CN115593654B - 一种航空发动机核心机结构特征验证方法 - Google Patents
一种航空发动机核心机结构特征验证方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN115593654B CN115593654B CN202211578162.4A CN202211578162A CN115593654B CN 115593654 B CN115593654 B CN 115593654B CN 202211578162 A CN202211578162 A CN 202211578162A CN 115593654 B CN115593654 B CN 115593654B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- core machine
- core
- rotation speed
- accelerator
- rotating speed
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
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结构特征验证方法，其设计首次常温加压起动核心机，在90%转速下，进行消喘功能检查，以及检测核心机转速状态与油门开度的跟随性，并在整个转速段内设置多个停留台阶对核心机进行磨合，以保证后续试验的安全性，在停车硬件检查后，再次常温加压起动，加温、加压后，在慢车转速、最高转速之间完成对核心机的振动、动应力特征的录取，最后降温、降压，操控油门至停车位，使核心机停车，完成对核心机的验证，所需开展试验少，具有较高的效率。
Description
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结构特征验证方法。
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，结构特征验证属于扫除结构应力、振动等安全性试验验证，需要在保证起动成功后首先开展，完成对核心机的磨合，获得核心机的振动及动应力特性，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，以保证后续的验证试验的安全，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结构特征验证方法，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结构特征验证方法，包括：
首次常温加压起动步骤：在常温条件下，通过台架加压装置增加核心机进口压力，利用核心机进出口压差使核心机运转，进行起动，达到慢车转速；
安全性检查步骤：将核心机转速增加至90%，进行消喘功能检查，以及检测核心机转速状态与油门开度的跟随性；
磨合运转步骤：将核心机转速由慢车转速逐渐提升至100%，其间设置多个停留台阶对核心机进行磨合；
停车检车步骤：操控油门至停车位，使核心机停车，进行核心机硬件检查；
再次常温加压起动步骤：在常温条件下，通过台架加压装置增加核心机进口压力，利用核心机进出口压差使核心机运转，进行起动，达到慢车转速；
加温加压慢车运转步骤：根据核心机设计最高转速对应的压气机进口条件，进行加温、加压；
振动特性录取步骤：在慢车转速、最高转速之间，逐步增加或减小核心机转速，在每个转速条件下停留5min，录取核心机的振动特征；
动应力特性录取步骤：在30s内上推油门，使核心机转速由慢车转速匀速上升到100%，停留10s，在30s内下拉油门，使核心机转速由100%匀速下降到慢车转速，调整压气机进口可调导叶角度IGV关3︒、开3︒，重复在30s内上推油门，停留10s，在30s内下拉油门，录取核心机的动应力特性；
降温降压慢车运转步骤：操控油门使核心机在慢车转速下运转，逐渐调整压气机进口条件至常温、常压；
试验停车步骤：操控油门至停车位，使核心机停车。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机结构特征验证方法中，所述磨合运转步骤中，至少设置五个停留台阶对核心机进行磨合。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机结构特征验证方法中，所述振动特性录取步骤中，逐步增加或减小核心机转速，是以1%的步长逐步增加或减小核心机转速。
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结构特征验证方法，其设计首次常温加压起动核心机，在90%转速下，进行消喘功能检查，以及检测核心机转速状态与油门的跟随性，并在整个转速段内设置多个停留台阶对核心机进行磨合，以保证后续试验的安全性，在停车硬件检查后，再次常温加压起动，加温、加压后，在慢车转速、最高转速之间完成对核心机的振动、动应力特征的录取，最后降温、降压，操控油门至停车位，使核心机停车，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结构特征验证方法的示意图；
图2是本申请实施例提供的对核心机进行磨合的示意图。
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至图2对本申请做进一步详细说明。
一种航空发动机核心机结构特征验证方法，如图1所示，包括：
首次常温加压起动步骤：在常温条件下，通过台架加压装置增加核心机进口压力，利用核心机进出口压差使核心机运转，进行起动，达到慢车转速；
安全性检查步骤：将核心机转速增加至90%，进行消喘功能检查，以及检测核心机转速状态与油门开度的跟随性，通常核心机转速与油门开度具有一对一的关系，或呈线性或呈非线性，检测核心机转速状态与油门开度的跟随性，即是检测核心机转速与油门开度具有一对一的关系准确性及其灵敏性；
磨合运转步骤：将核心机转速由慢车转速逐渐提升至100%，其间设置多个停留台阶对核心机进行磨合；
停车检车步骤：操控油门至停车位，使核心机停车，进行核心机硬件检查，具体包括检查核心机各组件连接处是否有螺钉脱落、核心机可视部分是否有结构件损坏等；
再次常温加压起动步骤：在常温条件下，通过台架加压装置增加核心机进口压力，利用核心机进出口压差使核心机运转，进行起动，达到慢车转速；
加温加压慢车运转步骤：根据核心机设计最高转速对应的压气机进口条件，进行加温、加压；
振动特性录取步骤：在慢车转速、最高转速之间，逐步增加或减小核心机转速，在每个转速条件下停留5min，录取核心机的振动特征；
动应力特性录取步骤：在30s内上推油门，使核心机转速由慢车转速匀速上升到100%，停留10s，在30s内下拉油门，使核心机转速由100%匀速下降到慢车转速，调整压气机进口可调导叶角度IGV关3︒、开3︒，即是以压气机进口可调导叶角度IGV的0°为基准，向关闭方向关3︒，以及向打开方向开3°，重复在30s内上推油门，停留10s，在30s内下拉油门，录取核心机的动应力特性；
降温降压慢车运转步骤：操控油门使核心机在慢车转速下运转，逐渐调整压气机进口条件至常温、常压；
试验停车步骤：操控油门至停车位，使核心机停车。
对于上述实施例公开的航空发动机核心机结构特征验证方法，领域内技术人员可以理解的是，其设计首次常温加压起动核心机，在90%转速下，进行消喘功能检查，以及检测核心机转速状态与油门的跟随性，并在整个转速段内设置多个停留台阶对核心机进行磨合，以保证后续试验的安全性，在停车硬件检查后，再次常温加压起动，加温、加压后，在慢车转速、最高转速之间完成对核心机的振动、动应力特征的录取，最后降温、降压，操控油门至停车位，使核心机停车，完成对核心机的验证，所需开展试验少，具有较高的效率。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机核心机结构特征验证方法中，所述磨合运转步骤中，至少设置五个停留台阶对核心机进行磨合，在一个具体实施例中，对核心机进行磨合其停留台阶设计如图2所示。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机核心机结构特征验证方法中，所述振动特性录取步骤中，逐步增加或减小核心机转速，是以1%的步长逐步增加或减小核心机转速。
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 (3)
1.一种航空发动机核心机结构特征验证方法，其特征在于，包括：
首次常温加压起动步骤：在常温条件下，通过台架加压装置增加核心机进口压力，利用核心机进出口压差使核心机运转，进行起动，达到慢车转速；
安全性检查步骤：将核心机转速增加至90%，进行消喘功能检查，以及检测核心机转速状态与油门开度的跟随性；
磨合运转步骤：将核心机转速由慢车转速逐渐提升至100%，其间设置多个停留台阶对核心机进行磨合；
停车检车步骤：操控油门至停车位，使核心机停车，进行核心机硬件检查；
再次常温加压起动步骤：在常温条件下，通过台架加压装置增加核心机进口压力，利用核心机进出口压差使核心机运转，进行起动，达到慢车转速；
加温加压慢车运转步骤：根据核心机设计最高转速对应的压气机进口条件，进行加温、加压；
振动特性录取步骤：在慢车转速、最高转速之间，逐步增加或减小核心机转速，在每个转速条件下停留5min，录取核心机的振动特征；
动应力特性录取步骤：在30s内上推油门，使核心机转速由慢车转速匀速上升到100%，停留10s，在30s内下拉油门，使核心机转速由100%匀速下降到慢车转速，调整压气机进口可调导叶角度IGV关3︒、开3︒，重复在30s内上推油门，停留10s，在30s内下拉油门，录取核心机的动应力特性；
降温降压慢车运转步骤：操控油门使核心机在慢车转速下运转，逐渐调整压气机进口条件至常温、常压；
试验停车步骤：操控油门至停车位，使核心机停车。
2.根据权利要求1所述的航空发动机核心机结构特征验证方法，其特征在于，
所述磨合运转步骤中，至少设置五个停留台阶对核心机进行磨合。
3.根据权利要求1所述的航空发动机核心机结构特征验证方法，其特征在于，
所述振动特性录取步骤中，逐步增加或减小核心机转速，是以1%的步长逐步增加或减小核心机转速。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211578162.4A CN115593654B (zh) | 2022-12-09 | 2022-12-09 | 一种航空发动机核心机结构特征验证方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211578162.4A CN115593654B (zh) | 2022-12-09 | 2022-12-09 | 一种航空发动机核心机结构特征验证方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN115593654A CN115593654A (zh) | 2023-01-13 |
| CN115593654B true CN115593654B (zh) | 2023-02-28 |
Family
ID=84853278
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202211578162.4A Active CN115593654B (zh) | 2022-12-09 | 2022-12-09 | 一种航空发动机核心机结构特征验证方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115593654B (zh) |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7412335B2 (en) * | 2002-08-06 | 2008-08-12 | Southwest Research Institute | Component evaluations using non-engine based test system |
| WO2019144386A1 (zh) * | 2018-01-26 | 2019-08-01 | 大连理工大学 | 一种航空发动机过渡态关键性能参数预测方法 |
| US11506571B2 (en) * | 2019-09-09 | 2022-11-22 | Rohr, Inc. | System and method for gathering flight load data |
| CN110717219B (zh) * | 2019-10-08 | 2023-10-20 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 航空发动机整机状态下压气机进口流量的获取方法及装置 |
| CN111855220B (zh) * | 2020-06-30 | 2021-07-02 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种并排安装的涡扇发动机惯性起动能力验证方法 |
| CN113848064B (zh) * | 2021-08-17 | 2024-03-26 | 蓝箭航天技术有限公司 | 核心机试验验证方法及装置 |
| CN114878171A (zh) * | 2022-04-14 | 2022-08-09 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种基于核心机的发动机起动供油规律设计方法 |
-
2022
- 2022-12-09 CN CN202211578162.4A patent/CN115593654B/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN115593654A (zh) | 2023-01-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20140007663A1 (en) | Method for Functionally Testing Turbomachines, and Test Device Therefor | |
| RU2014116907A (ru) | Способ и система диагностики силовой установки с двумя многоступенчатыми турбокомпрессорами | |
| CN115597882B (zh) | 一种航空发动机核心机气动稳定性验证方法 | |
| CN115593654B (zh) | 一种航空发动机核心机结构特征验证方法 | |
| WO2011119339A1 (en) | Pre-installation turbocharger bench test | |
| Hubinka et al. | Design and construction of a two shaft test turbine for investigation of mid turbine frame flows | |
| RU2555928C2 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| CN115586014B (zh) | 一种航空发动机核心机压气机特征验证方法 | |
| CN112761742B (zh) | 一种发动机低压涡轮转子叶片动应力测量试验调试方法 | |
| CN115597881B (zh) | 一种航空发动机核心机起动及慢车验证方法 | |
| RU2551249C1 (ru) | Способ доводки опытного турбореактивного двигателя | |
| CN109987251A (zh) | 基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法及设备 | |
| CN115586006B (zh) | 一种航空发动机核心机技术验证方法 | |
| CN115184036A (zh) | 涡轮增压器排气制动抗负压试验装置和试验方法 | |
| RU142807U1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| CN115753121A (zh) | 一种发动机核心机耐久性验证方法 | |
| RU2544412C1 (ru) | Способ доводки опытного турбореактивного двигателя | |
| RU2555939C2 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| JP2021063467A (ja) | 内燃機関の制御装置 | |
| RU142812U1 (ru) | Турбореактивный двигатель, стенд для испытания турбореактивного двигателя на газодинамическую устойчивость, входное аэродинамическое устройство стенда для испытания турбореактивного двигателя на газодинамическую устойчивость и интерцептор входного аэродинамического устройства стенда для испытания турбореактивного двигателя на газодинамическую устойчивость | |
| CN115711747A (zh) | 一种航空发动机核心机性能校准验证方法 | |
| CN115753131A (zh) | 一种航空发动机核心机高温高压环境验证方法 | |
| RU68129U1 (ru) | Стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания | |
| RU144419U1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| RU2545110C1 (ru) | Газотурбинный двигатель |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |