用可以改进航空发动机稳态总压畸变生成装置的模拟实验，使得航空发动机总压畸变地面实验尽可能模拟在现实高速条件下，航空发动机面临的总压畸变情况；本发明涉及的航空发动机进气总压畸变生成装置设计方法基于进气格栅原理，提出利用可塑性材料，以畸变模拟格栅作为基础，利用多层格栅重叠放置，模拟发动机进气道产生进气总压畸变，最终设计得到可模拟航空发动机高空高速工作情况，可重复使用，可拆解跟换的，周向总压畸变和径向总压畸变空间稳态分布的航空发动机进气总压畸变生成装置；该设计方法的应用可以节省航空发动机稳态总压畸变生成装置的制造成本，缩短航空发动机总压畸变的测试周期。

附图说明

图1为航空发动机进气总压畸变测试试验台示意图；

图2为航空发动机与进气道示意图；

图3为未安装进气总压畸变生成装置时航空发动机入口顺进气方向正视图；

图4为已安装进气总压畸变生成装置时航空发动机与进气道示意图；

图5为多层堆叠格栅进气总压畸变生成装置示意图；

图6为多层堆叠格栅进气总压畸变生成装置轴向正视图；

图7为多层堆叠格栅进气总压畸变生成装置拆分示意图；

图8为安装进气总压畸变生成装置时气动交界面的总压恢复云图；

图中的标记为：1表示试车台框架，2表示被测试的航空发动机，3表示被测试的航空发动机的进气道，4表示推力导轨，5表示测试时吸入航空发动机的空气流动方向，6表示AIP气动交界面，7表示为航空发动机入口半径，8表示发动机进气道外壁最大半径，9表示总压畸变插板一，10表示总压畸变插板二,11表示总压畸变插板三，12表示总压畸变生成装置内环半径，13表示总压畸变生成装置外环半径，14表示总压畸变插板一的筛网遮挡边缘圆弧半径，15表示总压畸变插板二的筛网遮挡边缘圆弧半径，16表示总压畸变插板三的筛网遮挡边缘圆弧半径，17表示总压畸变插板一的筛网桁条宽度，18表示总压畸变插板一的筛网桁条之间的间隔距离，19表示总压畸变插板二的筛网桁条宽度，20表示总压畸变插板二的筛网桁条之间的间隔距离，21表示总压畸变插板三的筛网桁条宽度，22表示总压畸变插板三的筛网桁条之间的间隔距离。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

图1所示为航空发动机进气总压畸变测试试验台示意图，被测试的航空发动机2和进气道3安装于推力导轨4上，推力导轨4安装于试车台框架1上，在航空发动机测试过程中，航空发动机2、进气道3连同推力导轨4可沿发动机轴线方向小范围前后移动，5为测试时吸入航空发动机的空气流动方向。

图2所示为航空发动机2与进气道3示意图，发动机地面测试所采用的进气道3的基本结构为喇叭形进气口，等直圆形截面管道，进气道3直接与航空发动机2对接，在进气道与发动机之间存在一个人为定义的AIP气动交界面6，如图2中的虚线所示。AIP气动交界面6定义了进气道3出口与航空发动机2入口的分界面位置，同时AIP气动交界面6也是航空发动机进气总压测量平面的位置。

图3所示为未安装进气总压畸变生成装置时航空发动机入口顺进气方向正视图，7为航空发动机入口半径，8发动机进气道外壁最大半径。

图4所示为安装进气总压畸变生成装置后进气道剖视图，总压畸变生成装置安装于进气道3内AIP气动交界面6的上游1～1.5倍发动机进口管道直径处。

图5所示为一种基于多层堆叠格栅的航空发动机进气总压畸变发生装置示意图，此装置由总压畸变插板一、总压畸变插板二和总压畸变插板三三者叠置而成。

图6所示为一种基于多层堆叠格栅的航空发动机进气总压畸变发生装置轴向正视图，总压畸变插板一、总压畸变插板二和总压畸变插板三筛网遮挡边缘为圆弧，且圆弧圆心位置相同，位于总压畸变插板一内环中心点竖直向下与总压畸变插板一外环壁的交点处。其中总压畸变插板一筛网遮挡边缘圆弧半径14等于总压畸变生成装置外环半径13，总压畸变插板二筛网遮挡边缘圆弧直径等于总压畸变生成装置外环半径13的3/4，总压畸变插板三筛网遮挡边缘圆弧直径等于总压畸变生成装置外环半径13的1/2。

图7所示为一种基于多层堆叠格栅的航空发动机进气总压畸变发生装置拆分后示意图。总压畸变插板一筛网各个桁条的宽度相同，筛网各桁条之间的间隔距离相同，各横向纵向桁条等距布置。总压畸变插板二筛网各个桁条的宽度和筛网各桁条之间的间隔距离满足同上条件，总压畸变插板三筛网各个桁条的宽度和筛网各桁条之间的间隔距离满足同上条件。

图8所示为进气总压畸变生成装置安装在航空发动机进气道后，航空发动机进气总压畸变测试试验台工作时，AIP气动交界面6处的总压恢复云图。

本发明一种基于堆叠格栅的航空发动机进气总压畸变发生器设计方法，包括以下步骤：

(一)：根据航空发动机入口半径7和发动机进气道外壁最大半径8，选定总压畸变生成装置内环半径12和总压畸变生成装置外环半径13；

(二)：根据总压畸变生成装置外环半径13确定总压畸变插板一9的筛网遮挡边缘圆弧半径14、总压畸变插板二10的筛网遮挡边缘圆弧半径15和总压畸变插板三11的筛网遮挡边缘圆弧半径16，并确定圆弧圆心；

(三)：选定总压畸变插板一9的筛网桁条宽度17和筛网桁条之间的间隔距离18，并计算总压畸变插板一9的遮挡区域面积A₁和遮挡区域疏密度S₁；

(四)：计算并判断总压畸变插板一9的堵塞度，如果堵塞度在15％-20％，则进行下一步骤；否则回到步骤(三)，重新选择总压畸变插板一9的筛网桁条宽度17和筛网桁条之间的间隔距离18；

(五)：选定总压畸变插板二10的筛网桁条宽度19和筛网桁条之间的间隔距离20，并计算总压畸变插板二10的遮挡区域面积A₂和遮挡区域疏密度S₂；

(六)：计算并判断总压畸变插板二10的堵塞度，如果堵塞度在10％-15％，则进行下一步骤；否则回到步骤(五)，重新选择总压畸变插板二10的筛网桁条宽度19和筛网桁条之间的间隔距离20；

(七)：选定总压畸变插板三11的筛网桁条宽度21和筛网桁条之间的间隔距离22，并计算总压畸变插板三11的遮挡区域面积A₃和遮挡区域疏密度S₃；

(八)：计算并判断总压畸变插板三11的堵塞度，如果堵塞度在5％-10％，则进行下一步骤；否则回到步骤(七)，重新选择总压畸变插板三11的筛网桁条宽度21和筛网桁条之间的间隔距离22；

(九)：根据AIP气动交界面6，在航空发动机的进气道3中确定总压畸变生成装置安装位置；

(十)：通过缩比模型风洞试验或者计算机数值模拟校验性能，性能参数包括稳态周向畸变强度和稳态径向畸变强度，如果性能不满足设计要求，则回到步骤三，重新选定总压畸变生成装置的各项参数。

(十一)：如果校验合格，则完成设计。

进一步，步骤(一)：根据航空发动机入口半径R₁和发动机进气道外壁最大半径R₂，选定总压畸变生成装置内环半径Rd₁和总压畸变生成装置外环半径Rd₂；其中，Rd₁＝R₁，Rd₂＝R₂。

进一步，步骤(二)：根据总压畸变生成装置外环半径Rd₂计算总压畸变插板一9的筛网遮挡边缘圆弧半径Re₁,其中Re₁＝Rd₂；计算总压畸变插板二10的筛网遮挡边缘圆弧半径Re₂,其中计算总压畸变插板三11筛网边缘圆弧半径Re₃,其中三者圆心位于自身内环中心点竖直向下与自身外环壁的交点处。

进一步，步骤(三)：根据面积占比计算总压畸变插板一9的遮挡区域面积A₁和遮挡区域疏密度S₁，遮挡区域面积A₁的计算方法为：

遮挡区域疏密度S₁的计算方法为：其中，de₁为总压畸变插板一9的筛网桁条宽度，ds₁为总压畸变插板一9的筛网桁条之间的间隔距离。

进一步，步骤(四)：计算并判断总压畸变插板一9的堵塞度，堵塞度的计算方法为：其中，A₁为总压畸变插板一9的遮挡区域面积，S₁为总压畸变插板一9的遮挡区域疏密度。

进一步，步骤(五)：根据面积占比计算总压畸变插板二10的遮挡区域面积A₂和遮挡区域疏密度S₂，遮挡区域面积A₂的计算方法为：

遮挡区域疏密度S₂的计算方法为：其中，de₂为总压畸变插板二10的筛网桁条宽度，ds₂为总压畸变插板二10的筛网桁条之间的间隔距离。

进一步，步骤(六)：计算并判断总压畸变插板二10的堵塞度，堵塞度的计算方法为：其中，A₂为总压畸变插板二10的遮挡区域面积，S₂为总压畸变插板二10的遮挡区域疏密度。

进一步，步骤(七)：根据面积占比计算总压畸变插板三11的遮挡区域面积A₃和遮挡区域疏密度S₃，遮挡区域面积A₃的计算方法为：

遮挡区域疏密度S₃的计算方法为：其中，de₃为总压畸变插板三1的筛网桁条宽度，ds₃为总压畸变插板三11的筛网桁条之间的间隔距离。

进一步，步骤(八)：计算并判断总压畸变插板三11的堵塞度，堵塞度的计算方法为：其中，A₃为总压畸变插板三11的遮挡区域面积，S₃为总压畸变插板三11的遮挡区域疏密度。

进一步，步骤(九)：根据AIP气动交界面6，在航空发动机的进气道3中确定总压畸变生成装置安装位置；总压畸变生成装置的内环中心点与AIP界面的距离为D，且D满足不等式：R₁≤D≤1.5×R₁，其中R₁为航空发动机入口半径。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (1)

1.基于堆叠格栅的航空发动机进气总压畸变发生器设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

(一)：根据航空发动机入口半径(7)R₁和发动机进气道外壁最大半径(8)R₂，选定总压畸变生成装置内环半径(12)Rd₁和总压畸变生成装置外环半径(13)Rd₂；其中，Rd₁＝R₁，Rd₂＝R₂；

(二)：根据总压畸变生成装置外环半径(13)Rd₂计算总压畸变插板一(9)的筛网遮挡边缘圆弧半径(14)Re₁,其中Re₁＝Rd₂；计算总压畸变插板二(10)的筛网遮挡边缘圆弧半径(15)Re₂,其中计算总压畸变插板三(11)筛网边缘圆弧半径(16)Re₃,其中三者圆心位于自身内环中心点竖直向下与自身外环壁的交点处；

(三)：选定总压畸变插板一(9)的筛网桁条宽度(17)和筛网桁条之间的间隔距离(18)，并计算总压畸变插板一(9)的遮挡区域面积A₁和遮挡区域疏密度S₁；根据面积占比计算总压畸变插板一(9)的遮挡区域面积A₁和遮挡区域疏密度S₁，遮挡区域面积A₁的计算方法为：

遮挡区域疏密度S₁的计算方法为：其中，de₁为总压畸变插板一(9)的筛网桁条宽度(17)，ds₁为总压畸变插板一(9)的筛网桁条之间的间隔距离(18)；

(四)：计算并判断总压畸变插板一(9)的堵塞度，如果堵塞度在15％-20％，则进行下一步骤；否则回到步骤(三)，重新选择总压畸变插板一(9)的筛网桁条宽度(17)和筛网桁条之间的间隔距离(18)；堵塞度的计算方法为：

(五)：选定总压畸变插板二(10)的筛网桁条宽度(19)和筛网桁条之间的间隔距离(20)，并计算总压畸变插板二(10)的遮挡区域面积A₂和遮挡区域疏密度S₂；根据面积占比计算总压畸变插板二(10)的遮挡区域面积A₂和遮挡区域疏密度S₂，遮挡区域面积A₂的计算方法为：

遮挡区域疏密度S₂的计算方法为：其中，de₂为总压畸变插板二(10)的筛网桁条宽度(19)，ds₂为总压畸变插板二(10)的筛网桁条之间的间隔距离(20)；

(六)：计算并判断总压畸变插板二(10)的堵塞度，如果堵塞度在10％-15％，则进行下一步骤；否则回到步骤(五)，重新选择总压畸变插板二(10)的筛网桁条宽度(19)和筛网桁条之间的间隔距离(20)；堵塞度的计算方法为：

(七)：选定总压畸变插板三(11)的筛网桁条宽度(21)和筛网桁条之间的间隔距离(22)，并计算总压畸变插板三(11)的遮挡区域面积A₃和遮挡区域疏密度S₃；根据面积占比计算总压畸变插板三(11)的遮挡区域面积A₃和遮挡区域疏密度S₃，遮挡区域面积A₃的计算方法为：

遮挡区域疏密度S₃的计算方法为：其中，de₃为总压畸变插板三(11)的筛网桁条宽度(21)，ds₃为总压畸变插板三(11)的筛网桁条之间的间隔距离(22)

(八)：计算并判断总压畸变插板三(11)的堵塞度，如果堵塞度在5％-10％，则进行下一步骤；否则回到步骤(七)，重新选择总压畸变插板三(11)的筛网桁条宽度(21)和筛网桁条之间的间隔距离(22)；堵塞度的计算方法为：

(九)：根据AIP气动交界面(6)，在航空发动机的进气道(3)中确定总压畸变生成装置安装位置；总压畸变生成装置的内环中心点与AIP界面的距离为D，且D满足不等式：R₁≤D≤1.5×R₁，其中R₁为航空发动机入口半径

(十)：通过缩比模型风洞试验或者计算机数值模拟校验性能，如果性能不满足设计要求，回到步骤(三)，重新确定总压畸变生成装置的各项参数；

(十一)：如果校验合格，则完成设计。