CN114935419B - 一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法 - Google Patents

一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114935419B
CN114935419B CN202210557234.0A CN202210557234A CN114935419B CN 114935419 B CN114935419 B CN 114935419B CN 202210557234 A CN202210557234 A CN 202210557234A CN 114935419 B CN114935419 B CN 114935419B
Authority
CN
China
Prior art keywords
starter
aero
engine
power
power characteristics
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202210557234.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114935419A (zh
Inventor
郭海红
任东
胡晓东
王军
刘亚君
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202210557234.0A priority Critical patent/CN114935419B/zh
Publication of CN114935419A publication Critical patent/CN114935419A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114935419B publication Critical patent/CN114935419B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L3/00—Measuring torque, work, mechanical power, or mechanical efficiency, in general
    • G01L3/24—Devices for determining the value of power, e.g. by measuring and simultaneously multiplying the values of torque and revolutions per unit of time, by multiplying the values of tractive or propulsive force and velocity
    • G01L3/242—Devices for determining the value of power, e.g. by measuring and simultaneously multiplying the values of torque and revolutions per unit of time, by multiplying the values of tractive or propulsive force and velocity by measuring and simultaneously multiplying torque and velocity
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

本申请属于装机条件下航空发动机起动机功率特性评估技术领域，具体涉及一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法，包括：切断航空发动机的燃油供油；起动起动机，以起动机带动航空发动机运转；记录航空发动机运转平衡的转速及其时间；以航空发动机转速的上升速率，对起动机功率特性进行评估。

Description

一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法
技术领域
本申请属于装机条件下航空发动机起动机功率特性评估技术领域，具体涉及一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法。
背景技术
航空发动机起动，是航空发动机转速从0到慢车状态的加速过程，航空发动机转速加速过程，依靠起动机输出扭矩、航空发动机自身产生扭矩克服航空发动机阻力矩进行做功。
起动机交付使用后，因产品分散度、性能衰减等方面的原因，导致起动机功率不再能够满足航空发动机的起动的需求，为了保证航空发动机的起动性能，需要对起动机的功率特性进行评估。
当前，对于起动机功率特性的评估，仅要求最大功率，仅是考核起动机在航空发动机起动过程一个转速下的功率，并不能够代表起动机在航空发动机起动整个加速过程中的功率特性，存在起动机最大功率满足航空发动机起动过程中对应转速的功率需求，但在航空发动机起动过程中某些转速下不能够满足功率需求的情形，由此导致航空发动机在起动过程中发生失速、超温，以至于不能够起动，此外，考虑工程的可实现性，在装机条件下，仅能够测量起动机的排气温度、转速，这些参数不能够准确表征起动机的实际功率，起动机的最大功率依靠出厂时的经验值进行评定，随着起动机使用寿命的积累，其性能衰减程度无法获得。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法，包括：
切断航空发动机的燃油供油；
起动起动机，以起动机带动航空发动机运转；
记录航空发动机运转平衡的转速及其时间；
以航空发动机转速的上升速率，对起动机功率特性进行评估。
根据本申请的至少一个实施例，上述的装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法中，所述以航空发动机转速的上升速率，对起动机功率特性进行评估，具体为：
以航空发动机转速的上升速率，计算得到起动机的功率。
根据本申请的至少一个实施例，上述的装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法中，所述以航空发动机转速的上升速率，计算得到起动机的功率，具体为：
其中，
Nct为起动机的功率；
J为航空发动机的转动惯量；
n为航空发动机运转平衡的转速；
t为航空发动机运转平衡的时间；
MH为航空发动机阻力扭矩；
ηH为航空发动机的机械效率。
根据本申请的至少一个实施例，上述的装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法，在海平面标准大气压下对起动机功率特性进行评估。
根据本申请的至少一个实施例，上述的装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法，在设定海拔高度以上，对起动机功率特性进行评估。
根据本申请的至少一个实施例，上述的装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法，在设定海拔高度以下，对起动机功率特性进行评估。
附图说明
图1是本申请实施例提供的装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法的示意图。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，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，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。
航空发动机起动转速加速过程，依靠起动机输出扭矩、航空发动机自身产生扭矩克服航空发动机阻力矩进行做功，具体如下：
Ma＝MT+MCT-MH；
其中，
Ma为航空发动机起动加速力矩；
MT为航空发动机自身产生扭矩；
MCT为起动机输出扭矩；
MH为航空发动机阻力矩；
根据上述，在航空发动机起动转速加速过程中有：
MCT＝Ma+MH-MT；
在航空发动机冷运转时，即切断航空发动机的燃油供油，航空发动机自身不产生扭矩，以起动机输出扭矩带动航空发动机运转，克服航空发动机阻力矩完成加速过程，维持平衡转速，此时有：
其中：
ηH为航空发动机的机械效率；
进而可得：
其中：
J为航空发动机的转动惯量；
n为航空发动机运转平衡的转速；
t为航空发动机运转平衡的时间；
起动机的功率可表示为：
由上述可推导得出：
在航空发动机一定的情形下，航空发动机阻力矩MH及其机械效率ηH是不变的，在航空发动机冷运转加速到平衡转速时，与起动机的功率Nct直接相关的为航空发动机转速的上升速率
基于上述本申请实施例提供一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法，包括：
切断航空发动机的燃油供油；
起动起动机，以起动机带动航空发动机运转；
记录航空发动机运转平衡的转速及其时间；
以航空发动机转速的上升速率，对起动机功率特性进行评估。
对于上述实施例公开的装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法，领域内技术人员可以理解的是，其设计以航空发动机冷运转加速到平衡转速时，以航空发动机转速的上升速率，对起动机功率特性进行评估，可准确的表征起动机的实际功率，进而能够得到起动机的性能衰减程度，且可通过设计航空发动机运转的平衡转速，覆盖航空发动机起动的整个过程。
在一些可选的实施例中，上述的装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法中，所述以航空发动机转速的上升速率，对起动机功率特性进行评估，具体为：
以航空发动机转速的上升速率，计算得到起动机的功率。
在一些可选的实施例中，上述的装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法中，所述以航空发动机转速的上升速率，计算得到起动机的功率，具体为：
其中，
Nct为起动机的功率；
J为航空发动机的转动惯量；
n为航空发动机运转平衡的转速；
t为航空发动机运转平衡的时间；
MH为航空发动机阻力扭矩；
ηH为航空发动机的机械效率。
起动机的转速ng与航空发动机的转速n间存在线性关系：ng＝k·n，其中，k为起动机、航空发动机间的传动比，起动机的输出扭矩与其转速间为线性关系，该种线性关系受海拔高度的影响，以上述公开的装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法，分别在海平面标准大气压下、设定海拔高度以上、设定海拔高度以下对起动机功率特性进行评估，可较为全面的实现对起动机功率特性的评估，其中设定海拔高度，可由相关技术人员在应用本申请公开的技术方案时，根据具体实际进行设定，在此，不再进行更进一步的详细说明。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法，其特征在于，包括：
切断航空发动机的燃油供油；
起动起动机，以起动机带动航空发动机运转；
记录航空发动机运转平衡的转速及其时间；
以航空发动机转速的上升速率，对起动机功率特性进行评估；
所述以航空发动机转速的上升速率，对起动机功率特性进行评估，具体为：
以航空发动机转速的上升速率，计算得到起动机的功率；
其中，
Nct为起动机的功率；
J为航空发动机的转动惯量；
n为航空发动机运转平衡的转速；
t为航空发动机运转平衡的时间；
MH为航空发动机阻力扭矩；
ηH为航空发动机的机械效率。
2.根据权利要求1所述的装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法，其特征在于，
在海平面标准大气压下对起动机功率特性进行评估。
3.根据权利要求1所述的装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法，其特征在于，
在设定海拔高度以上，对起动机功率特性进行评估。
4.根据权利要求1所述的装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法，其特征在于，
在设定海拔高度以下，对起动机功率特性进行评估。
CN202210557234.0A 2022-05-19 2022-05-19 一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法 Active CN114935419B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210557234.0A CN114935419B (zh) 2022-05-19 2022-05-19 一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210557234.0A CN114935419B (zh) 2022-05-19 2022-05-19 一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114935419A CN114935419A (zh) 2022-08-23
CN114935419B true CN114935419B (zh) 2023-09-22

Family

ID=82864527

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210557234.0A Active CN114935419B (zh) 2022-05-19 2022-05-19 一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114935419B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115795839B (zh) * 2022-11-18 2024-01-30 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机成熟度评估方法

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH300643A (de) * 1952-03-13 1954-08-15 Hedinger Ernst Vorrichtung zum Messen der Leistung von Anlassern für Verbrennungsmotoren.
US4467640A (en) * 1982-05-26 1984-08-28 Chandler Evans, Inc. Gas turbine engine power availability measurement
DE3808559A1 (de) * 1988-03-15 1989-09-28 Hella Kg Hueck & Co Verfahren und vorrichtung zur ueberwachung der leistungsgrenze einer starterbatterie
CN1074760A (zh) * 1992-12-30 1993-07-28 华北石油管理局第二采油厂 无负荷发动机动力性能测量方法及其装置
CN101493048A (zh) * 2008-06-07 2009-07-29 中国人民解放军空军第一航空学院 航空涡轮风扇发动机离机状态下的起动控制方法
CN111927630A (zh) * 2020-07-17 2020-11-13 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机高寒起动供油修正方法
CN113266474A (zh) * 2021-06-01 2021-08-17 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法
CN113266473A (zh) * 2021-06-01 2021-08-17 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种不加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法
CN113432785A (zh) * 2021-06-01 2021-09-24 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种不加载条件下的航空发动机转动惯量测量方法
CN113886983A (zh) * 2021-09-27 2022-01-04 中国航发沈阳发动机研究所 一种基于试验数据的航空发动机起动仿真模型修正方法
CN114034489A (zh) * 2022-01-10 2022-02-11 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气涡轮发动机地面起动加速时间计算方法

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH300643A (de) * 1952-03-13 1954-08-15 Hedinger Ernst Vorrichtung zum Messen der Leistung von Anlassern für Verbrennungsmotoren.
US4467640A (en) * 1982-05-26 1984-08-28 Chandler Evans, Inc. Gas turbine engine power availability measurement
DE3808559A1 (de) * 1988-03-15 1989-09-28 Hella Kg Hueck & Co Verfahren und vorrichtung zur ueberwachung der leistungsgrenze einer starterbatterie
CN1074760A (zh) * 1992-12-30 1993-07-28 华北石油管理局第二采油厂 无负荷发动机动力性能测量方法及其装置
CN101493048A (zh) * 2008-06-07 2009-07-29 中国人民解放军空军第一航空学院 航空涡轮风扇发动机离机状态下的起动控制方法
CN111927630A (zh) * 2020-07-17 2020-11-13 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机高寒起动供油修正方法
CN113266474A (zh) * 2021-06-01 2021-08-17 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法
CN113266473A (zh) * 2021-06-01 2021-08-17 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种不加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法
CN113432785A (zh) * 2021-06-01 2021-09-24 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种不加载条件下的航空发动机转动惯量测量方法
CN113886983A (zh) * 2021-09-27 2022-01-04 中国航发沈阳发动机研究所 一种基于试验数据的航空发动机起动仿真模型修正方法
CN114034489A (zh) * 2022-01-10 2022-02-11 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气涡轮发动机地面起动加速时间计算方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《基于转速上升速率的涡扇发动机 地面起动供油规律研究》;阎巍 等;《科学技术与工程》;第13卷(第21期);第6339-6342页 *
Optimization of a single-stage air starter turbine;POPOV G BATURIN O 等;《10th International Conference on Simulation and Modeling Methodologies, Technologies and Applications, SIMULTECH 2020》;第155-162页 *
航空发动机起动性能改善措施试验研究;边家亮 等;《航空发动机》;第41卷(第05期);第62-66页 *
非标准大气条件下航空发动机地面起动性能;郭海红 等;《航空动力学报》;第28卷(第06期);第1286-1290页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN114935419A (zh) 2022-08-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9429077B2 (en) Multiple turboshaft engine control method and system for helicopters
US10662875B2 (en) Propulsion unit with selective coupling means
US11313418B2 (en) Mechanical shear fuse for engine motoring system
US8304927B2 (en) Systems and methods for providing AC power from multiple turbine engine spools
CN114935419B (zh) 一种装机条件下航空发动机起动机功率特性评估方法
EP2071153A2 (en) Gas turbine engine with a counter-rotating fan
CN110185775B (zh) 在风转期间用于燃气涡轮发动机齿轮箱的被动润滑系统
US9347373B2 (en) Gas turbine engine with transmission
EP3171055B1 (en) Near zero velocity lubrication system for a turbine engine
CN107074355B (zh) 用于重启涡轮轴发动机的可移除组合件，设有这种组合件的多引擎直升机的推进系统的架构和相应的直升机
EP2226487A3 (en) Variable drive gas turbine engine
CN104884769A (zh) 用于启动飞行器涡轮发动机的方法及系统
EP0667008A1 (en) DEVICE FOR DETECTING A PARTIAL MOTOR FAILURE AND DRIVE SHAFT FOR A MULTI-ENGINE AIRCRAFT.
US8829701B2 (en) Resonant mode damping system and method
RU2687469C2 (ru) Газотурбинный двигатель, двухмоторный вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого двухмоторного вертолета
US20130174570A1 (en) Engine systems with enhanced start control schedules
US8794920B2 (en) Controlling blade pitch angle
US11536199B2 (en) Method for manufacturing a motoring system for a gas turbine engine
EP3486528A1 (en) Governor and inversion pump drive gear
WO2013151955A1 (en) Geared turbofan gas turbine engine with reliability check on gear connection
CN115013164A (zh) 一种航空发动机起动时阻力矩确定方法
US2263449A (en) Airplane
CN117171890A (zh) 一种考虑性能衰减的起动机功率计算方法
US20230193779A1 (en) Method for quickly stopping the rotor of a helicopter after landing
US10760665B2 (en) Governor drive gear for integrated drive generator

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant