CN115587499B - 一种航空发动机典型瞬态历程编制方法 - Google Patents

一种航空发动机典型瞬态历程编制方法 Download PDF

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Abstract

本申请提高了一种航空发动机典型瞬态历程编制方法，包括：确定所述航空发动机典型瞬态历程的组成，所述航空发动机典型瞬态历程的组成包括发动机起动及暖机历程、空中瞬变初始历程、空中瞬变减速历程、空中瞬变加速历程和返航及冷机历程；确定空中瞬变各历程的输入参数，所述输入参数包括典型任务剖面及其使用频次以及用户方提出的发动机性能考核点；根据输入参数确定发动机起动及暖机历程、空中瞬变初始历程、空中瞬变减速历程、空中瞬变加速历程、返航及冷机历程及空中瞬变瞬态历程过渡工作时间和使用频次，从而得到所述航空发动机典型瞬态历程。该方法可以模拟小涵道比航空涡喷、涡扇发动机任务相关的空中加、减速使用场景，提高使用安全性。

Description

一种航空发动机典型瞬态历程编制方法
技术领域
本申请属于航空发动机低循环疲劳寿命设计和试验技术领域，特别涉及一种航空发动机典型瞬态历程编制方法。
背景技术
如图1所示为一种小涵道比双转子航空涡扇发动机典型构型示意图，该涡扇发动机沿着气流流向依次包括风扇10、中介机匣20、压气机30、主燃烧室40、高压涡轮50、低压涡轮60、加力燃烧室70及喷管80，且涡扇发动机通过主安装节G1和辅助安装节G2安装在飞机结构上。
根据航空发动机通用规范，在关键件(例如压气机30、高压涡轮50及低压涡轮60)低循环疲劳寿命分析时，应考虑瞬态工作对循环峰、谷值应力的影响。但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，该发动机平均单次起落飞行时间约为1～3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应力的典型飞行特征(高度、马赫数、工作状态、停留时间)，结合用户需求、外场使用特点，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)，用以高效模拟设计用法设定的使用场景下瞬态工作对关键件温度、应力的影响，提高低循环疲劳寿命设计精度、确保试验载荷合理性，如图2a和图2b所示为典型任务剖面至典型瞬态历程简化前、后对比示意图。
对于航空发动机，以往通常不会在寿命设计中考虑空中推力瞬变(加、减速)对于发动机循环载荷的影响，但忽略上述因素会产生以下后果：
a)从技术方面，在实际飞行使用中，由于任务需要，此类发动机存在较多的油门杆反复切换动作，在稳态工况带来的稳态气动/热力/离心载荷之外，还会导致压气机和涡轮转子寿命考核部位产生附加瞬态应力。由于未考虑这项因素，造成转子件低循环疲劳寿命设计值显著低于使用载荷、使用寿命小于设计预期，降低了寿命设计精度、试验载荷的合理性；
b)从成本和效率方面，由于未考虑实际使用中大量存在的空中推力瞬变场景下应力提高，降低了压气机和涡轮转子外场可用寿命，增加了换件成本。
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编制方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种航空发动机典型瞬态历程编制方法，包括：
确定所述航空发动机典型瞬态历程的组成，所述航空发动机典型瞬态历程的组成包括发动机起动及暖机历程、空中瞬变初始历程、空中瞬变减速历程、空中瞬变加速历程和返航及冷机历程；
确定空中瞬变各历程的输入参数，所述输入参数包括典型任务剖面及其使用频次，发动机研制方计算的总体性能参数，用户方提出的发动机性能考核点；
根据所述输入参数确定发动机起动及暖机历程、空中瞬变初始历程、空中瞬变减速历程、空中瞬变加速历程、返航及冷机历程及空中瞬变瞬态历程过渡工作时间和使用频次，从而得到所述航空发动机典型瞬态历程。
进一步的，所述发动机起动及暖机工况历程的确定过程包括：
1)发动机起动过程的确定：在典型瞬态历程中，对于按下起动按钮至慢车状态的过渡工作过程，发动机工作状态变化与持续工作时间的关系按照线性处理；
其中，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给定指标确定；
在用户方未给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试车统计结果的上限确定；
2)慢车状态的确定：在典型瞬态历程中，设置慢车状态，用以模拟发动机正常起动后确认起动成功、初步暖机以及基本飞行检查项目的过程；
其中，慢车状态的判定条件按照发动机控制系统技术要求确定；慢车状态的稳态停留时间范围为t1按照发动机科研阶段试车统计结果的上限确定；
3)高状态暖机的确定：在典型瞬态历程中，设置高状态暖机，用以模拟发动机正常起动后通过高状态暖机、减小转/静子间隙、提高部件效率，以便在同样进气温度和压力条件下，提高发动机最高可达的工作状态、获得更高的推力；
其中，确定高状态暖机确定台阶转速和停留时间，过程包括：
步骤1：按照充分暖机谱型，对发动机试车数据进行筛选，确定充分暖机条件下，发动机在地面台架中间状态能够达到的最大换算推力，记为Fr0；
步骤2：抽样查阅发动机历次试车数据，高状态暖机谱型，在高压物理转速及停留时间的预定范围内，统计出转速、稳态停留时间与发动机能够达到的最大稳态换算推力的关系，最大稳态换算推力记为Fr1；
步骤3：在Fr1≥95％·Fr0的情况中，选取相对换算推力最小的最大稳态换算推力对应工况作为典型瞬态历程的暖机工况。
进一步的，所述空中瞬变初始历程的确定过程为：
确定空中瞬变初始工况的四项要素，包括发动机工作状态、高度、马赫数、停留时间，过程包括：
1)发动机工作状态为中间或最大状态，按照典型任务剖面中的首次中间及以上状态确定；
2)空中瞬变的初始工况选取为起飞点，马赫数具体数值在典型任务剖面中选取；
3)停留时间按照以下过程确定：
3.1)确定第一类停留时间：在典型任务剖面中选取起飞点停留时间最长，记为t1；
3.2)确定第二类停留时间：
ⅰ)确定涡轮转子热平衡评价位置：在二维瞬态温度场计算过程中，在盘心选取的前端点、后端点的中心点；以中心点为起点，沿着半径方向向盘缘方向，确定与前安装臂、后安装臂中半径较大的安装臂所在圆周面的交点；在中心点至交点之间，按照半径方向等间距的方法，选取若干点，作为涡轮转子热平衡的评价点；
ⅱ)确定热平衡时间：按照同样的计算工况，计算涡轮盘的稳态温度场；对于步骤ⅰ)选定的热平衡评价点，当瞬态温度值与稳态温度值的差值都达到不大于预定值时，则判定为涡轮盘在该发动机稳态工况下已经达到热平衡，按照最后一个达到预定值的时刻，作为涡轮盘在该工况下的热平衡时间，即为t2；
ⅲ)按照不小于热平衡时间t2的10秒整数倍的原则取最小值，记为t3，作为第二类停留时间；
3.3)如果第一类停留时间t1≥第二类停留时间t3，则空中瞬变初始工况的停留时间按第一类停留时间t1确定；
如果第一类停留时间t1＜第二类停留时间t3，则空中瞬变初始工况的停留时间按第二类停留时间t3确定。
进一步的，所述空中瞬变减速历程的确定过程为：
确定空中瞬变减速工况的四项要素，包括发动机工作状态、高度、马赫数、停留时间，过程包括，
1)发动机工作状态为空中慢车状态；
2)高度、马赫数按照以下方法确定：
2.1)在每个典型任务剖面中，列出所有的空中慢车状态工况，从中选取低压物理转速最小的；
2.2)选取所有剖面中的低压物理转速最小值、最大值及其工况代号，计算转速中值，确定中值工况；
2.3)在选出的工况中，选取转速与中值工况差值最小的工况，作为空中瞬变减速工况，从而得到高度及马赫数；
3)停留时间按照以下方法确定：
3.1)针对所有空中慢车状态工况，根据停留时间、使用频次计算谷值综合参数Ti，选取各工作点的谷值综合参数的最大值，记为A1；
Ti＝ti×ENi
式中，ti为停留时间，ENi为使用频次，下角标i表示工作点序号；
3.2)根据各工作点所属剖面的频次作为工作点的使用频次，记为A2；
根据A1、A2计算所有空中慢车状态工况的停留时间平均值，记为A3：
A3＝A1/A2
5.3.3)按照不小于A3的10秒整数倍的原则，取最小值得到停留时间，记为A4。
进一步的，所述空中瞬变加速历程的确定过程为：
确定空中瞬变加速工况的四项要素，包括发动机工作状态、高度、马赫数、停留时间，过程包括：
1)确定空中瞬变加速工况的高度、马赫数、发动机工作状态：
1.1)在每个典型任务剖面中，分别选取压气机出口总压P3、涡轮进口总温T4、高压物理转速NH最大的工作点，作为选取空中瞬变加速工况的典型工作点，按照典型工作点所属剖面的频次，作为工作点的使用频次ENi；
1.2)根据压气机出口总压P3、涡轮进口总温T4、高压物理转速NH计算载荷综合参数Li，用以表达工作点的载荷苛刻程度：
Li＝P3+T4+(NH/10)
1.3)根据载荷综合参数Li、使用频次ENi计算各工作点的寿命损伤综合参数Di＝Li×ENi；
1.4)对比各典型工作点的寿命损伤综合参数Di，选取寿命损伤综合参数Di最大的典型工作点用于空中瞬变加速工况，该空中瞬变加速工况即包含高度、马赫数、发动机工作状态；
2)确定空中瞬变加速工况的停留时间：
2.1)确定第一类停留时间：
针对空中瞬态加速工况的典型工作点，列出其在典型任务剖面中的停留时间，如果某个典型工作点出现多次，选取停留时间最大值，作为第一类停留时间，记为t4；
2.2)确定第二类停留时间：
步骤ⅰ)按照已经确定的典型瞬态历程，对压气机转子、高压涡轮转子、低压涡轮转子进行瞬态应力分析，给出各自寿命薄弱部位的瞬态应力变化曲线；
其中，对于空中瞬变加速工况的停留时间，以第一类停留时间t4为初值，按照预定时间步长，逐步延长该工况的停留时间，直至三个转子的瞬态应力都能达到峰值，将达到三个转子都达到峰值所需的停留时间，记为t5；
步骤ⅱ)按照不小于停留时间t5的5秒整数倍的原则，取最小值作为第二类停留时间，记为t6；
步骤3)比较第一类、第二类停留时间，如果第一类停留时间t4≥第二类停留时间t6，则空中瞬变加速工况的停留时间按第一类停留时间t4；
如果第一类停留时间t4＜第二类停留时间t6，则空中瞬变加速工况的停留时间按第二类停留时间t6。
进一步的，所述空中瞬变加速历程的确定过程为：
确定典型瞬态历程中的空中瞬变加速工况的四项要素，包括发动机工作状态、高度、马赫数、停留时间，过程包括：
1)确定空中瞬变加速工况的高度、马赫数、发动机工作状态：
1.1)在每个典型任务剖面中，分别选取压气机出口总压P3、涡轮进口总温T4、高压物理转速NH最大的工作点，作为选取空中瞬变加速工况的典型工作点；按照典型工作点所属剖面的频次，作为工作点的使用频次ENi；
1.2)根据压气机出口总压P3、涡轮进口总温T4、高压物理转速NH计算载荷综合参数Li，用以表达工作点的载荷苛刻程度：
Li＝P3+T4+(NH/10)
1.3)根据载荷综合参数Li、使用频次ENi计算各工作点的寿命损伤综合参数Di＝Li×ENi；
1.4)对比各典型工作点的寿命损伤综合参数Di，选取寿命损伤综合参数Di最大的典型工作点，用于空中瞬变加速工况，该空中瞬变加速工况包含高度、马赫数、发动机工作状态；
2)确定空中瞬变加速工况的停留时间：
2.1)确定第一类停留时间：
针对典型工作点工作点，列出其在典型任务剖面中的停留时间，如果某个工作点出现多次，选取停留时间最大值，作为第一类停留时间，记为t4；
2.2)确定第二类停留时间：
步骤ⅰ)按照已经确定的典型瞬态历程，对压气机转子、高压涡轮转子、低压涡轮转子进行瞬态应力分析，给出各自寿命薄弱部位的瞬态应力变化曲线；
其中，对于空中瞬变加速工况的停留时间，以第一类停留时间t4为初值，按照预定时间步长，逐步延长该工况的停留时间，直至三个转子的瞬态应力都能达到峰值，将达到三个转子都达到峰值所需的停留时间，记为t5；
步骤ⅱ)按照不小于停留时间t5的5秒整数倍的原则，取最小值作为第二类停留时间，记为t6；
2.3)比较第一类、第二类停留时间，如果第一类停留时间t4≥第二类停留时间t6，则空中瞬变加速工况的停留时间按第一类停留时间t4确定；
如果第一类停留时间t4＜第二类停留时间t6，则空中瞬变加速工况的停留时间按第二类停留时间t6确定。
进一步的，所述返航及冷机历程的确定过程为：
1)冷机工况的发动机工作状态为地面慢车状态，为典型任务剖面中的最后一个慢车工况，停留时间按各典型任务剖面中该工况最长的停留时间确定；
2)返航工况的确定：
2.1)发动机工作状态为巡航状态；
2.2)高度、马赫数有以下两类选取方式：
ⅰ)第一类高度、马赫数：在各典型任务剖面中，选取冷机工况之前的工况作为返航工况的高度、马赫数；
ⅱ)第二类高度、马赫数：在预定高度及马赫数范围内，选取用户方指定的亚声速巡航点；
如果两类高度、马赫数不一致，选取典型任务剖面中出现次数最多的工况作为巡航状态工况；
2.3)停留时间有以下两种方式：
ⅰ)选取各剖面中已确定的返航工况最长的时间作为第一类停留时间；
ⅱ)在典型任务剖面的所有巡航点中，选取单次停留时间最长的工况时间作为第二类停留时间；
如果两类停留时间不一致，则选取较长的停留时间作为典型瞬态历程返航工况的停留时间。
进一步的，航空发动机典型瞬态历程中的稳定工况之间的过渡工作时间按照最短油门杆移动时间确定。
进一步的，所述使用频次的确定过程为：
1)对于不区分作战/训练工作模式的发动机，空中瞬变典型瞬态历程使用频次为所有典型任务剖面的频次之和；
2)对于区分作战/训练工作模式的发动机，将空中瞬变典型瞬态历程设置为作战模式和训练模式，使用频次按照发动机作战与训练模式的主循环数的比例确定。
本申请提供的方法可以在不显著增加设计工作时间成本的前提下，模拟航空发动机任务相关的空中加、减速使用场景，可以提高转子件低循环疲劳寿命设计裕度，确保外场有足够的可用寿命，降低使用成本、提高使用安全性。
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为现有技术中小涵道比双转子航空涡扇发动机典型构型示意图。
图2a为典型任务剖面至典型瞬态历程对比的简化前示意图。
图2b为典型任务剖面至典型瞬态历程对比的简化后示意图。
图3为本申请的航空发动机典型瞬态历程编制方法流程图。
图4为本申请一实施例的发动机起动时间与起动次分布示意图。
图5为本申请一实施例的逐步爬升方式暖机(充分暖机条件)的发动机试车谱。
图6为本申请一实施例的高状态暖机的发动机试车谱。
图7为本申请中典型涡轮盘结构及热平衡评价点选取方式示意图。
图8为本申请一实施例的典型瞬态历程及转子件应力变化示意图。
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。
为了在尽量短的时间内不显著增加设计工作时间成本的前提下，模拟小涵道比航空涡喷、涡扇发动机任务相关的空中加、减速使用场景，给出确定典型瞬态历程确定方法，考虑发动机加、减速过程对于循环峰值应力的影响(增大作用)，提高转子件低循环疲劳寿命设计裕度，确保外场有足够的可用寿命，降低使用成本、提高使用安全性。
如图3所示，本申请根据发动机典型任务剖面及其混频、发动机总体性能参数，用户方研制要求，通过提炼、统合形成考虑空中瞬变工况的航空发动机典型瞬态历程的编制方法，适用于发动机压气机转子、涡轮转子低循环疲劳寿命设计要求和试验参数的确定，该编制方法包括如下步骤：
一、确定航空发动机典型瞬态历程
上述航空发动机典型瞬态历程包括发动机起动及暖机工况历程、空中瞬变初始工况历程、空中瞬变减速工况历程、空中瞬变加速工况历程和返航及冷机工况历程。
确定上述空中瞬变典型瞬态历程的输入参数，该输入参数包括：
a)典型任务剖面及其使用频次
如表1所示为本申请中提供的典型任务剖面组成参数格式示意，如表2所示为本申请中提供的典型任务剖面的任务频次格式示意。
b)用户方在研制要求中提出的推力、耗油率指标的发动机性能考核点，该发动机性能考核点包括高度、马赫数、发动机工作状态，重点关注与发动机核心能力关联性较大的性能考核点。
表1典型任务剖面格式及参数示例
表2典型任务剖面的使用频次(飞行起落数)
c)发动机总体性能参数，包括但不限于高压转子物理转速、低压转子物理转速、换算推力、压气机出口总压、涡轮进口总温。
二、典型任务剖面中加速任务段筛选
以发动机工作状态为统计参数，针对表1所示格式的所有典型任务剖面，列举出中间及以上状态→慢车→中间及以上状态的瞬变任务段，作为确定空中瞬变瞬态历程的基础依据，如表3所示。
表3典型任务剖面的空中瞬变任务段
三、发动机起动及暖机工况历程的确定方法
3.1)发动机起动过程的模拟方法：在典型瞬态历程中，对于按下起动按钮至慢车状态的过渡工作过程，发动机工作状态变化与持续工作时间的关系按照线性处理，持续时间范围按照(30秒～60秒)，具体包括以下两种确定方式：
3.1.1)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给定指标确定；
3.1.2)发动机试车时间的统计：用户方未给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试车统计结果的上限确定。
比如，如图3所示，图中给出某发动机历次试车的起动时间统计结果，起动时间范围为(35秒～40秒)，则典型瞬态历程的起动时间按40秒确定。
3.2)慢车状态的模拟方法：在典型瞬态历程中，设置慢车状态，用以模拟发动机正常起动后确认起动成功、初步暖机以及基本飞行检查项目的过程。
慢车状态定义按照《航空燃气涡轮动力装置术语和符号》(GJB2103A-1997)第3.1.2.2.1.30，判定条件按照发动机控制系统技术要求。比如，控制系统技术要求规定的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％，则在典型瞬态历程中，慢车状态的判断条件为PLA＝5°、nL＝50％。
慢车状态的稳态停留时间范围为t1:(60秒～180秒)，具体时间按照发动机科研阶段试车(正常起动)统计结果的上限确定，比如，试车中地面慢车状态停留时间(除了仅地面慢车停留以外的试车次)范围为(120秒～180秒)，则典型瞬态历程中，地面慢车状态的停留时间按照(180秒)。
3.3)高状态暖机的模拟方法：在典型瞬态历程中，设置高状态暖机，用以模拟发动机正常起动后通过高状态暖机、减小转/静子间隙、提高部件效率，以便在同样进气温度和压力条件下，提高发动机最高可达的工作状态、获得更高的推力的做法，定义详见《航空燃气涡轮动力装置术语和符号》(GJB 2103A-1997)第3.1.2.4.19。其中，发动机工作状态按照高压物理转速范围(85％～93％)，停留时间范围为(60秒～180秒)。
通过统计相关发动机地面台架试车数据，确定高状态暖机台阶转速和停留时间，具体方法为：
步骤1：按照图5所示谱型(充分暖机)，对发动机试车数据进行筛选，确定充分暖机条件下，发动机在地面台架中间状态能够达到的最大换算推力，记为Fr0，比如，按照这种条件，某发动机充分暖机条件的推力为(200千牛)。其中，图5为理想状态的暖机谱型，筛选要点包括：慢车至中间状态之间的稳态转速台阶数量不少于(2个)，大于慢车转速、小于中间转速的任意转速均有可能，每个台阶的停留时间不少于(60秒)，通过这些转速台阶及其稳态停留，发动机涡轮转子在中间状态很快能够达到热平衡；
步骤2：抽样查阅发动机历次试车数据，按照图6所示的谱型，在高压物理转速(85％～93％)、停留时间(60秒～180秒)范围内，统计给出表4所示的转速、稳态停留时间与发动机能够达到的最大稳态换算推力(记为Fr1)的关系；
步骤3：在表4中，在Fr1≥95％·Fr0的情况中，选取相对换算推力(Fr1)最小的，例如表4中Fri最小的为95％；如果这种情况多于一个工况，则选取高压物理转速较高的。
在表4中，(60≤t＜70、91％≤n＜92与80≤t＜90、88％≤n＜89均满足最小)，但选择转速高的，最终选取(高压物理转速(91％)、停留时间(60秒))，作为典型瞬态历程的暖机工况。
表4发动机能够达到的最大换算推力与暖机转速-停留时间的关系
四、空中瞬变初始工况历程的确定方法
按照以下方式，确定空中瞬变初始工况的四项要素，包括发动机工作状态、高度、马赫数、停留时间，过程如下：
4.1)发动机工作状态为中间或最大(是否接通加力对于涡轮转子低循环疲劳寿命无影响)，按照典型任务剖面中的首次中间及以上状态确定。比如，在表1中，发动机工作状态选取为首次的中间状态，即任务序号4。
4.2)空中瞬变的初始工况选取为起飞点，高度为(0千米)，马赫数为(0.2～0.3)，马赫数具体数值在典型任务剖面中选取。比如，在表1中，马赫数选取为(0.25)。
4.3)停留时间按照以下步骤确定，
4.3.1)确定第一类停留时间：在表1所示的典型任务剖面中选取起飞点停留时间最长的，记为“t1”。
比如，某发动机有2个典型任务剖面，剖面1的起飞点(高度为0、马赫数为0.25、中间状态)停留时间为(30秒)，剖面2的起飞点(高度为0、马赫数为0.25、最大状态，表中未示出)停留时间为(50秒)，则t1＝50秒；
4.3.2)确定第二类停留时间：按照以下步骤，确定空中瞬变初始工况的第二类停留时间，
ⅰ)：确定涡轮转子热平衡评价位置：按照图7所示方式，在二维瞬态温度场计算过程中，在盘心选取的前端点“A”、后端点“B”的中心点“C”；以“C”为起点，沿着半径方向向盘缘方向，确定与(前安装臂、后安装臂)中半径较大的安装臂所在圆周面的交点“D”；在“C”→“D”之间，按照半径方向等间距的方法，选取(1～5个)点，作为涡轮转子热平衡的评价位置；
ⅱ)：确定热平衡时间：
按照同样的计算工况，计算涡轮盘的稳态温度场；对于步骤ⅰ)选定的热平衡评价点/位置，当瞬态温度值与稳态温度值的差值都达到不大于(10K)，则判定为涡轮盘在该发动机稳态工况下已经达到热平衡，按照最后一个达到(10K)的时刻，作为涡轮盘在该工况下的热平衡时间“t2”。
比如，假设点“D”的温度变化最慢，在选定的计算工况(0千米、马赫数0.25、最大状态)下，其稳态温度值为(580K)，在典型瞬态历程中，刚进入时，点“D”的温度为(400K)，随着稳态停留时间的延长，例如(293秒)时，“D”的温度值提高至(570K)，则判定t2＝293秒；
ⅲ)：确定典型瞬态历程的第二类停留时间：按照不小于“t2”、(10秒)的整数倍的原则，取最小值，记为“t3”、作为第二类停留时间，比如，t3＝300秒。
4.3.3)比较第一类、第二类停留时间，按照以下两种情形，确定空中瞬变初始工况的停留时间，
ⅰ)如果t1≥t3，则空中瞬变初始工况的停留时间按“t1”确定，比如，t1＝50秒、t3＝32秒，则空中瞬变初始工况的停留时间确定为(50秒)；
ⅱ)如果t1＜t3，则空中瞬变初始工况的停留时间按“t3”确定，比如，t1＝50秒、t3＝300秒，则空中瞬变初始工况的停留时间确定为(300秒)。五、空中瞬变减速工况历程的确定方法
按照以下方式，确定空中瞬变减速工况的四项要素，包括发动机工作状态、高度、马赫数、停留时间，如表5所示，
5.1)发动机工作状态为空中慢车状态；
5.2)高度、马赫数按照以下方法确定，
5.2.1)在每个典型任务剖面中，列出所有的空中慢车状态工况，从中选取低压物理转速最小的。
比如表5中，剖面2中选取代号“KM1”、剖面3中选取代号“KM3”、剖面1中选取代号“KM5”；
5.2.2)选取所有剖面中的低压物理转速最小值、最大值及其工况代号，计算转速中值、确定中值工况。
比如，低压物理转速最小值及其工况为(KM1，3900)，低压物理转速最大值及其工况为(KM6，9600)，低压物理转速中值为(未示出的某工况，6750)；
5.2.3)在“步骤5.2.1”选出的工况中，选取转速与“步骤5.2.2”差值最小的工况，作为空中瞬变减速工况。
比如，选定“KM3”；
5.3)停留时间按照以下方法确定，
5.3.1)针对所有空中慢车状态工况，根据停留时间(单位秒，符号为“ti”)、使用频次(符号为“ENi”)，按照公式1，计算“谷值综合参数”，记为Ti，其中下角标“i”表示工作点；
选取各工作点的“谷值综合参数”的最大值，记为“A1”；
Ti ＝ ti × ENi (1)
例如，表5中KM4的谷值综合参数最大，工作点则选取对应的剖面3空中慢车。
5.3.2)按照表2所示所属剖面的频次，作为工作点的使用频次，记为“A2”；
根据“A1”、“A2”，按照公式2，计算所有空中慢车状态工况的停留时间平均值，记为“A3”：
A3 ＝ A1 / A2 (2)
5.3.3)按照不小于“A3”的10秒整数倍的原则，取最小值，记为“A4”。比如，A4＝30秒。
表5空中瞬变减速工况(高度、马赫数、停留时间)的选取方法
六、空中瞬变加速工况历程的确定方法
按照以下方式，确定典型瞬态历程中的空中瞬变加速工况的四项要素，包括发动机工作状态、高度、马赫数、停留时间，如表6所示，
6.1)按照以下步骤，确定空中瞬变加速工况的高度、马赫数、发动机工作状态，
6.1.1)在每个典型任务剖面中，分别选取压气机出口总压(单位为千帕，符号为P3)、涡轮进口总温(单位为开尔文，符号为T4)、高压物理转速(单位为转/分钟，符号为NH)最大的工作点，作为选取空中瞬变加速工况的典型工作点；
按照表2所示所属剖面的频次，作为工作点的使用频次(“ENi”)；
6.1.2)按照公式3，根据P3、T4、NH，计算载荷综合参数，用以表达工作点的载荷苛刻程度，符号记为“Li”，其中下角标“i”表示工作点，
Li＝P3+T4+(NH/10)(3)
6.1.3)按照公式4，根据Li、ENi，计算各工作点的寿命损伤综合参数，记为“Di”，
Di ＝ Li× ENi (4)
6.1.4)对比各典型工作点的寿命损伤综合参数“Di”，选取“Di”最大的典型工作点，用于空中瞬变加速工况，该空中瞬变加速工况包含高度、马赫数、发动机工作状态；
6.2)按照以下步骤，确定空中瞬变加速工况的停留时间，
6.2.1)确定第一类停留时间：
针对表6所示工作点，列出其在典型任务剖面中的停留时间，如果某个工作点出现多次，则取最大值。
比如，工作点(S43，12千米、马赫数3.0、最大状态)在剖面1中出现3次，停留时间分别为(10秒)、(20秒)、(30秒)，则针对该点，将(30秒)列在表6中；
针对列在表6中的所有工作点，选取停留时间最大值，作为第一类停留时间，记为“t4”；
6.2.2)确定第二类停留时间：
步骤ⅰ)如图8所示，按照已经确定的典型瞬态历程，对压气机转子、高/低压涡轮转子进行瞬态应力分析，给出各自寿命薄弱部位(低循环疲劳寿命计算寿命最低的部位)的瞬态应力变化曲线。其中，对于空中瞬变加速工况的停留时间，以“t4”为初值(比如，t1＝80秒)，按照(5～10秒)为时间步长，逐步延长该台阶的停留时间，直至三个转子的瞬态应力都能达到峰值，将达到三个转子都达到峰值所需的停留时间，记为“t5”(比如，压气机转子瞬态应力达到峰值的时间为(58秒)、高压涡轮瞬态应力达到峰值的时间为(98秒)、低压涡轮瞬态应力达到峰值的时间为(118秒)，则t5＝118秒)；
步骤ⅱ)按照不小于t5、5秒的整数倍的原则，取最小值，记为“t6”、作为第二类停留时间，比如，t5＝118秒，则t6＝120秒；
6.2.3)比较第一类、第二类停留时间，按照以下两种情形，确定空中瞬变加速工况的停留时间，
情形ⅰ)如果t4≥t6，则空中瞬变加速工况的停留时间按“t4”确定，比如，t4＝80秒、t6＝60秒，则空中瞬变加速工况的停留时间确定为(80秒)；
情形ⅱ)如果t4＜t6，则空中瞬变加速工况的停留时间按“t6”确定，比如，t4＝80秒、t6＝120秒，则空中瞬变加速工况的停留时间确定为(120秒)。
表6空中瞬变加速工况(高度、马赫数、发动机工作状态)的选取方法
七、返航、冷机工况历程的确定方法
如表1所示，典型瞬态历程中的返航、冷机工况及停留时间的确定方法为：
7.1)冷机工况的发动机工作状态为地面慢车状态，为典型任务剖面中的最后一个慢车工况，停留时间按各典型任务剖面中该工况最长的停留时间确定。其中，冷机定义详见《航空燃气涡轮动力装置术语和符号》(GJB 2103A-1997)第3.1.2.4.20。比如，剖面1中冷机工况时间为(300秒)、剖面2中冷机工况时间为(500秒)、剖面3中冷机工况时间为(600秒)，则典型瞬态历程中冷机工况时间确定为(600秒)；
7.2)返航工况确定方法：
7.2.1)发动机工作状态为巡航状态，
7.2.2)高度、马赫数有以下两类选取方式：
ⅰ)第一类高度、马赫数：在各典型任务剖面中，选取冷机工况之前的，作为返航工况的高度、马赫数。
比如，表1中(高度5千米、马赫数0.8、巡航状态)。
ⅱ)第二类高度、马赫数：在高度范围(10千米～13千米)、马赫数范围(0.7～0.9)内，选取用户方指定的亚声速巡航点。
比如，表1中(高度12千米、马赫数0.8、巡航状态)。
如果两类高度、马赫数不一致，选取典型任务剖面中出现次数最多的。比如，(高度5千米、马赫数0.8、巡航状态)每个剖面只出现(1次)，而(高度12千米、马赫数0.8、巡航状态)每个剖面都能出现至少(2次)，则典型瞬态历程中的返航工况确定为(高度12千米、马赫数0.8、巡航状态)。
7.2.3)停留时间有以下两种方式：
ⅰ)第一类停留时间：选取各剖面中该工况(前述步骤中已确定的返航工况)最长的时间。比如，(高度12千米、马赫数0.8、巡航状态)的工况在剖面1中最长时间为(300秒)、在剖面2中最长时间为(400秒)、在剖面3中为(500秒)，则第一类停留时间确定为(500秒)；
ⅱ)第二类停留时间：在典型任务剖面的所有巡航点中，选取单次停留时间最长的。比如，剖面1中最长巡航时间为(300秒)、在剖面2中最长巡航时间为(700秒)、在剖面3中最长巡航时间为(600秒)，则第二类停留时间确定为(700秒)。
如果两类停留时间不一致，选取较长的，作为典型瞬态历程返航工况的停留时间。比如，第一类停留时间为(500秒)、第二类停留时间为(700秒)，则典型瞬态历程返航工况的停留时间确定为(700秒)。八、空中瞬变瞬态历程过渡工作时间的确定方法
空中瞬变瞬态历程中的稳定工况之间的过渡工作时间按照最短油门杆移动时间确定，即通常为(0.5～1)秒。
九、使用频次的确定方法
9.1)对于不区分作战/训练工作模式的发动机，空中瞬变典型瞬态历程使用频次为：所有典型任务剖面的频次之和；
9.2)对于区分作战/训练工作模式的发动机，可以将空中瞬变典型瞬态历程设置为两个(作战模式、训练模式)，使用频次按照发动机作战与训练工作模式主循环数(设计要求)的比例确定。
按照上述流程所确定的典型瞬态历程如图8所示，从图中可以看出，该瞬态历程与转子件应力变化趋势高度相似，通过该瞬态历程进行发动机试验可以提高发动机寿命设计和试验验证的合理性。
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 (7)

1.一种航空发动机典型瞬态历程编制方法，其特征在于，包括：
确定所述航空发动机典型瞬态历程的组成，所述航空发动机典型瞬态历程的组成包括发动机起动及暖机历程、空中瞬变初始历程、空中瞬变减速历程、空中瞬变加速历程和返航及冷机历程，其中，所述发动机起动及暖机工况历程的确定过程包括：
1)发动机起动过程的确定：在典型瞬态历程中，对于按下起动按钮至达到慢车状态的过渡工作过程，发动机工作状态变化与持续工作时间的关系按照线性处理；
其中，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给定指标确定；
在用户方未给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试车统计结果的上限确定；
2)地面起动慢车工况的确定：在典型瞬态历程中，设置地面起动慢车工况，用以模拟发动机正常起动后确认起动成功、初步暖机以及基本飞行检查项目的使用场景对于发动机温度、应力变化趋势的影响；
其中，地面起动慢车工况的判定条件按照发动机控制系统技术要求确定；地面起动慢车工况的稳态停留时间范围为t1按照发动机科研阶段试车统计结果的上限确定；
3)高状态暖机工况的确定：在典型瞬态历程中，设置高状态暖机工况，用以模拟发动机正常起动后通过高状态暖机、减小转/静子间隙、提高部件效率，以便在同样进气温度和压力条件下，提高发动机最高可达的工作状态、获得更高的推力的使用场景对于发动机温度、应力变化趋势的影响；
其中，确定高状态暖机确定台阶转速和停留时间，过程包括：
步骤1：按照充分暖机谱型，对发动机试车数据进行筛选，确定充分暖机条件下，发动机在地面台架中间状态能够达到的最大换算推力，记为Fr0；
步骤2：按照高状态暖机谱型，抽样查阅发动机历次试车数据，在高压物理转速及停留时间的预定范围内，统计出转速、稳态停留时间与发动机能够达到的最大稳态换算推力的关系，最大稳态换算推力记为Fr1；
步骤3：在Fr1≥95％·Fr0的情况中，选取相对换算推力最小的最大稳态换算推力对应工况，作为典型瞬态历程的高状态暖机工况；
确定空中瞬变各历程的输入参数，所述输入参数包括典型任务剖面及其使用频次、发动机研制方计算的总体性能参数，以及用户方提出的发动机性能考核点；
根据所述输入参数确定发动机起动及暖机历程、空中瞬变初始历程、空中瞬变减速历程、空中瞬变加速历程、返航及冷机历程，以及空中瞬变瞬态历程过渡工作时间和使用频次，从而得到所述航空发动机典型瞬态历程。
2.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态历程编制方法，其特征在于，所述空中瞬变初始历程的确定过程为：
确定空中瞬变初始工况的四项要素，包括发动机工作状态、高度、马赫数、停留时间，用以模拟发动机起动以后首次中间及以上状态使用场景对于发动机温度、应力变化趋势的影响，过程包括：
1)发动机工作状态为中间或最大状态，按照典型任务剖面中的首次中间及以上状态确定；
2)空中瞬变的初始工况选取为起飞点，马赫数具体数值在典型任务剖面中选取；
3)停留时间按照以下过程确定：
3.1)确定第一类停留时间：在典型任务剖面中选取起飞点停留时间最长的，记为t1；
3.2)确定第二类停留时间，过程包括：
步骤ⅰ)确定涡轮转子热平衡评价位置：在二维瞬态温度场计算过程中，在盘心选取前端点、后端点，以及两点之间的中心点；以中心点为起点，沿着半径方向向盘缘方向，确定与前安装臂、后安装臂中半径较大的安装臂所在圆周面的交点；在中心点至交点之间，按照半径方向等间距的方法，选取若干点，作为涡轮转子热平衡的评价点；
步骤ⅱ)确定热平衡时间：按照同样的计算工况，计算涡轮盘的稳态温度场；对于步骤ⅰ)选定的热平衡评价点，当瞬态温度值与稳态温度值的差值都达到不大于预定值时，则判定为涡轮盘在该发动机稳态工况下已经达到热平衡，按照最后一个热平衡评价点达到预定值的时刻，作为涡轮盘在该工况下的热平衡时间，记为t2；
步骤ⅲ)按照不小于热平衡时间t2的10秒整数倍的原则取最小值，记为t3，作为第二类停留时间；
3.3)如果第一类停留时间t1≥第二类停留时间t3，则空中瞬变初始工况的停留时间按第一类停留时间t1确定；
如果第一类停留时间t1＜第二类停留时间t3，则空中瞬变初始工况的停留时间按第二类停留时间t3确定。
3.如权利要求2所述的航空发动机典型瞬态历程编制方法，其特征在于，所述空中瞬变减速历程的确定过程为：
确定空中瞬变减速工况的四项要素，包括发动机工作状态、高度、马赫数、停留时间，用于模拟飞机在目标空域执行机动飞行任务的使用场景对于发动机温度、应力变化趋势的影响，过程包括，
1)发动机工作状态为空中慢车状态；
2)高度、马赫数按照以下方法确定：
2.1)在每个典型任务剖面中，列出所有的空中慢车状态工况，根据发动机总体性能参数，从中选取低压物理转速最小值；
2.2)针对空中慢车状态工况，选取所有剖面中的低压物理转速最小值、最大值及其工况代号，计算转速中值，确定中值工况；
2.3)在选出的工况中，选取转速与中值工况转速差值最小的工况，作为空中瞬变减速工况，从而得到所述高度及马赫数；
3)停留时间按照以下方法确定：
3.1)针对所有空中慢车状态工况，根据停留时间、使用频次，计算谷值综合参数Ti，选取各工作点的谷值综合参数的最大值，记为A1；
Ti＝ti×ENi
式中，ti为空中慢车状态工况在典型任务剖面中的停留时间，ENi为按照典型工作点所属剖面的频次作为工作点的使用频次，下角标i表示工作点序号；
3.2)根据各空中慢车工作点所属剖面的频次之和，作为选定空中瞬变减速工况的使用频次，记为A2；
根据A1、A2计算所有空中慢车状态工况的停留时间平均值，记为A3：
A3＝A1/A2
3.3)按照不小于A3的10秒整数倍的原则，取最小值得到选定空中瞬变减速工况的停留时间，记为A4。
4.如权利要求3所述的航空发动机典型瞬态历程编制方法，其特征在于，所述空中瞬变加速历程的确定过程为：
确定空中瞬变加速工况的四项要素，包括发动机工作状态、高度、马赫数、停留时间，用于模拟飞机在目标空域执行机动飞行任务的使用场景对于发动机温度、应力变化趋势的影响，过程包括：
1)确定空中瞬变加速工况的高度、马赫数、发动机工作状态：
1.1)针对每个典型任务剖面，根据发动机总体性能参数，分别选取压气机出口总压P3、涡轮进口总温T4、高压物理转速NH最大的工作点，作为选取空中瞬变加速工况的典型工作点；按照典型工作点所属剖面的频次，作为典型工作点的使用频次ENi；
1.2)根据压气机出口总压P3、涡轮进口总温T4、高压物理转速NH，计算载荷综合参数Li，用以表达各个典型工作点的载荷苛刻程度：
Li＝P3+T4+(NH/10)
1.3)根据载荷综合参数Li、使用频次ENi，计算各典型工作点的寿命损伤综合参数Di＝Li×ENi；
1.4)对比各典型工作点的寿命损伤综合参数Di，选取寿命损伤综合参数Di最大的典型工作点的高度、马赫数、发动机工作状态，作为空中瞬变加速工况的高度、马赫数、发动机工作状态；
2)确定空中瞬变加速工况的停留时间：
2.1)确定第一类停留时间：
针对空中瞬变加速工况的典型工作点，列出其在典型任务剖面中的停留时间，如果某个典型工作点出现多次，选取停留时间最大值，作为第一类停留时间，记为t4；
2.2)确定第二类停留时间：
步骤ⅰ)按照已经确定的典型瞬态历程，对压气机转子、高压涡轮转子、低压涡轮转子进行瞬态温度场分析，给出各自的瞬态温度变化曲线；
其中，对于空中瞬变加速工况的停留时间，以第一类停留时间t4为初值，按照预定时间步长，逐步延长该工况的停留时间，直至三个转子都达到热平衡状态，将三个转子都达到热平衡状态的停留时间，记为t5，其中，热平衡状态按照空中瞬变初始历程中的判断过程得到；
步骤ⅱ)按照不小于停留时间t5的5秒整数倍的原则，取最小值作为第二类停留时间，记为t6；
2.3)比较第一类、第二类停留时间，如果第一类停留时间t4≥第二类停留时间t6，则空中瞬变加速工况的停留时间按第一类停留时间t4；
如果第一类停留时间t4＜第二类停留时间t6，则空中瞬变加速工况的停留时间按第二类停留时间t6。
5.如权利要求4所述的航空发动机典型瞬态历程编制方法，其特征在于，所述返航及冷机历程的确定过程为：
1)冷机工况的发动机工作状态为地面慢车状态，选取为典型任务剖面中的最后一个慢车工况，停留时间按各典型任务剖面中该工况最长的停留时间确定，用以模拟飞机着陆后滑行、机务检查、停车使用场景对于发动机温度、应力变化趋势的影响，故也可称为“冷机慢车工况”；
2)返航工况用以模拟飞机任务完成后从任务地点以亚声速巡航状态返回至机场的使用场景对于发动机温度、应力变化趋势的影响，确定过程为：
2.1)发动机工作状态为巡航状态；
2.2)高度、马赫数有以下两类选取方式：
方式ⅰ)第一类高度、马赫数：在各典型任务剖面中，选取冷机慢车工况之前的工况作为返航工况的高度、马赫数；
方式ⅱ)第二类高度、马赫数：在预定高度及马赫数范围内，选取用户方指定的亚声速巡航点；
如果两类高度、马赫数不一致，则考虑典型任务剖面的使用频次，在两类高度、马赫数中，选取出现次数最多的工况作为巡航状态工况；
2.3)停留时间有以下两种选取方式：
方式ⅰ)针对已确定的返航工况，选取各典型任务剖面中最长的停留时间作为第一类停留时间；
方式ⅱ)在典型任务剖面的所有巡航状态的工况中，只要发动机工况状态是巡航状态，都计进来，不限于任何高度、马赫数，选取单次停留时间最长的停留时间作为第二类停留时间；
如果两类停留时间不一致，则选取较长的停留时间作为典型瞬态历程返航工况的停留时间。
6.如权利要求1至5任一所述的航空发动机典型瞬态历程编制方法，其特征在于，航空发动机典型瞬态历程中的稳态工况之间的过渡工作时间按照最短油门杆移动时间确定。
7.如权利要求6所述的航空发动机典型瞬态历程编制方法，其特征在于，所述使用频次的确定过程为：
1)对于不区分作战/训练工作模式的发动机，空中瞬变典型瞬态历程使用频次为所有典型任务剖面的频次之和；
2)对于区分作战/训练工作模式的发动机，将空中瞬变典型瞬态历程设置为作战模式和训练模式，使用频次按照规定的发动机作战与训练模式的主循环数的比例确定。
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