CN115524134A - 一种航空发动机防冰系统引气量测试结构及方法 - Google Patents

一种航空发动机防冰系统引气量测试结构及方法 Download PDF

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CN115524134A CN202211132275.1A CN202211132275A CN115524134A CN 115524134 A CN115524134 A CN 115524134A CN 202211132275 A CN202211132275 A CN 202211132275A CN 115524134 A CN115524134 A CN 115524134A
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程荣辉
龚欢
李云单
李淼
蒋新伟
沈毅
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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
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    • G01K7/02—Measuring temperature based on the use of electric or magnetic elements directly sensitive to heat ; Power supply therefor, e.g. using thermoelectric elements using thermoelectric elements, e.g. thermocouples
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    • G01L19/00—Details of, or accessories for, apparatus for measuring steady or quasi-steady pressure of a fluent medium insofar as such details or accessories are not special to particular types of pressure gauges
    • G01L19/0007—Fluidic connecting means

Abstract

本申请提供了一种航空发动机防冰系统引气量测试方法，包括：构建流量系数与引气管路测试参数之间的关系式；开展引气管路测试试验，获得引气管路测试值的总静压比，并根据速度系数与引气管路的总静压比的关系式获得流量函数与总静压比的关系，进而得到不同试验压比条件下流量系数随总静压比的关系曲线；将引气管路装配到发动机上并开展整机试车测试，获得整机试车时不同状态下的引气管路测量参数获得的总静压比，查询流量系数随总静压比的关系曲线获得对应状态的流量系数，之后根据引气管路测试试验获得的流量函数与总静压比的关系得到整机试车时总静压比下的流量函数，根据整机试车时总静压比下的流量函数得到整机试车状态下的引气管路实际流量。

Description

一种航空发动机防冰系统引气量测试结构及方法
技术领域
本申请属于航空发动机试验技术领域，特别涉及一种航空发动机防冰系统引气量测试结构及方法。
背景技术
当飞机在温度低于零度和小马赫数条件下飞行时，由于空气中存在过冷水滴，会使发动机进口整流支板和整流帽罩表面结冰。因此发动机进口部件需要进行防冰保护。
目前热气防冰是航空发动机中应用最为成熟的防冰方式，通过从高压压气机引来热空气对发动机进口部件进行加热，因此防冰系统引气量是一个关键参数，对防冰效果有着直接影响。同时，从高压压气机引出的热气势必会对发动机总体性能产生影响，且随着防冰引气量的增加，对发动机性能的影响也就越大。为了获得引气量对进口部件的防冰效果以及引气量大小与发动机性能的影响关系，需要对热气防冰系统实际用气量进行测试，以明确引气量是否能够满足防冰系统的需求及对总体性能的影响是否在可接受范围之内。
目前，对于航空发动机防冰系统的用气量测试缺少实用有效的测试手段。若采用常规的流量计对防冰用气量进行测量，存在以下几个方面的问题：
1)流量计会导致整个防冰系统的流路流阻改变，流阻改变必然会引起防冰系统用气量的改变，因此使用流量计测试获得的流量值并不是真实防冰系统用气量；
2)由于防冰系统整体的用气量是较低的，对于流量计的量程和精度要求高，因此在实际操作过程中，流量计测试方案可行性较低；
3)在发动机实际试车时，增加一台流量计用于测量防冰系统的引气量，则需要对防冰引气管路进行较大的改动，增加管路复杂性，降低发动机的安全可靠性；
4)绝大部分流量计不是耐高温装置，而防冰引气通常是高温高压气体，因此采用流量计进行防冰用气量测试不具备可行性。
而现有的基于管路进出口流量特性进行流量校核的方法在开展引气管进出口流量特性试验时，其在试验装置上连接的集气腔的结构必然不能与发动机的集气结构完全一致，由此会得到的流量特性曲线用于发动机引气量测试时会带来明显的误差，同时采用该方法在开展流量特性部件试验时，需要开展集气腔的设计加工，投入的成本较大。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机防冰系统引气量测试结构及方法，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防冰系统引气量测试方法，包括：
构建流量系数与引气管路测试参数之间的关系式，所述流量系数为引气管路实际流量与理想流量的比值；
开展引气管路测试试验，获得引气管路测试值的总静压比，并根据速度系数与引气管路的总静压比的关系式获得流量函数与总静压比的关系，根据流量函数与总静压比的关系得到不同试验压比条件下流量系数随引气管路总静压比的关系曲线；
将完成流量系数测试的引气管路装配到发动机上并开展整机试车测试，获得整机试车时不同状态下的引气管路测量参数，根据引气管路测量参数获得的总静压比，查询所述流量系数随总静压比的关系曲线获得对应状态的流量系数，之后根据引气管路测试试验获得的流量函数与总静压比的关系得到整机试车时总静压比下的流量函数，最后根据整机试车时总静压比下的流量函数得到整机试车状态下的引气管路实际流量。
进一步的，所述流量系数与实际测量参数之间的关系式为：
Figure BDA0003850527230000031
式中，μ为流量系数；
G为测量试验中测得的引气管路空气流量；
Tt为测量试验中测得的引气管路内热气温度；
A为引气管路流通截面面积；
q(λ)为流量函数；
Pt为测量试验中测得的引气管路总压。
进一步的，所述总静压比π(λ)为：
Figure BDA0003850527230000032
式中，Ps为引气管路静压，Pt为引气管路总压。
进一步的，所述速度系数与总静压比满足如下关系：
Figure BDA0003850527230000033
式中，λ为速度系数，k为空气绝热指数。
进一步的，所述流量函数q(λ)与总静压比π(λ)的关系满足：
Figure BDA0003850527230000034
另一方面，本申请提供了一种用于如上任一所述的航空发动机防冰系统引气量测试方法的引气量测试结构，引气量测试结构包括：
引气管路；
伸入至所述引气管路内的第一毛细管和第二毛细管，所述第一毛细管向着气流来流方向弯折，用于测量引气管路的总压，所述第二毛细管沿着气流流动方向弯折，用于测量引气管路的静压；以及
伸入至所述引气管路内的热电偶，所述热电偶用于测量引气管路内的热气温度。
本申请提供的航空发动机防冰系统引气量测试结构及方法只需要对引气管路进行温度、压力测点的测试改装，改装时不需要在机匣本体上进行开孔等破坏性操作，有利于保证发动机的安全性和可靠性，不改变发动机防冰系统管道的流阻特性，可以在整机试车过程中有效获得防冰系统的实际用气量，可适用于高温气体流路的流量测试，流量测量精度高、适用范围广，测试可靠性高，具有工作量小、成本低，经济性高。
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为本申请中的引气量测试结构图。
图2为本申请中的引气量测试结构安装在试验装置上示意图。
图3为本申请
图4为本申请一实施例的流量系数与总静压比关系曲线。
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。
为了克服心现有技术中采用流量计、流路特性法等测试手段在实际试车测试中的缺点，本申请提供了一种发动机整机试车中的防冰系统引气量测试结构及方法，该测试结构及方法可以提高引气量的测试精度。
如图1所示，本申请提供的防冰系统引气量测试结构10中，引气管路11上安装有伸入引气管路11的第一毛细管12和第二毛细管13，第一毛细管12用于测量引气管路的总压Pt，其向着气流来流方向弯折(逆流)，而第二毛细管13用于测量引气管路的静压Ps，其沿着气流流动方向弯折(顺流)，此外，引气管路11上还安装有伸入引气管路11的热电偶14，热电偶14用于测量引气管路11内的热气温度Tt。
如图2所示，针对引气管路11开展校准试验，将引气管路11连接到试验装置中流量计15的末端，试验过程记录测试参数，包括：管路总压Pt、静压Ps、热气温度Tt以及管路流量G(流量计15测得)。试验时，通过调节阀门16的开度来调节引气管路11的进口压力，从而获得一组测试参数。根据测试参数获得流量系数随总静压比的变化曲线，进而得到得到发动机防冰系统实际流量。
具体的，本申请提供的防冰系统引气量测试方法包括如下步骤：
步骤一、构建流量系数μ的关系式，该流量系数即管路实际流量与理想流量的比值，该流量系数μ为：
Figure BDA0003850527230000051
式中，μ为实际流量与理想流量的比值，也称流量系数；
G为流量计测量得的管路空气流量；
Figure BDA0003850527230000052
为理想状态气体流量；
Tt为热电偶测量的热气温度；
k为空气的绝热指数，其取值为1.4；
R为气体常数，R＝287.06J/(kg·K)；
A为管路流通截面的面积；
q(λ)为流量函数，即速度的气动函数，λ为速度系数；
Pt为通过第一毛细管12测得的管路总压；
上式中，除流量函数q(λ)外，其余均为试验测试值。
步骤二、确定流量函数q(λ)，其过程为：
2.1)根据管路静压与总压的测量值确定静压与总压的比值
Figure BDA0003850527230000061
2.2)根据下式确定速度系数λ与总静压比π(λ)的关系：
Figure BDA0003850527230000062
2.3)根据流量函数q(λ)与速度系数λ的关系式
Figure BDA0003850527230000063
代入速度系数λ与总静压比π(λ)的关系式得到流量函数q(λ)与总静压比π(λ)的关系
Figure BDA0003850527230000064
由此可获得流量函数q(λ)。
2.4)从而根据流量系数公式可获得不同试验压比条件下的流量系数μ，并据此得到流量系数μ随总静压比π(λ)的变化曲线，如图3所示。
步骤三、将完成流量系数测试的防冰引气管路11装配到发动机上并开展整机试车测试，试车过程中获得不同状态管路的总压Pt、静压Ps、热气温度Tt，即可得到发动机防冰系统实际流量，过程包括：
3.1)根据测试获得的总静压比π(λ)，查询管路流量系数μ与总静压比π(λ)的关系曲线获得对应状态的流量系数μ；
3.2)根据预先测量获得的流量函数q(λ)与总静压比π(λ)的关系式，获得整机试车总静压比π(λ)下的流量函数q(λ)；
3.3)最后根据公式
Figure BDA0003850527230000065
即可获得整机试车测试状态下的引气管路实际流量G。
本申请提供的航空发动机防冰系统引气量测试结构及方法只需要对引气管路进行温度、压力测点的测试改装，改装时不需要在机匣本体上进行开孔等破坏性操作，有利于保证发动机的安全性和可靠性，不改变发动机防冰系统管道的流阻特性，可以在整机试车过程中有效获得防冰系统的实际用气量，可适用于高温气体流路的流量测试，流量测量精度高、适用范围广，测试可靠性高，具有工作量小、成本低，经济性高。
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 (6)

1.一种航空发动机防冰系统引气量测试方法，其特征在于，包括：
构建流量系数与引气管路测试参数之间的关系式，所述流量系数为引气管路实际流量与理想流量的比值；
开展引气管路测试试验，获得引气管路测试值的总静压比，并根据速度系数与引气管路的总静压比的关系式获得流量函数与总静压比的关系，根据流量函数与总静压比的关系得到不同试验压比条件下流量系数随引气管路总静压比的关系曲线；
将完成流量系数测试的引气管路装配到发动机上并开展整机试车测试，获得整机试车时不同状态下的引气管路测量参数，根据引气管路测量参数获得的总静压比，查询所述流量系数随总静压比的关系曲线获得对应状态的流量系数，之后根据引气管路测试试验获得的流量函数与总静压比的关系得到整机试车时总静压比下的流量函数，最后根据整机试车时总静压比下的流量函数得到整机试车状态下的引气管路实际流量。
2.如权利要求1所述的航空发动机防冰系统引气量测试方法，其特征在于，所述流量系数与实际测量参数之间的关系式为：
Figure FDA0003850527220000011
式中，μ为流量系数；
G为测量试验中测得的引气管路空气流量；
Tt为测量试验中测得的引气管路内热气温度；
A为引气管路流通截面面积；
q(λ)为流量函数；
Pt为测量试验中测得的引气管路总压。
3.如权利要求2所述的航空发动机防冰系统引气量测试方法，其特征在于，所述总静压比π(λ)为：
Figure FDA0003850527220000021
式中，Ps为引气管路静压，Pt为引气管路总压。
4.如权利要求3所述的航空发动机防冰系统引气量测试方法，其特征在于，所述速度系数与总静压比满足如下关系：
Figure FDA0003850527220000022
式中，λ为速度系数，k为空气绝热指数。
5.如权利要求4所述的航空发动机防冰系统引气量测试方法，其特征在于，所述流量函数q(λ)与总静压比π(λ)的关系满足：
Figure FDA0003850527220000023
6.一种用于如权利要求1至5中任一所述的航空发动机防冰系统引气量测试方法的引气量测试结构，其特征在于，引气量测试结构包括：
引气管路(11)；
伸入至所述引气管路(11)内的第一毛细管(12)和第二毛细管(13)，所述第一毛细管(12)向着气流来流方向弯折，用于测量引气管路的总压(Pt)，所述第二毛细管(13)沿着气流流动方向弯折，用于测量引气管路的静压(Ps)；以及
伸入至所述引气管路(11)内的热电偶(14)，所述热电偶(14)用于测量引气管路(11)内的热气温度(Tt)。
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