CN115711747A - 一种航空发动机核心机性能校准验证方法 - Google Patents

一种航空发动机核心机性能校准验证方法 Download PDF

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CN115711747A CN202211577751.0A CN202211577751A CN115711747A CN 115711747 A CN115711747 A CN 115711747A CN 202211577751 A CN202211577751 A CN 202211577751A CN 115711747 A CN115711747 A CN 115711747A
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Abstract

本申请涉及一种航空发动机核心机性能校准验证方法，其设计以常温加压起动核心机达到慢车转速，并根据核心机设计点转速对应的压气机进口条件，进行初次加温、加压，调整核心机转速，在多个转速条件下，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，对应录取核心机性能，以及，根据核心机典型状态点转速对应的压气机进口条件，进行再次加温、加压，调整核心机转速，在多个转速条件下，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，对应录取核心机性能，通过拟合即可得出核心机性能，最后，操控油门使核心机在慢车转速条件下运转，逐渐调整压气机进口条件至常温、常压，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

一种航空发动机核心机性能校准验证方法
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性能校准验证方法。
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，核心机性能校准在压气机特征验证后进行，在匹配压气机最佳控制律的条件下，确定核心在各转速条件下性能水平，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性能校准验证方法，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性能校准验证方法，包括：
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转速升高，达到慢车转速；
初次加温加压慢车运转步骤：根据核心机设计点转速对应的压气机进口条件，进行加温、加压，使核心机在慢车转速条件下运转15min；
95%转速运转步骤：调整核心机在95%转速条件下运转15min，配置压气机最佳控制规律；
90%转速核心机性能初次录取步骤：调整核心机在90%转速条件下运转，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，使核心机在每个组合下稳定运转3min，对应于各个组合录取核心机性能；
100%转速核心机性能初次录取步骤：调整核心机在100%转速条件下运转，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，使核心机在每个组合下稳定运转3min，对应于各个组合录取核心机性能；
再次加温加压慢车运转步骤：调整核心机在慢车转速条件下运转，根据核心机典型状态点转速对应的压气机进口条件，进行加温、加压；
90%转速核心机性能再次录取步骤：调整核心机在90%转速条件下运转，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，使核心机在每个组合下稳定运转3min，对应于各个组合录取核心机性能；
100%转速核心机性能再次录取步骤：调整核心机在100%转速条件下运转，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，使核心机在每个组合下稳定运转3min，对应于各个组合录取核心机性能；
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性能校准验证方法中，所述90%转速核心机性能初次录取步骤中，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合如下：
Figure 41661DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 931120DEST_PATH_IMAGE002
；
Figure 747897DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 64609DEST_PATH_IMAGE003
；
Figure 583315DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 542044DEST_PATH_IMAGE004
；
Figure 213328DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 232099DEST_PATH_IMAGE002
；
Figure 113468DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 734942DEST_PATH_IMAGE003
；
Figure 385366DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 575039DEST_PATH_IMAGE004
；
Figure 819069DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 854022DEST_PATH_IMAGE002
；
Figure 749165DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 109739DEST_PATH_IMAGE003
；
Figure 965700DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 679709DEST_PATH_IMAGE004
；
其中，
Figure 304726DEST_PATH_IMAGE001
为核心机性能仿真设计点转速下喷管喷口面积的基准值；
Figure 836201DEST_PATH_IMAGE002
为核心机性能仿真设计点转速下涡轮导向器面积的基准值。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机性能校准验证方法中，所述100%转速核心机性能初次录取步骤中，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合如下：
Figure 38512DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 680846DEST_PATH_IMAGE008
；
Figure 301315DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 3691DEST_PATH_IMAGE009
；
Figure 568665DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 608165DEST_PATH_IMAGE010
；
Figure 207774DEST_PATH_IMAGE011
、
Figure 956418DEST_PATH_IMAGE012
；
Figure 8688DEST_PATH_IMAGE011
、
Figure 992824DEST_PATH_IMAGE009
；
Figure 571573DEST_PATH_IMAGE011
、
Figure 350173DEST_PATH_IMAGE010
；
Figure 30684DEST_PATH_IMAGE013
、
Figure 552933DEST_PATH_IMAGE012
；
Figure 127133DEST_PATH_IMAGE013
、
Figure 201269DEST_PATH_IMAGE009
；
Figure 228130DEST_PATH_IMAGE013
、
Figure 417717DEST_PATH_IMAGE010
；
其中，
Figure 846424DEST_PATH_IMAGE007
为核心机性能仿真设计点转速下喷管喷口面积的基准值；
Figure 232406DEST_PATH_IMAGE014
为核心机性能仿真设计点转速下涡轮导向器面积的基准值。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机性能校准验证方法中，所述90%转速核心机性能再次录取步骤中，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合如下：
Figure 871198DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure 828DEST_PATH_IMAGE016
；
Figure 18463DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure 716291DEST_PATH_IMAGE017
；
Figure 452166DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure 119908DEST_PATH_IMAGE018
；
Figure 382262DEST_PATH_IMAGE019
、
Figure 110047DEST_PATH_IMAGE016
；
Figure 943004DEST_PATH_IMAGE019
、
Figure 680016DEST_PATH_IMAGE017
；
Figure 796877DEST_PATH_IMAGE019
、
Figure 695563DEST_PATH_IMAGE018
；
Figure 406030DEST_PATH_IMAGE020
、
Figure 556520DEST_PATH_IMAGE016
；
Figure 403253DEST_PATH_IMAGE020
、
Figure 738419DEST_PATH_IMAGE017
；
Figure 795237DEST_PATH_IMAGE020
、
Figure 874051DEST_PATH_IMAGE018
；
其中，
Figure 106450DEST_PATH_IMAGE015
为核心机性能仿真典型状态点转速下喷管喷口面积的基准值；
Figure 956725DEST_PATH_IMAGE016
为核心机性能仿真典型状态点转速下涡轮导向器面积的基准值。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机性能校准验证方法中，所述100%转速核心机性能再次录取步骤中，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合如下：
Figure 907363DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 383344DEST_PATH_IMAGE022
；
Figure 470249DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 616059DEST_PATH_IMAGE023
；
Figure 398202DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 818819DEST_PATH_IMAGE024
；
Figure 619285DEST_PATH_IMAGE025
、
Figure 467155DEST_PATH_IMAGE026
；
Figure 861227DEST_PATH_IMAGE025
、
Figure 429743DEST_PATH_IMAGE023
；
Figure 491240DEST_PATH_IMAGE025
、
Figure 369066DEST_PATH_IMAGE024
；
Figure 984855DEST_PATH_IMAGE027
、
Figure 357062DEST_PATH_IMAGE026
；
Figure 7486DEST_PATH_IMAGE027
、
Figure 197159DEST_PATH_IMAGE023
；
Figure 956036DEST_PATH_IMAGE027
、
Figure 990988DEST_PATH_IMAGE024
；
其中，
Figure 761498DEST_PATH_IMAGE021
为核心机性能仿真典型状态点转速下喷管喷口面积的基准值；
Figure 731859DEST_PATH_IMAGE028
为核心机性能仿真典型状态点转速下涡轮导向器面积的基准值。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机性能校准验证方法中，所述再次加温加压慢车运转步骤中，核心机典型状态点为核心机超音速巡航点或亚音速巡航点。
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性能校准验证方法中，其设计以常温加压起动核心机达到慢车转速，并根据核心机设计点转速对应的压气机进口条件，进行初次加温、加压，调整核心机转速，在多个转速条件下，可包括但不限于90%、100%，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，对应录取核心机性能，以及，根据核心机典型状态点转速对应的压气机进口条件，进行再次加温、加压，调整核心机转速，在多个转速条件下，可包括但不限于90%、100%，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，对应录取核心机性能，通过拟合即可得出核心机性能，最后，操控油门使核心机在慢车转速条件下运转，逐渐调整压气机进口条件至常温、常压，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性能校准验证方法的示意图。
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性能校准验证方法，包括：
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转速升高，达到慢车转速；
初次加温加压慢车运转步骤：根据核心机设计点转速对应的压气机进口条件，进行加温、加压，使核心机在慢车转速条件下运转15min；
95%转速运转步骤：调整核心机在95%转速条件下运转15min，配置压气机最佳控制规律；
90%转速核心机性能初次录取步骤：调整核心机在90%转速条件下运转，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，使核心机在每个组合下稳定运转3min，对应于各个组合录取核心机性能，其中，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，如下表所示：
Figure 587820DEST_PATH_IMAGE029
其中，
Figure 285517DEST_PATH_IMAGE001
为核心机性能仿真设计点转速下喷管喷口面积的基准值；
Figure 176113DEST_PATH_IMAGE002
为核心机性能仿真设计点转速下涡轮导向器面积的基准值；
100%转速核心机性能初次录取步骤：调整核心机在100%转速条件下运转，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，使核心机在每个组合下稳定运转3min，对应于各个组合录取核心机性能，其中，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，如下表所示：
Figure 317376DEST_PATH_IMAGE030
其中，
Figure 395053DEST_PATH_IMAGE007
为核心机性能仿真设计点转速下喷管喷口面积的基准值；
Figure 37387DEST_PATH_IMAGE014
为核心机性能仿真设计点转速下涡轮导向器面积的基准值；
再次加温加压慢车运转步骤：调整核心机在慢车转速条件下运转，根据核心机典型状态点转速对应的压气机进口条件，进行加温、加压，其中，所述核心机典型状态点具体可以是核心机超音速巡航点或亚音速巡航点；
90%转速核心机性能再次录取步骤：调整核心机在90%转速条件下运转，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，使核心机在每个组合下稳定运转3min，对应于各个组合录取核心机性能，其中，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，如下表所示：
Figure 641544DEST_PATH_IMAGE031
其中，
Figure 78341DEST_PATH_IMAGE015
为核心机性能仿真典型状态点转速下喷管喷口面积的基准值；
Figure 784260DEST_PATH_IMAGE016
为核心机性能仿真典型状态点转速下涡轮导向器面积的基准值；
100%转速核心机性能再次录取步骤：调整核心机在100%转速条件下运转，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，使核心机在每个组合下稳定运转3min，对应于各个组合录取核心机性能，其中，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，如下表所示：
Figure 964706DEST_PATH_IMAGE032
其中，
Figure 688948DEST_PATH_IMAGE021
为核心机性能仿真典型状态点转速下喷管喷口面积的基准值；
Figure 296647DEST_PATH_IMAGE028
为核心机性能仿真典型状态点转速下涡轮导向器面积的基准值；
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。
上述实施例公开的航空发动机核心机性能校准验证方法中，其设计以常温加压起动核心机达到慢车转速，并根据核心机设计点转速对应的压气机进口条件，进行初次加温、加压，调整核心机转速，在多个转速条件下，可包括但不限于90%、100%，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，对应录取核心机性能，以及，根据核心机典型状态点转速对应的压气机进口条件，进行再次加温、加压，调整核心机转速，在多个转速条件下，可包括但不限于90%、100%，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，对应录取核心机性能，通过拟合即可得出核心机性能，最后，操控油门使核心机在慢车转速条件下运转，逐渐调整压气机进口条件至常温、常压，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。
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 (6)

1.一种航空发动机核心机性能校准验证方法，其特征在于，包括：
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转速升高，达到慢车转速，其中所说的台架加压装置是指在发动机试验台架上设置的压缩机或压气机，能够通过管道增加核心机进口压力，；
初次加温加压慢车运转步骤：根据核心机设计点转速对应的压气机进口条件，进行加温、加压，使核心机在慢车转速条件下运转15min；
95%转速运转步骤：调整核心机在95%转速条件下运转15min，配置压气机最佳控制规律；
90%转速核心机性能初次录取步骤：调整核心机在90%转速条件下运转，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，使核心机在每个组合下稳定运转3min，对应于各个组合录取核心机性能；
100%转速核心机性能初次录取步骤：调整核心机在100%转速条件下运转，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，使核心机在每个组合下稳定运转3min，对应于各个组合录取核心机性能；
再次加温加压慢车运转步骤：调整核心机在慢车转速条件下运转，根据核心机典型状态点转速对应的压气机进口条件，进行加温、加压；
90%转速核心机性能再次录取步骤：调整核心机在90%转速条件下运转，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，使核心机在每个组合下稳定运转3min，对应于各个组合录取核心机性能；
100%转速核心机性能再次录取步骤：调整核心机在100%转速条件下运转，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合，使核心机在每个组合下稳定运转3min，对应于各个组合录取核心机性能；
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性能校准验证方法，其特征在于，
所述90%转速核心机性能初次录取步骤中，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合如下：
Nom190%,初次、Nom290%,初次；
Nom190%,初次、Nom290%,初次-5%Nom290%,初次；
Nom190%,初次、Nom290%,初次+5%Nom290%,初次；
Nom190%,初次-5%Nom190%,初次、Nom290%,初次；
Nom190%初次-5%Nom190%,初次、Nom290%,初次-5%Nom290%,初次；
Nom190%,初次-5%Nom190%,初次、Nom290%,初次+5%Nom290%,初次；
Nom190%,初次+5%Nom190%,初次、Nom290%,初次；
Nom190%,初次+5%Nom190%,初次、Nom290%,初次-5%Nom290%,初次；
Nom190%,初次+5%Nom190%,初次、Nom290%,初次+5%Nom290%,初次；
其中，
Nom190%,初次为核心机性能仿真设计点90%转速下喷管喷口面积的基准值；
Nom290%,初次为核心机性能仿真设计点90%转速下涡轮导向器面积的基准值。
3.根据权利要求1所述的航空发动机核心机性能校准验证方法，其特征在于，
所述100%转速核心机性能初次录取步骤中，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合如下：
Nom1100%,初次、Nom2100%,初次；
Nom1100%,初次、Nom2100%,初次-5%Nom2100%,初次；
Nom1100%,初次、Nom2100%,初次+5%Nom2100%,初次；
Nom1100%,初次-5%Nom1100%,初次、Nom2100%,初次；
Nom1100%,初次-5%Nom1100%,初次、Nom2100%,初次-5%Nom2100%,初次；
Nom1100%,初次-5%Nom1100%,初次、Nom2100%,初次+5%Nom2100%,初次；
Nom1100%,初次+5%Nom1100%,初次、Nom2100%,初次；
Nom1100%,初次+5%Nom1100%,初次、Nom2100%,初次-5%Nom2100%,初次；
Nom1100%,初次+5%Nom1100%,初次、Nom2100%,初次+5%Nom2100%,初次；
其中，
Nom1100%,初次为核心机性能仿真设计点100%转速下喷管喷口面积的基准值；
Nom2100%,初次为核心机性能仿真设计点100%转速下涡轮导向器面积的基准值。
4.根据权利要求1所述的航空发动机核心机性能校准验证方法，其特征在于，
所述90%转速核心机性能再次录取步骤中，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合如下：
Nom190%,再次、Nom290%,再次；
Nom190%,再次、Nom290%,再次-5%Nom290%,再次；
Nom190%,再次、Nom290%,再次+5%Nom290%,再次；
Nom190%,再次-5%Nom190%,再次、Nom290%,再次；
Nom190%,再次-5%Nom190%,再次、Nom290%,再次-5%Nom290%,再次；
Nom190%,再次-5%Nom190%,再次、Nom290%,再次+5%Nom290%,再次；
Nom190%,再次+5%Nom190%再次、Nom290%,再次；
Nom190%,再次+5%Nom190%,再次、Nom290%,再次-5%Nom290%,再次；
Nom190%,再次+5%Nom190%,再次、Nom290%,再次+5%Nom290%,再次；
其中，
Nom190%,再次为核心机性能仿真典型状态点90%转速下喷管喷口面积的基准值；
Nom290%,再次为核心机性能仿真典型状态点90%转速下涡轮导向器面积的基准值。
5.根据权利要求1所述的航空发动机核心机性能校准验证方法，其特征在于，
所述100%转速核心机性能再次录取步骤中，设置不同喷管喷口面积、涡轮导向器面积组合如下：
Nom1100%,再次、Nom2100%,再次；
Nom1100%,再次、Nom2100%,再次-5%Nom2100%,再次；
Nom1100%,再次、Nom2100%,再次+5%Nom2100%,再次；
Nom1100%,再次-5%Nom1100%,再次、Nom2100%,再次；
Nom1100%,再次-5%Nom1100%,再次、Nom2100%,再次-5%Nom2100%,再次；
Nom1100%,再次-5%Nom1100%,再次、Nom2100%,再次+5%Nom2100%,再次；
Nom1100%,再次+5%Nom1100%,再次、Nom2100%,再次；
Nom1100%,再次+5%Nom1100%,再次、Nom2100%,再次-5%Nom2100%,再次；
Nom1100%,再次+5%Nom1100%,再次、Nom2100%,再次+5%Nom2100%,再次；
其中，
Nom1100%,再次为核心机性能仿真典型状态点100%转速下喷管喷口面积的基准值；
Nom2100%,再次为核心机性能仿真典型状态点100%转速下涡轮导向器面积的基准值。
6.根据权利要求1所述的航空发动机核心机性能校准验证方法，其特征在于，
所述再次加温加压慢车运转步骤中，核心机典型状态点为核心机超音速巡航点或亚音速巡航点。
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