CN115059631A - 一种航空发动机压缩系统特性修正方法 - Google Patents

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CN115059631A CN202210519146.1A CN202210519146A CN115059631A CN 115059631 A CN115059631 A CN 115059631A CN 202210519146 A CN202210519146 A CN 202210519146A CN 115059631 A CN115059631 A CN 115059631A
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李美金
曹志鹏
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    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
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Abstract

本发明提供了一种航空发动机压缩系统特性修正方法，该方法可在试验进行中或发动机工作中根据实际测量参数实时进行压缩部件特性修正，可用于实时校核诊断压缩部件部件及发动机工作状况，具有程序实现简单、鲁棒性好的优点，有效提高了效率，保障试验顺利进行。

Description

一种航空发动机压缩系统特性修正方法
技术领域
本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机压缩系统特性修正方法。
背景技术
航空发动机中的叶轮机类部件主要有压缩部件和涡轮部件，具体有低压压气机、高压压气机、高压涡轮、低压涡轮等，其特性精度直接影响发动机性能模型的预测精度，但由于在整机环境中与在部件试验时的转静间隙、叶片角度等几何参数及测试条件等具有差异，且即使同样在整机环境下，随着使用时间增加，部件性能也会发生变化，因此其特性在整机环境中和部件试验时的并不相同，还可能存在较大差异，要获得较高的整机性能预测精度，必须根据发动机的真实性能进行特性修正。
根据相似理论，叶轮机类部件的特性可表示为不同转速下的流量、压比曲线组成的等转速线，其复杂程度相对于发动机机中的通道类部件大大增加，自适应/变循环发动机中流路多、流动复杂且叶轮机类部件多为可调节设计，获得其真实环境下的高精度叶轮机类部件特性更加困难。
目前针对叶轮机类的部件特性修正方法主要有两类：一是通过已获得的大量发动机试验数据，采用映射的方法来生成较为准确的部件特性，从而建立较为准确的航空发动机性能模型；二是在已有的基于部件特性建立的航空发动机性能模型的基础上，根据发动机试验数据对部件特性进行修正，提高航空发动机性能模型的计算精度，主要有基于遗传算法、迭代修正影响系数矩阵、模型辨识等修正方法。但上述各自方法的一个共同特点是航空发动机性能模型修正与试验性能计算无法同时完成，导致航空发动机性能模型修正人工工作量大、电脑计算量大、效率低。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种在线、快速的方法，提高航空发动机性能模型预测精度，为在线的气路诊断及各部件健康评估提供依据。
为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，提供一种航空发动机压缩系统特性修正方法，所述压缩系统包括多个压缩部件，所述方法包括如下步骤：
S1：加载第一压缩部件的特性，加载的第一压缩部件特性由若干条等转速线组成，用(Wc、π、η)代表的三维坐标点代表每条等转速线上的特性点；
S2：根据第一压缩部件进、出口测量参数计算试验相对换算转速
Figure BDA0003640974300000021
、试验换算流量Wc,t、试验压比πt、试验效率ηt；
S3：将S1加载的第一压缩部件特性进行网格化离散；
S4：运用三循环二分法数值求解虚拟等转速线；
S5：反向插值求解测量的Wc,t或πt在虚拟等转速线中的β值β0；
S6：根据S2计算得到的试验相对换算转速
Figure BDA0003640974300000022
、在S1中加载的部件特性中插值，得到试验相对换算转速
Figure BDA0003640974300000023
对应的试验等转速线；
S7：根据S5求解的β0在S6中得到的试验等转速线中插值，获得Wc0、π0、η0；
S8：根据S2计算得到的试验换算流量Wct、试验压比πt、试验效率ηt和S7计算得到的Wc0、π0、η0求解，得到流量耦合系数CW、压比耦合系数Cπ和效率耦合系数Cη；
S9：根据S8得到的流量耦合系数CW、压比耦合系数Cπ和效率耦合系数Cη对S1所加载的第一压缩部件特性进行修正，得到修正后的第一压缩部件特性；
S10：对其余压缩部件均按照S1-S9的进行修正，最终得到压缩系统中的每一个压缩部件的修正特性。
本发明所提供的航空发动机压缩系统特性修正方法，还具有这样的征，在所述压缩部件为核心机驱动风扇时，根据其部件级试验进行进、出口总温/总压分布测定，根据测点的分布规律对航空发动机或核心机中的核心机驱动风扇的出口总温、总压进行修正；
在所述压缩部件不在发动机压缩系统最前端时，其进口换算流量Wct根据高压涡轮导叶临界状态下喉道换算流量不变的原理和参与燃烧的实际燃油流量测量数据进行迭代计算求得。
本发明所提供的航空发动机压缩系统特性修正方法，还具有这样的征，所述S3包括如下步骤：
S3.1：定义无量纲β数，β为实数；
S3.2：将每条换算流量-压比等转速线按照弧长进行n等分产生n+1个等分点，并按照同一顺序对每条换算流量-压比等转速线上的等分点进行编号，编号为编号为P1(Wc1,π1)，P2(Wc2,π2)，……，Pi(Wci,πi)，……，Pn+1(Wcn+1,πn+1)，其中，n≥20；
S3.3：获得换算流量-压比等转速线上的每个等分点Pi(Wci,πi)后，根据Wci在换算流量-效率等转速线或根据πi在压比-效率等转速线中插值得到等分点上的效率ηi，获得效率ηi后，每个等分点Pi变为三维坐标Pi(Wci,πi,ηi)；
S3.4：将每个等分后的换算流量-压比等转速线上编号相同的点连线得到n+1条辅助β线，每条辅助β线均具有相应的β值，该值由相应辅助β线所连接的等分点的编号计算得来，则编号为i的点连接所形成的β线的β值βi为：
βi＝1+(i-1)*2/n；
S3.5：离散后的第一压缩部件特性为：
Figure BDA0003640974300000041
Figure BDA0003640974300000042
Figure BDA0003640974300000043
本发明所提供的航空发动机压缩系统特性修正方法，还具有这样的征，所述S3.3中包括：为保证插值精度及鲁棒性，若沿换算流量-压比等转速线上Wci的变化速率绝对值大于πi的变化速率绝对值，则根据Wci在换算流量-效率等转速线上插值得到等分点上的效率ηi；反之，根据πi在压比-效率等转速线上插值得到等分点上的效率ηi，其中，Wci的变化速率为
Figure BDA0003640974300000044
πi的变化速率为
Figure BDA0003640974300000045
本发明所提供的航空发动机压缩系统特性修正方法，还具有这样的征，所述S4包括如下步骤：
S4.1：给定转速区间的两端点转速值，根据两端点转速值的平均值在所加载的第一压缩部件换算流量-压比等转速线中插值获得初始虚拟等转速线；
S4.2：判断πt是否处于虚拟等转速线的堵点压比和虚拟等转速线的喘点压比之间，若在，则进行S4.3；若不在，则返回S4.1；
S4.3：将根据πt插值出的虚拟等转速线上的虚拟流量Wcv与试验流量Wct进行比较，获得残差；
S4.4进行S4.1和S4,3的循环迭代，直至残差小于目标，获得迭代后的虚拟等转速线。
本发明所提供的航空发动机压缩系统特性修正方法，还具有这样的征，所述S5中将S4获取的虚拟等转速线中的β表示为β＝f(π)，则通过插值求解β0：β0＝f(πt)。
本发明所提供的航空发动机压缩系统特性修正方法，还具有这样的征，所述S7中包括如下步骤：
S7.1：根据S3获得的离散后的特性，通过拉格朗日插值等常用插值方法，将S6所获取的试验相对换算转速
Figure BDA0003640974300000051
对应的试验等转速线表示成：
Figure BDA0003640974300000052
Figure BDA0003640974300000053
Figure BDA0003640974300000054
S7.2：将S6求解出的β0代入用S7.1中公式表示的试验等转速线中，插值求解，则得到
Wc0＝f(nc,t,β0)
π0＝f(nc,t,β0)
η0＝f(nc,t,β0)。
本发明所提供的航空发动机压缩系统特性修正方法，还具有这样的征，所述方法将压缩部件替换为航空发动机涡轮类部件后，还可以用于航空发动机涡轮类部件的特性修正。
有益效果
本发明提供的航空发动机压缩系统特性修正方法可在试验进行中或发动机工作中根据实际测量参数实时提供压缩部件特性修正，为快速进行航空发动机性能模型修正提供基础，实时校核诊断叶轮机部件及发动机工作状况，具有程序实现简单、鲁棒性好的优点，有效提高了效率，保障试验顺利进行。
本发明所提供的航空发动机压缩系统特性修正方法的基本步骤和思路，可用于航空发动机中其余叶轮机部件(如高压涡轮、低压涡轮)的特性修正，从而更进一步提升航空发动机性能模型修正效率。
附图说明
图1为本发明实施例所提供的特征修正方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的特征修正方法中的双循环二分法求解虚拟等转速线的流程图；
图3为本发明实施例中的压缩部件特性示意图，其中上图为换算流量-效率特性图，下图为换算流量-压比特性图；
图4为本发明实施例中的涡轮部件特征示意图；
图5为本发明实施例中的压缩特性网络化离散示意图；
图6为本发明实施例中的实际特性线插值求解示意图。
具体实施方式
下面结合附图与实施例对本发明作进一步的详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。
在本发明实施例的描述中，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创造和简化描述，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创造的限制。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”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。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
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创造中的具体含义。
虽然制造工艺、工作环境、使用时间等均会对发动机叶轮机类部件特性造成影响，但其特性的基本变化趋势具有保持的特征，即特性线的走势、形状等维持基本不变，这为根据发动机试车数据进行叶轮机部件的特性修正提供了重要理论基础。
如图1-4所示，本实施例提供了一种航空发动机压缩系统特性修正方法，所述压缩系统包括多个压缩部件，所述方法包括如下步骤：
S1：加载第一压缩部件的特性，加载的第一压缩部件特性由若干条等转速线组成，用(Wc、π、η)代表的三维坐标点代表每条等转速线上的特性点；
S2：根据第一压缩部件进、出口测量参数计算试验相对换算转速nc,t、试验换算流量Wct、试验压比πt、试验效率ηt；
S3：将S1加载的第一压缩部件特性进行网格化离散；
S4：三循环二分法求解虚拟等转速线；
S5：反向插值求解测量的Wct或πt在虚拟等转速线中的β值β0；
S6：根据S2计算得到的试验相对换算转速
Figure BDA0003640974300000081
在S1中加载的部件特性中插值，得到试验相对换算转速
Figure BDA0003640974300000082
对应的试验等转速线；
S7：根据S5求解的β0在S6中得到的试验等转速线中插值，获得Wc0、π0、η0；
S8：根据S2计算得到的试验换算流量Wct、试验压比πt、试验效率ηt和S7计算得到的Wc0、π0、η0求解，得到流量耦合系数CW、压比耦合系数Cπ和效率耦合系数Cη；
S9：根据S8得到的流量耦合系数CW、压比耦合系数Cπ和效率耦合系数Cη对S1所加载的第一压缩部件特性进行修正，得到修正后的第一压缩部件特性；
S10：对其余压缩部件均按照S1-S9的进行修正，最终得到压缩系统中的每一个压缩部件的修正特性。
在部分实施例中，在所述压缩部件为核心机驱动风扇时，根据其部件级试验进行进、出口总温/总压分布测定，根据测点的分布规律对航空发动机或核心机中的核心机驱动风扇的出口总温、总压进行修正；在所述压缩部件不在发动机压缩系统最前端时，其进口换算流量Wct根据高压涡轮导叶临界状态下喉道换算流量不变的原理和参与燃烧的实际燃油流量测量数据进行迭代计算求得。
在部分实施例中，所述S3包括如下步骤：
S3.1：定义无量纲β数，β为实数；
S3.2：将每条换算流量-压比等转速线按照弧长进行n等分产生n+1个等分点，并按照同一顺序对每条换算流量-压比等转速线上的等分点进行编号，编号为编号为P1(Wc1,π1)，P2(Wc2,π2)，……，Pi(Wci,πi)，……，Pn+1(Wcn+1,πn+1)，其中，n≥20；
S3.3：获得换算流量-压比等转速线上的每个等分点Pi(Wci,πi)后，根据Wci在换算流量-效率等转速线或根据πi在压比-效率等转速线中插值得到等分点上的效率ηi，获得效率ηi后，每个等分点Pi变为三维坐标Pi(Wci,πi,ηi)；
S3.4：将每个等分后的换算流量-压比等转速线上编号相同的点连线得到n+1条辅助β线，每条辅助β线均具有相应的β值，该值由相应辅助β线所连接的等分点的编号计算得来，则编号为i的点连接所形成的β线的β值βi为：
βi＝1+(i-1)*2/n；
S3.5：离散后的第一压缩部件特性为：
Figure BDA0003640974300000101
Figure BDA0003640974300000102
Figure BDA0003640974300000103
在部分实施例中，所述S3.3中包括：为保证插值精度及鲁棒性，若沿换算流量-压比等转速线上Wci的变化速率绝对值高于πi的变化速率绝对值，则根据Wci在换算流量-效率等转速线上插值得到等分点上的效率ηi；反之，根据πi在压比-效率等转速线上插值得到等分点上的效率ηi，其中，换算流量-效率等转速线中，换算流量为x轴，效率为y轴；压比-效率等转速线中，压比为x轴，效率为y轴，Wci的变化速率为
Figure BDA0003640974300000104
πi的变化速率为
Figure BDA0003640974300000105
在部分实施例中，所述S4包括如下步骤：
S4.1：给定转速区间的两端点转速值，根据两端点转速值的平均值在所加载的第一压缩部件换算流量-压比等转速线中插值获得初始虚拟等转速线；
S4.2：判断πt是否处于虚拟等转速线的堵点压比和虚拟等转速线的喘点压比之间，若在，则进行S4.3；若不在，则返回S4.1；其中，堵点压比为特性图中压比最低的点或流量最大的点对应的压比；喘点压比为特性图中压比最高的点或流量最小的点对应的压比；
S4.3：将根据πt插值出的虚拟等转速线上的虚拟流量Wcv与试验流量Wct进行比较，获得残差；
S4.4进行S4.1和S4,3的循环迭代，直至残差小于目标，获得迭代后的虚拟等转速线。
在部分实施例中，所述S5中将S4获取的虚拟等转速线中的β表示为β＝f(π)，则通过插值求解β0：β0＝f(πt)。
在部分实施例中，所述S7中包括如下步骤：
S7.1：根据S3获得的离散后的特性，通过拉格朗日二次插值等常用插值方法，将S6所获取的试验相对换算转速
Figure BDA0003640974300000111
对应的试验等转速线表示成：
Figure BDA0003640974300000112
Figure BDA0003640974300000113
Figure BDA0003640974300000114
S7.2：将S6求解出的β0代入用S7.1中公式表示的试验等转速线中，插值求解，则得到
Wc0＝f(nc,t,β0)
π0＝f(nc,t,β0)
η0＝f(nc,t,β0)。
在部分实施例中，所述方法将压缩部件替换为航空发动机涡轮类部件后，还可以用于航空发动机涡轮类部件的特性修正。
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、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。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，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种航空发动机压缩系统特性修正方法，所述压缩系统包括多个压缩部件，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
S1：加载第一压缩部件的特性，加载的第一压缩部件特性由若干条等转速线组成，用(Wc、π、η)代表的三维坐标点代表每条等转速线上的特性点；
S2：根据第一压缩部件进、出口测量参数计算试验相对换算转速
Figure FDA0003640974290000011
试验换算流量Wct、试验压比πt、试验效率ηt；
S3：将S1加载的第一压缩部件特性进行网格化离散；
S4：运用三循环二分法数值求解虚拟等转速线；
S5：反向插值求解测量的Wct或πt在虚拟等转速线中的β值β0；
S6：根据S2计算得到的试验相对换算转速
Figure FDA0003640974290000012
在S1中加载的部件特性中插值，得到试验相对换算转速
Figure FDA0003640974290000013
对应的试验等转速线；
S7：根据S5求解的β0在S6中得到的试验等转速线中插值，获得Wc0、π0、η0；
S8：根据S2计算得试验换算流量Wct、试验压比πt、试验效率ηt和S7计算得到的Wc0、π0、η0求解，得到流量耦合系数CW、压比耦合系数Cπ和效率耦合系数Cη；
S9：根据S8得到的流量耦合系数CW、压比耦合系数Cπ和效率耦合系数Cη对S1所加载的第一压缩部件特性进行修正，得到修正后的第一压缩部件特性；
S10：对其余压缩部件均按照S1-S9的进行修正，最终得到压缩系统中的每一个压缩部件的修正特性。
2.根据权利要求1所述的航空发动机压缩系统特性修正方法，其特征在于，在所述压缩部件为核心机驱动风扇时，根据其部件级试验进行进、出口总温/总压分布测定，根据测点的分布规律对航空发动机或核心机中的核心机驱动风扇的出口总温、总压进行修正；
在所述压缩部件不在发动机压缩系统最前端时，其进口换算流量Wct根据高压涡轮导叶临界状态下喉道换算流量不变的原理和参与燃烧的实际燃油流量测量数据进行迭代计算求得。
3.根据权利要求1所述的航空发动机压缩系统特性修正方法，其特征在于，所述S3包括如下步骤：
S3.1：定义无量纲β数，β为实数；
S3.2：将每条换算流量-压比等转速线按照弧长进行n等分产生n+1个等分点，并按照同一顺序对每条换算流量-压比等转速线上的等分点进行编号，编号为编号为P1(Wc1,π1)，P2(Wc2,π2)，……，Pi(Wci,πi)，……，Pn+1(Wcn+1,πn+1)，其中，n≥20；
S3.3：获得换算流量-压比等转速线上的每个等分点Pi(Wci,πi)后，根据Wci在换算流量-效率等转速线或根据πi在压比-效率等转速线中插值得到等分点上的效率ηi，获得效率ηi后，每个等分点Pi变为三维坐标Pi(Wci,πi,ηi)；
S3.4：将每个等分后的换算流量-压比等转速线上编号相同的点连线得到n+1条辅助β线，每条辅助β线均具有相应的β值，该值由相应辅助β线所连接的等分点的编号计算得来，则编号为i的点连接所形成的β线的β值βi为：
βi＝1+(i-1)*2/n；
S3.5：离散后的第一压缩部件特性为：
Figure FDA0003640974290000031
Figure FDA0003640974290000032
Figure FDA0003640974290000033
4.根据权利要求3所述的航空发动机压缩系统特性修正方法，其特征在于，所述S3.3中包括：为保证插值精度及鲁棒性，若沿换算流量-压比等转速线上Wci的变化速率绝对值大于πi的变化速率绝对值，则根据Wci在换算流量-效率等转速线上插值得到等分点上的效率ηi；反之，根据πi在压比-效率等转速线上插值得到等分点上的效率ηi，其中，Wci的变化速率为
Figure FDA0003640974290000034
πi的变化速率为
Figure FDA0003640974290000035
5.根据权利要求1所述的航空发动机压缩系统特性修正方法，其特征在于，所述S4包括如下步骤：
S4.1：给定转速区间的两端点转速值，根据两端点转速值的平均值在所加载的第一压缩部件换算流量-压比等转速线中插值获得初始虚拟等转速线；
S4.2：判断πt是否处于虚拟等转速线的堵点压比和虚拟等转速线的喘点压比之间，若在，则进行S4.3；若不在，则返回S4.1；
S4.3：将根据πt插值出的虚拟等转速线上的虚拟流量Wcv与试验流量Wct进行比较，获得残差；
S4.4进行S4.1和S4,3的循环迭代，直至残差小于目标，获得迭代后的虚拟等转速线。
6.根据权利要求1所述的航空发动机压缩系统特性修正方法，其特征在于，所述S5中将S4获取的虚拟等转速线中的β表示为β＝f(π)，则通过插值求解β0：β0＝f(πt)。
7.根据权利要求1所述的航空发动机压缩系统特性修正方法，其特征在于，所述S7中包括如下步骤：
S7.1：根据S3获得的离散后的特性，通过拉格朗日二次插值等常用插值方法，将S6所获取的试验相对换算转速
Figure FDA0003640974290000041
对应的试验等转速线表示成：
Figure FDA0003640974290000042
Figure FDA0003640974290000043
Figure FDA0003640974290000044
S7.2：将S6求解出的β0代入用S7.1中公式表示的试验等转速线中，插值求解，则得到
Wc0＝f(nc,t,β0)
π0＝f(nc,t,β0)
η0＝f(nc,t,β0)。
8.根据权利要求1所述的航空发动机压缩系统特性修正方法，其特征在于：所述方法将压缩部件替换为航空发动机涡轮类部件后，还可以用于航空发动机涡轮类部件的特性修正。
CN202210519146.1A 2022-05-12 2022-05-12 一种航空发动机压缩系统特性修正方法 Pending CN115059631A (zh)

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