CN115753121A - 一种发动机核心机耐久性验证方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于发动机的测试技术领域，具体涉及一种发动机核心机耐久性验证方法，设计核心机在常温条件下，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，进行起动，达到慢车转速的基础上，根据发动机整机工作点，计算核心机进口参数、出口参数以及截面参数，确定核心机耐久性试验的模拟条件，从中选取核心机常温、常压工作点进行耐久性验证，以及选取核心机加温、加压工作点进行耐久性验证，实现对核心机的疲劳及使用寿命进行验证，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
技术领域
本申请属于发动机的测试技术领域，具体涉及一种发动机核心机耐久性验证方法。
背景技术
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，是发动机中工作条件最恶劣，对发动机性能影响最大的关键部件组合。
在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、不同用途的发动机，减少研制风险，缩短研制周期。
对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，耐久性验证是核心机进行验证的最后步骤，根据核心机使用载荷对核心机的疲劳及使用寿命进行验证，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发动机核心机耐久性验证方法，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：
一种发动机核心机耐久性验证方法，包括：
初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，其中所说的慢车转速是指发动机运转的最低维持转速；
常温常压工作点耐久性验证步骤：根据发动机整机工作点，计算核心机进口参数、出口参数以及截面参数，确定核心机耐久性试验的模拟条件，从中选取核心机常温、常压工作点进行耐久性验证；
中间停车检查步骤：操控油门，使核心机停车，对核心机硬件进行检查；
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转速升高，达到慢车转速；
加温加压慢车运转步骤：根据发动机整机工作点转速对应的压气机进口条件，进行加温、加压；
加温加压工作点耐久性验证步骤：根据发动机整机工作点，计算核心机进口参数、出口参数以及截面参数，确定核心机耐久性试验的模拟条件，从中选取核心机加温、加压工作点进行耐久性验证；
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；
试验停车检查步骤：操控油门至停车位，使核心机停车，对核心机硬件进行检查。
根据本申请的至少一个实施例，上述的发动机核心机耐久性验证方法中，所述常温常压工作点耐久性验证步骤、加温加压工作点耐久性验证步骤中，核心机进口参数、出口参数以及截面参数包括温度、压力、流量方面的相关参数。
根据本申请的至少一个实施例，上述的发动机核心机耐久性验证方法中，所述常温常压工作点耐久性验证步骤、加温加压工作点耐久性验证步骤中，计算核心机进口参数、出口参数以及截面参数，具体为利用发动机性能仿真计算软件计算核心机进口参数、出口参数以及截面参数。
根据本申请的至少一个实施例，上述的发动机核心机耐久性验证方法中，所述常温常压工作点耐久性验证步骤、加温加压工作点耐久性验证步骤中，进行耐久性验证，根据飞机使用的载荷谱及频次进行，其中，所采用低周疲劳寿命总累积循环数TAC=I类循环数+Ⅲ类循环数/4+Ⅳ类循环数/40+K×其他循环数，K为其他循环数的折算系数。
本申请至少存在以下有益技术效果：
提供一种发动机核心机耐久性验证方法，其设计核心机在常温条件下，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，进行起动，达到慢车转速的基础上，根据发动机整机工作点，计算软件计算核心机进口参数、出口参数以及截面参数，确定核心机耐久性试验的模拟条件，从中选取核心机常温、常压工作点进行耐久性验证，以及选取核心机加温、加压工作点进行耐久性验证，实现对核心机的疲劳及使用寿命进行验证，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发动机核心机耐久性验证方法的示意图。
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。
一种发动机核心机耐久性验证方法，包括：
初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，其中所说的慢车转速是指发动机运转的最低维持转速；
常温常压工作点耐久性验证步骤：根据发动机整机工作点，利用发动机性能仿真计算软件计算核心机进口参数、出口参数以及截面参数，包括温度、压力、流量方面的相关参数，确定核心机耐久性试验的模拟条件，从中选取核心机常温、常压工作点进行耐久性验证，耐久性验证根据飞机使用的载荷谱机频次进行，其中，所采用低周疲劳寿命总累积循环数TAC=I类循环数+Ⅲ类循环数/4+Ⅳ类循环数/40+K×其他循环数，K为其他循环数的折算系数，使核心机耐久性试验低周疲劳寿命总累积循环数与实际发动机使用时的总累计循环数保持一致，从而使等效寿命消耗一致，耐久性验证可以分为不同次试验验证，在编制核心机耐久性试验程序时，应重点考虑核心机转静子动应力、共振等因素，综合设计核心机停留台阶，避免出现核心机硬件损坏无法开展试验的情形；
中间停车检查步骤：操控油门，使核心机停车，对核心机硬件进行检查，符合要求则进行下一个阶段试验验证；
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转速升高，达到慢车转速；
加温加压慢车运转步骤：根据发动机整机工作点转速对应的压气机进口条件，进行加温、加压；
加温加压工作点耐久性验证步骤：根据发动机整机工作点，利用发动机性能仿真计算软件计算核心机进口参数、出口参数以及截面参数，包括温度、压力、流量方面的相关参数，确定核心机耐久性试验的模拟条件，从中选取核心机加温、加压工作点进行耐久性验证，耐久性验证根据飞机使用的载荷谱机频次进行，其中，所采用低周疲劳寿命总累积循环数TAC=I类循环数+Ⅲ类循环数/4+Ⅳ类循环数/40+K×其他循环数，K为其他循环数的折算系数，使核心机耐久性试验低周疲劳寿命总累积循环数与实际发动机使用时的总累计循环数保持一致，从而使等效寿命消耗一致，耐久性验证可以分为不同次试验验证，在编制核心机耐久性试验程序时，应重点考虑核心机转静子动应力、共振等因素，综合设计核心机停留台阶，避免出现核心机硬件损坏无法开展试验的情形；
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。
上述实施例公开的发动机核心机耐久性验证方法，其设计核心机在常温条件下，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，进行起动，达到慢车转速的基础上，根据发动机整机工作点，利用发动机性能仿真计算软件件计算核心机进口参数、出口参数以及截面参数，确定核心机耐久性试验的模拟条件，从中选取核心机常温、常压工作点进行耐久性验证，以及选取核心机加温、加压工作点进行耐久性验证，实现对核心机的疲劳及使用寿命进行验证，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。
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 (4)
1.一种发动机核心机耐久性验证方法，其特征在于，包括：
初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，其中所说的慢车转速是指发动机运转的最低维持转速；
常温常压工作点耐久性验证步骤：根据发动机整机工作点，计算软件计算核心机进口参数、出口参数以及截面参数，确定核心机耐久性试验的模拟条件，从中选取核心机常温、常压工作点进行耐久性验证；
中间停车检查步骤：操控油门，使核心机停车，对核心机硬件进行检查；
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转速升高，达到慢车转速；
加温加压慢车运转步骤：根据发动机整机工作点转速对应的压气机进口条件，进行加温、加压；
加温加压工作点耐久性验证步骤：根据发动机整机工作点，计算核心机进口参数、出口参数以及截面参数，确定核心机耐久性试验的模拟条件，从中选取核心机加温、加压工作点进行耐久性验证；
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；
试验停车检查步骤：操控油门至停车位，使核心机停车，对核心机硬件进行检查。
2.根据权利要求1所述的发动机核心机耐久性验证方法，其特征在于，
所述常温常压工作点耐久性验证步骤、加温加压工作点耐久性验证步骤中，核心机进口参数、出口参数以及截面参数包括温度、压力、流量方面的相关参数。
3.根据权利要求1所述的发动机核心机耐久性验证方法，其特征在于，
所述常温常压工作点耐久性验证步骤、加温加压工作点耐久性验证步骤中，计算核心机进口参数、出口参数以及截面参数，具体为利用发动机性能仿真计算软件计算核心机进口参数、出口参数以及截面参数。
4.根据权利要求1所述的发动机核心机耐久性验证方法，其特征在于，
所述常温常压工作点耐久性验证步骤、加温加压工作点耐久性验证步骤中，进行耐久性验证，根据飞机使用的载荷谱及频次进行，其中，所采用低周疲劳寿命总累积循环数TAC=I类循环数+Ⅲ类循环数/4+Ⅳ类循环数/40+K×其他循环数，K为其他循环数的折算系数。
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