CN115168990B - 一种航空发动机典型瞬态历程谱确定方法 - Google Patents

一种航空发动机典型瞬态历程谱确定方法 Download PDF

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Abstract

本申请提供了一种航空发动机典型瞬态历程谱确定方法，该方法包括：确定典型瞬态历程中的发动机起动时间；确定典型瞬态历程的发动机慢车判断条件，以及确定典型瞬态历程中慢车状态停留时间；确定首次最高工作状态及其停留时间；按照线性规律模拟实际使用场景中由慢车状态至中间状态的加速过程，确定慢车状态至首次最高工作状态之间的上行程过渡时间；确定典型瞬态历程中的返航工况及其停留时间，以及确定典型瞬态历程的冷机工况及其停留时间；确定对于除起动慢车状态至首次最高工作状态之外的各稳态工作工况之间的过渡时间；确定快速反应典型瞬态历程的使用频次。

Description

一种航空发动机典型瞬态历程谱确定方法
技术领域
本申请涉及航空发动机设计技术领域，特别涉及一种航空发动机典型瞬态历程谱确定方法。
背景技术
根据航空发动机通用规范要求，在关键件(比如涡轮转子)低循环疲劳寿命分析时，应考虑发动机瞬态工作对循环峰、谷值应力的影响。
由于零部件瞬态温度场和应力分析计算量大、耗时长，而典型任务剖面时间又很长(比如，发动机平均单次起落飞行时间约为2～4小时)，因此在实际低循环疲劳寿命分析中，一般不直接使用典型任务剖面进行各寿命考核部位的瞬态分析。通常做法是通过深入分析典型任务剖面，提取影响寿命考核部位温度、应力的典型飞行特征(例如高度、马赫数、发动机工作状态、停留时间)，结合用户需求、外场使用等特点，得到时间较短的典型瞬态历程(总工作时间一般不长于30分钟)，从而高效的模拟使用场景下瞬态工作对关键件温度、应力的影响，如图1所示为典型任务剖面，图2所示为典型瞬态历程。
然而，对于涵道比小于1.0的航空涡扇发动机，新研或改进型发动机寿命设计中很少考虑快速反应起飞使用场景，带来以下问题：
a)外场调研结果表明，这类使用场景难以避免，忽略将影响发动机设计方案的合理性；
b)如果在研制阶段未考虑快速反应起飞场景，将降低发动机在服役阶段外场使用寿命，导致性能和结构显著衰减，提前返厂，降低出勤率，增加使用成本。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机典型瞬态历程谱及其确定方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
一方面，本申请提供了一种航空发动机典型瞬态历程谱确定方法，包括：
根据用户方指标要求或发动机试车统计时间确定航空发动机的起动时间；
根据发动机控制系统总体技术要求给定的慢车状态判定条件下限，确定典型瞬态历程的发动机慢车判断条件，以及根据慢车状态稳态停留时间t1与慢车状态最短工作时间tmin确定典型瞬态历程中慢车状态停留时间tmc；
根据有/无快速反应起动的试车数据，确定首次最高工作状态及工作时间；
在典型瞬态历程中，按照线性变化规律模拟实际使用场景中发动机工作状态由慢车状态至中间状态的加速过程；根据发动机研制要求中规定的慢车状态至中间状态的过渡时间，以及发动机试车过程中慢车状态至油门杆中间及以上状态的过渡时间，确定典型瞬态历程中慢车状态至最高工作状态之间的上行程过渡时间；
在典型任务剖面中，选取亚声速巡航状态，作为典型瞬态历程中的返航工况；根据典型任务剖面中的统计结果，确定返航工况的停留时间；选取发动机试车中的慢车状态为典型瞬态历程的冷机工况，并根据慢车状态的持续时间确定冷机工况的持续时间；
对于除起动慢车状态至首次最高工作状态之外的各稳态工作工况之间的过渡时间，根据试车数据，按发动机推力变化的预定百分比所需工作时间确定；
根据外场使用需求、结合专项试车验证结果，确定快速反应典型瞬态历程的使用频次。
进一步的，在无用户指标要求的情况下，所述典型瞬态历程中的航空发动机起动时间按试车时间的下限确定。
进一步的，所述典型瞬态历程中慢车状态停留时间tmc满足：
1)如果tmin≤T1，tmc＝tmin；
2)如果T1≤tmin＜T2，tmc＝tmin；
3)如果tmin≥T2，tmc＝T2；
其中，T1、T2是预定值，为慢车状态稳态停留时间t1的最小值和最大值。
进一步的，在有快速反应起动的试车数据时，按照油门杆角度到达中间状态位置以后的预定时间以内，发动机所能达到的最大换算推力的平均值，确定典型瞬态历程中发动机首次最高工作状态；
在无快速反应起动的试车数据，按照发动机充分暖机条件下，发动机中间状态推力的预定百分比对应的发动机工作状态，确定典型瞬态历程中发动机首次最高工作状态。
进一步的，所述典型瞬态历程中，慢车状态至首次最高工作状态之间的上行程过渡时间tgd满足：
ⅰ)如果tgdyq≥tgdsy，tgd＝tgdsy；
ⅱ)如果tgdyq＜tgdsy，tgd＝tgdyq；
式中，tgdyq为发动机研制要求中规定的慢车状态至中间状态的过渡时间(发动机充分暖机条件下)；tgdsy为发动机试车过程中，慢车状态至油门杆中间及以上状态的过渡时间。
进一步的，所述返航工况选取为典型任务剖面中的亚声速巡航状态，其停留时间选取典型任务剖面中返航任务段中亚声速巡航状态单次持续时间的最小值。
进一步的，所述典型瞬态历程中的冷机工况的持续时间，按照发动机试车中慢车状态的最短时间确定。
进一步的，所述典型瞬态历程的使用频次按发动机翻修期次数给定，给定范围为5次～30次。
进一步的，所述方法适用于涵道比小于1.0的航空涡喷发动机和/或航空涡扇发动机
另一方面，本申请提供了一种航空发动机典型瞬态历程谱，所述航空发动机典型瞬态历程谱按照如上任一的方法确定。
本申请提出的典型瞬态历程确定方法考虑外场快速反应起飞场景，给出了发动机由起动、过渡工况直至到达最高工作状态过程中的工况及停留时间的确定过程，为航空发动机转子低循环疲劳寿命设计和试验验证提供依据，也为转子连接稳定性和转、静子间隙设计提供基本依据。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为现有技术中典型任务剖面示意图。
图2为现有技术中典型瞬态历程示意图。
图3为本申请中的快速反应典型瞬态历程确定方法流程图。
图4为本申请一实施例的发动机起动时间-起动次分布示意图。
图5为本申请中的发动机换算推力、油门杆随时间变化趋势示意图。
图6为本申请一实施例的快速反应典型瞬态历程示意图。
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。
针对航空涡喷、涡扇发动机具有快速反应起飞的使用场景，降低外场使用风险，确保在发动机研制中贯彻相应载荷因素，本申请对典型使用任务进行分析，提取关键特征，从而建立一种典型瞬态历程确定方法。
如图3所示，本申请提出的航空发动机快速反应典型瞬态历程确定方法包括：
一)确定航空发动机的起动时间
在航空发动机的典型瞬态历程中，起动过程模拟的是：从按下起动按钮，至发动机到达慢车状态的过渡工作时间，按标准天(高度为0千米，飞行马赫数为0，环境大气温度为15℃)起动时间要求确定，一般约为(30～60)秒。
起动时间的确定包括以下两种方式：
1)用户方提出的研制要求：在用户方提出起动时间要求的情况下，典型瞬态历程中发动机起动时间按用户方给定指标确定；
2)发动机试车时间的统计：在无用户方指标要求的情况下，典型瞬态历程中发动机起动时间按试车的下限确定。如图4所示实施例中，在某型发动机试车中，发动机起动时间分布范围为(35秒～40秒)，则典型瞬态历程的起动时间按下限(35秒)确定。
二)确定慢车状态判断条件及慢车状态停留时间
在典型瞬态历程中，设置慢车状态，用以模拟起动后确认发动机起动成功、达到慢车状态，以及基本飞行检查项目的过程。
根据发动机控制系统总体技术要求给定的慢车状态判定条件下限，设置典型瞬态历程中的发动机慢车台阶。比如，控制系统总体技术要求规定，慢车状态的判定条件为：油门杆角度范围为(5°≤PLA＜10°)、且低压相对物理转速nL≥50％，则典型瞬态历程中，慢车状态的判断条件为PLA＝5°且nL＝50％。
慢车状态稳态停留的时间t1范围为：T1～T2(10秒～60秒)；统计外场快速反应使用场景，确定飞机滑行、地勤/塔台确认，以及必要的仪表检查所需的在慢车状态最短工作时间tmin，对比慢车状态稳态停留时间范围t1与最短工作时间tmin，按以下方法确定典型瞬态历程中慢车状态停留时间tmc：
1)如果tmin≤10秒，tmc＝tmin；
2)如果10秒≤tmin＜60秒，tmc＝tmin；
3)如果tmin≥60秒，tmc＝60秒。
三)确定发动机首次最高工作状态及工作时间
在典型瞬态历程中，按照有/无快速反应起动的试车数据，分为以下两种情况：
1)在有相应条件的试车数据时，按照油门杆角度到达中间状态位置的一定时间(60秒)以内，发动机换算推力的平均值确定。
例如图5所示为某次快速反应起动的试车曲线，发动机换算推力相对油门杆角度的变化过程中，“时刻0”为发动机按下起动按钮的时刻，“时刻1”为发动机起动成功到达慢车状态的时刻，“时刻2”为由慢车状态上推油门杆的起始时刻，“时刻3”为油门杆到达中间状态位置的时刻，“时刻4”与“时刻3”差值为(60秒)；在所获取的试车数据中，“时刻2”与“时刻1”差值满足步骤二判断条件的情况下，选取“时刻3”、“时刻4”之间所有点的换算推力平均值Fr所对应的发动机工作状态，作为首次最高工作状态。
2)如果没有快速反应的试车数据，即在“时刻2”与“时刻1”的差值大于60秒的情况下，按“95％中间推力状态”确定，即按照发动机充分暖机条件下，发动机中间状态推力95％对应的发动机工作状态确定。
对于首次最高工作状态的停留时间，在经历前述工作过程的前提下，按涡轮转子达到热平衡状态所需工作时间确定，即按照涡轮转子的温度场在首次最高工作状态达到不再变化为止(根据涡轮转子热分析结果获取)。
四)确定慢车至首次最高工作状态之间的上行程过渡时间：
1)在典型瞬态历程中，按线性规律模拟发动机工作状态由慢车状态至中间状态的加速过程，即发动机工作状态(油门杆角度)加速变化曲线相对工作时间的二阶导数为零，如图5所示；
2)确定以下两个参数：
ⅰ)tgdyq——发动机研制要求中规定的慢车状态至中间状态的过渡时间(在发动机充分暖机的前提条件下)；
ⅱ)tgdsy——发动机试车过程中，“慢车状态”至“油门杆中间及以上状态”的过渡时间，其中，“慢车状态”的含义为发动机按步骤二规定的慢车状态及稳态停留时间的试车条件，“油门杆中间及以上状态”含义为在此试车条件下，发动机到达“首次最高工作状态”(步骤三的确定结果)的过渡工作时间。
3)通过对比这两个参数，确定典型瞬态历程中过渡时间tgd，
ⅰ)如果tgdyq≥tgdsy，tgd＝tgdsy；
ⅱ)如果tgdyq＜tgdsy，tgd＝tgdyq。
五)确定返航、冷机工况及停留时间：
按照外场使用的一般特点，确定返航、冷机工况及停留时间。
1)典型瞬态历程的返航工况选取为亚声速巡航，在典型任务剖面中选取，一般情况下，高度范围为(10km≤H＜15km)、马赫数范围为(0.6≤Ma＜0.95)，发动机工作状态为巡航状态。例如，可以选取高度11千米、马赫数0.7、巡航状态工况作为返航工况。
停留时间根据典型任务剖面统计结果确定，选取返航任务段单次持续时间的最小值确定。例如，某发动机共有2个典型任务剖面，返航任务段单次持续时间分别为600秒、500秒，则典型瞬态历程的返航任务段按照500秒确定。
2)典型瞬态历程的冷机工况(均为慢车状态)按发动机试车中的最短时间选取。例如，发动机试车过程中，地面慢车状态冷机工况持续时间范围为(300秒≤t＜600秒)，则典型瞬态历程的冷机工况持续时间为300秒。
六)其余工况之间的过渡工作时间确定：
对于除起动慢车至首次最高工作状态之外的其余各稳态工作工况之间的过渡时间，根据试车数据，按发动机推力变化预定百分比(95％)所需的工作时间确定。例如，发动机从工况1转换至工况2，工况1的推力为F1，结束时刻为t1；工况2的推力为F2，开始时刻为t2，工况1到工况2的过渡工作时间为推力达到(F2-F1)*95％的时刻相对t1的差值。
七)使用频次确定
对于快速反应典型瞬态历程使用频次，根据外场需求、结合专项试车验证结果确定，按翻修期次数给定，给定范围为(5次～30次)。
如图6所示为按照本申请的方法确定的快速反应典型瞬态历程示意图。
本申请提出的典型瞬态历程确定方法考虑外场快速反应起飞场景，给出了发动机由起动、过渡工况直至到达最高工作状态过程中的工况及停留时间的确定过程，为航空发动机转子低循环疲劳寿命设计和试验验证提供依据，也为转子连接稳定性和转、静子间隙设计提供基本依据。
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 (9)

1.一种航空发动机典型瞬态历程谱确定方法，其特征在于，包括：
根据用户方指标要求或发动机试车统计时间确定航空发动机的起动时间；
根据发动机控制系统总体技术要求给定的慢车状态判定条件下限，确定典型瞬态历程的发动机慢车判断条件，以及根据慢车状态稳态停留时间t1与慢车状态最短工作时间tmin确定典型瞬态历程中慢车状态停留时间tmc；
根据有/无快速反应起动的试车数据，确定首次最高工作状态及工作时间；
在典型瞬态历程中，按照线性变化规律，模拟实际使用场景中发动机工作状态由慢车状态至中间状态的加速过程；根据发动机研制要求中规定的慢车状态至中间状态的过渡时间，以及发动机试车过程中慢车状态至油门杆中间及以上状态的过渡时间，确定典型瞬态历程中慢车状态至最高工作状态之间的上行程过渡时间；
在典型任务剖面中，选取亚声速巡航状态作为典型瞬态历程中的返航工况，根据典型任务剖面中的统计结果，确定返航工况的停留时间；选取发动机试车中的慢车状态为典型瞬态历程的冷机工况，并根据慢车状态的持续时间确定冷机工况的持续时间；
对于除起动慢车状态至首次最高工作状态之外的各稳态工况之间的过渡时间，根据试车数据，按发动机推力变化的预定百分比所需工作时间确定；
根据外场使用需求、结合专项试车验证结果，确定快速反应典型瞬态历程的使用频次。
2.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态历程谱确定方法，其特征在于，在无用户指标要求的情况下，所述典型瞬态历程中的航空发动机起动时间按试车时间的下限确定。
3.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态历程谱确定方法，其特征在于，所述典型瞬态历程中慢车状态停留时间tmc满足：
1)如果tmin≤T1，tmc＝tmin；
2)如果T1≤tmin＜T2，tmc＝tmin；
3)如果tmin≥T2，tmc＝T2；
其中，T1、T2为慢车状态稳态停留时间t1的最小值和最大值。
4.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态历程谱确定方法，其特征在于，在有快速反应起动的试车数据时，按照油门杆角度到达中间状态位置以后的预定时间以内，发动机所能达到的最大换算推力的平均值，确定典型瞬态历程中发动机首次最高工作状态；
在无快速反应起动的试车数据，按照发动机充分暖机条件下，发动机中间状态推力的预定百分比对应的发动机工作状态，确定典型瞬态历程中发动机首次最高工作状态。
5.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态历程谱确定方法，其特征在于，所述典型瞬态历程中，慢车状态至首次最高工作状态之间的上行程过渡时间tgd满足：
ⅰ)如果tgdyq≥tgdsy，tgd＝tgdsy；
ⅱ)如果tgdyq＜tgdsy，tgd＝tgdyq；
式中，tgdyq为发动机研制要求中规定的发动机充分暖机条件下慢车状态至中间状态的过渡时间；tgdsy为发动机试车过程中，慢车状态至中间及以上状态的过渡时间。
6.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态历程谱确定方法，其特征在于，所述返航工况选取典型任务剖面中的亚声速巡航状态，所述返航工况停留时间选取典型任务剖面中返航任务段中亚声速巡航状态单次持续时间的最小值。
7.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态历程谱确定方法，其特征在于，所述典型瞬态历程中的冷机工况的持续时间，按照发动机试车中慢车状态的最短时间确定。
8.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态历程谱确定方法，其特征在于，所述典型瞬态历程的使用频次按发动机翻修期次数给定，给定范围为5次～30次。
9.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态历程谱确定方法，其特征在于，所述方法适用于涵道比小于1.0的航空涡喷发动机和/或航空涡扇发动机。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115587499B (zh) * 2022-11-08 2023-11-28 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机典型瞬态历程编制方法
CN115468676B (zh) * 2022-11-15 2023-01-17 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机晶体测温试验方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1057702A (zh) * 1991-07-11 1992-01-08 空军第一研究所 记录发动机工作历程的方法和仪器
CN105760685A (zh) * 2016-03-01 2016-07-13 西安航空动力股份有限公司 一种航空发动机附件寿命的评估方法
CN111198100A (zh) * 2020-01-09 2020-05-26 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机关键件使用寿命监控方法
CN112257256A (zh) * 2020-10-20 2021-01-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种基于稳态数据的发动机简化动态模型设计方法
CN114544177A (zh) * 2022-02-25 2022-05-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机整机典型使用状态的核心机耐久性试验方法
CN114662212A (zh) * 2022-02-22 2022-06-24 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10934944B2 (en) * 2018-11-07 2021-03-02 Dalian University Of Technology Method for optimization of transient control law of aero-engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1057702A (zh) * 1991-07-11 1992-01-08 空军第一研究所 记录发动机工作历程的方法和仪器
CN105760685A (zh) * 2016-03-01 2016-07-13 西安航空动力股份有限公司 一种航空发动机附件寿命的评估方法
CN111198100A (zh) * 2020-01-09 2020-05-26 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机关键件使用寿命监控方法
CN112257256A (zh) * 2020-10-20 2021-01-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种基于稳态数据的发动机简化动态模型设计方法
CN114662212A (zh) * 2022-02-22 2022-06-24 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法
CN114544177A (zh) * 2022-02-25 2022-05-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机整机典型使用状态的核心机耐久性试验方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
涡扇发动机的工作原理及应用综述;安双琪;《内燃机与配件》(第1期);第68-70页 *

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