CN115586006B - 一种航空发动机核心机技术验证方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机的测试技术领域，具体涉及一种航空发动机核心机技术验证方法，其设计在依次进行起动及慢车验证步骤、结构特征验证步骤、高温高压环境验证步骤，获取到核心机的起动控制律、振动特征及动应力特征，以及验证涡轮导向器叶片、工作叶片、压气机叶片的空气系统，检查核心机转子、静子间的径向间隙，对涡轮前温度计算公式进行修正的基础上，顺序进行压气机特征验证步骤、性能校准验证步骤、气动稳定性验证步骤、初步耐久性验证步骤，得到压气机的最佳控制规律、核心机性能、气动稳定性边界及其初步使用寿命，完成对核心机的验证，所需开展试验少，具有较高的效率。

Description

一种航空发动机核心机技术验证方法

技术领域

本申请属于航空发动机的测试技术领域，具体涉及一种航空发动机核心机技术验证方法。

背景技术

航空发动机核心机由压气机、燃烧室、涡轮构成，在高转速下，工作于高温、高压条件下，是航空发动机中工作条件最恶劣，对航空发动机性能影响最大的关键部件组合。

在航空发动机核心机设计完成后，需要对核心机的性能、功能、耐久性是否达到设计预期，采用的新设计、新材料、新工艺是否可行进行验证，在验证成熟核心机基础上，通过匹配不同流量的低压系统，系列派生研发不同涵道比、不同用途的航空发动机，减少研制风险，缩短研制周期。

对航空发动机核心机进行验证，多是在台架上为核心机配装进气道、外涵道、喷管，开展相关的试验验证，其中，涉及对压气机特征验证、核心机性能校准验证、核心机气动稳定性验证以及核心机初步耐久性验证等方面，对此，当前缺少相应的规范，致使在验证时，多会开展大量试验，效率较低，周期长，耗时、费力。

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航空发动机核心机技术验证方法，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：

一种航空发动机核心机技术验证方法，包括：

起动及慢车验证步骤：确定核心机的点火转速、熄火边界、慢车转速、加速油最低供油量以及最佳放气规律，进而确定核心机的起动控制律；

结构特征验证步骤：对核心机进行磨合，变换转速，录取核心机的振动特征、动应力特征；

高温高压环境验证步骤：验证涡轮导向器叶片、工作叶片、压气机叶片的空气系统是否符合设计要求，检查核心机转子、静子间的径向间隙，以及对涡轮前温度计算公式进行修正；

压气机特征验证步骤：在多个转速条件下，录取使压气机效率最高的压气机进口导叶角度、压气机静叶角度、压气机引气量，得到压气机的最佳控制规律；

性能校准验证步骤：配置压气机最佳控制规律，在多个转速条件下，录取不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合的核心机性能；

气动稳定性验证步骤：配置核心机允许转速对应的最大喷管喷口面积，在多个转速条件下，依次采用逐步减小喷管喷口面积、燃油激增、压气机特性图上验证到压气机零部件试验稳定工作边界的方式，得到核心机的气动稳定性边界；

初步耐久性验证步骤：根据配装飞机使用载荷谱、频次，开展耐久性试验验证，确定核心机结构件的初步使用寿命。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机技术验证方法中，所述起动及慢车验证步骤中，核心机最高状态为慢车状态，选择压气机进气方式为常温常压、常温加压，试验时长限制为2h。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机技术验证方法中，所述结构特征验证步骤中，核心机最高状态为核心机设计最高物理转速状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为10h。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机技术验证方法中，所述高温高压环境验证步骤中，核心机最高状态为核心机设计涡轮前温度使用最高状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为15h。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机技术验证方法中，所述压气机特征验证步骤中，核心机最高状态为核心机设计点状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为25h。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机技术验证方法中，所述性能校准验证步骤中，核心机最高状态为核心机设计点状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为25h。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机技术验证方法中，所述气动稳定性验证步骤中，核心机最高状态为核心机设计点状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为15h。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机技术验证方法中，所述初步耐久性验证步骤中，核心机最高状态为核心机匹配整机允许使用的最高状态，选择压气机进气方式为常温加压、加温加压。

本申请至少存在以下有益技术效果：

提供一种航空发动机核心机技术验证方法，其设计在依次进行起动及慢车验证步骤、结构特征验证步骤、高温高压环境验证步骤，获取到核心机的起动控制律、振动特征及动应力特征，以及验证涡轮导向器叶片、工作叶片、压气机叶片的空气系统，检查核心机转子、静子间的径向间隙，对涡轮前温度计算公式进行修正的基础上，顺序进行压气机特征验证步骤、性能校准验证步骤、气动稳定性验证步骤、初步耐久性验证步骤，得到压气机的最佳控制规律、核心机性能、气动稳定性边界及其初步使用寿命，完成对核心机的验证，所需开展试验少，具有较高的效率。

附图说明

图1是本申请实施例提供的航空发动机核心机技术验证方法的示意图。

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。

一种航空发动机核心机技术验证方法，包括：

起动及慢车验证步骤：确定核心机的点火转速、熄火边界、慢车转速、加速油最低供油量以及最佳放气规律，进而确定核心机的起动控制律，是对核心机技术验证的基础准备步骤，是核心机完成详细设计后的首次试车，出于安全角度考虑，该步骤中限制核心机最高状态为慢车状态，选择压气机进气方式为常温常压、常温加压，试验时长限制为2h，同时检查发动机台架设备及测试系统工作能力；

结构特征验证步骤：对核心机进行磨合，变换转速，录取核心机的振动特征、动应力特征，为后续的验证试验能够规避振动、动应力偏大转速提供依据，保证后续的验证试验的安全，过程中核心机最高状态为核心机设计最高物理转速状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为10h；

高温高压环境验证步骤：验证涡轮导向器叶片、工作叶片、压气机叶片的空气系统是否符合设计要求，检查核心机转子、静子间的径向间隙，以及对涡轮前温度计算公式进行修正，以为后续的验证试验提供安全性保证，过程中核心机最高状态为核心机设计涡轮前温度使用最高状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为15h；

压气机特征验证步骤：在多个转速条件下，录取使压气机效率最高，压气机压比达到设计要求的压气机进口导叶角度、压气机静叶角度、压气机引气量，得到压气机的最佳控制规律，过程中核心机最高状态为核心机设计点状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为25h；

性能校准验证步骤：配置压气机最佳控制规律，在多个转速条件下，录取不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合的核心机性能，过程中核心机最高状态为核心机设计点状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为25h；

气动稳定性验证步骤：配置核心机允许转速对应的最大喷管喷口面积，在多个转速条件下，依次采用逐步减小喷管喷口面积、燃油激增、压气机特性图上验证到压气机零部件试验稳定工作边界的方式，得到核心机的气动稳定性边界及核心机气动稳定性的工作裕度，过程中核心机最高状态为核心机设计点状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为15h；

初步耐久性验证步骤：根据配装飞机使用载荷谱、频次，开展耐久性试验验证，确定核心机结构件的疲劳及初步使用寿命，过程中核心机最高状态为核心机匹配整机允许使用的最高状态，选择压气机进气方式为常温加压、加温加压。

上述实施例公开的航空发动机核心机技术验证方法中，其设计在依次进行起动及慢车验证步骤、结构特征验证步骤、高温高压环境验证步骤，获取到核心机的起动控制律、振动特征及动应力特征，以及验证涡轮导向器叶片、工作叶片、压气机叶片的空气系统，检查核心机转子、静子间的径向间隙，对涡轮前温度计算公式进行修正的基础上，顺序进行压气机特征验证步骤、性能校准验证步骤、气动稳定性验证步骤、初步耐久性验证步骤，得到压气机的最佳控制规律、核心机性能、气动稳定性边界及其初步使用寿命，完成对核心机的验证，所需开展试验少，具有较高的效率。

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 (8)

1.一种航空发动机核心机技术验证方法，其特征在于，包括：

起动及慢车验证步骤：确定核心机的点火转速、熄火边界、慢车转速、加速油最低供油量以及最佳放气规律，进而确定核心机的起动控制律；

结构特征验证步骤：对核心机进行磨合，变换转速，录取核心机的振动特征、动应力特征；

高温高压环境验证步骤：验证涡轮导向器叶片、工作叶片、压气机叶片的空气系统是否符合设计要求，检查核心机转子、静子间的径向间隙，以及对涡轮前温度计算公式进行修正；

压气机特征验证步骤：在多个转速条件下，录取使压气机效率最高的压气机进口导叶角度、压气机静叶角度、压气机引气量，得到压气机的最佳控制规律；

性能校准验证步骤：配置压气机最佳控制规律，在多个转速条件下，录取不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合的核心机性能；

气动稳定性验证步骤：配置核心机允许转速对应的最大喷管喷口面积，在多个转速条件下，依次采用逐步减小喷管喷口面积、燃油激增、压气机特性图上验证到压气机零部件试验稳定工作边界的方式，得到核心机的气动稳定性边界；

初步耐久性验证步骤：根据配装飞机使用载荷谱、频次，开展耐久性试验验证，确定核心机结构件的疲劳及初步使用寿命。

2.根据权利要求1所述的航空发动机核心机技术验证方法，其特征在于，

所述起动及慢车验证步骤中，核心机最高状态为慢车状态，选择压气机进气方式为常温常压、常温加压，试验时长限制为2h。

3.根据权利要求1所述的航空发动机核心机技术验证方法，其特征在于，

所述结构特征验证步骤中，核心机最高状态为核心机设计最高物理转速状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为10h。

4.根据权利要求1所述的航空发动机核心机技术验证方法，其特征在于，

所述高温高压环境验证步骤中，核心机最高状态为核心机设计涡轮前温度使用最高状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为15h。

5.根据权利要求1所述的航空发动机核心机技术验证方法，其特征在于，

所述压气机特征验证步骤中，核心机最高状态为核心机设计点状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为25h。

6.根据权利要求1所述的航空发动机核心机技术验证方法，其特征在于，

所述性能校准验证步骤中，核心机最高状态为核心机设计点状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为25h。

7.根据权利要求1所述的航空发动机核心机技术验证方法，其特征在于，

所述气动稳定性验证步骤中，核心机最高状态为核心机设计点状态，选择压气机进气方式为加温加压，试验时长限制为15h。

8.根据权利要求1所述的航空发动机核心机技术验证方法，其特征在于，

所述初步耐久性验证步骤中，核心机最高状态为核心机匹配整机允许使用的最高状态，选择压气机进气方式为常温加压、加温加压。

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