CN115753131A - 一种航空发动机核心机高温高压环境验证方法 - Google Patents
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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高温高压环境验证方法，其设计在常温加压起动核心机，其后进行加温、加压运转，通过连续的上推、下拉油门，调整核心机转速，完成对核心机空气系统工作情况、转子与静子间径向间隙的检查，以及对涡轮前温度计算公式的修正，最后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，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高温高压环境验证方法。
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，高温高压环境验证属于核心机高温高压气动流路是否符合设计要求的验证，在结构特征验证完成后，于振动、动应力约束下开展，主要包括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，同时检查核心机转子、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，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高温高压环境验证方法，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高温高压环境验证方法，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，起动核心机，达到慢车转速；
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；
95%转速加速检查步骤：在30s内上推油门，使核心机转速由慢车转速匀速上升到95%转速，其间检查核心机空气系统工作情况；
95%转速检查修正步骤：使核心机在95%转速条件下运转5min，检查涡轮前温度，据此修正涡轮前温度计算公式，以及检查空气系统工作情况；
95%转速减速检查步骤：在30s内下拉油门，使核心机转速由95%转速匀速下降到慢车转速，其间检查核心机空气系统工作情况；
100%转速加速检查步骤：在30s内上推油门，使核心机转速由慢车转速匀速上升到100%转速，其间检查核心机空气系统工作情况；
100%转速运转检查步骤：使核心机在100%转速条件下运转15min，检查空气系统工作情况，以及检查核心机转子、静子间径向间隙；
涡轮前温度最大允许使用值修正步骤：调整核心机转速至95%转速，在30s内上推油门，使核心机转速由95%转速匀速上升到涡轮前温度最大允许使用值对应的转速，停留30s，检查涡轮前温度，据此修正涡轮前温度计算公式；
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高温高压环境验证方法中，所述95%转速检查修正步骤中，若检查空气系统工作情况不符合设计要求，则调整台架引气温度、压力、流量，使空气系统工作情况满足设计要求。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机高温高压环境验证方法中，所述100%转速运转检查步骤中，检查核心机转子、静子间径向间隙，具体是以X射线成像装置检查压气机转子、静子间径向间隙，以及检查涡轮转子、静子间径向间隙。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机核心机高温高压环境验证方法中，所述100%转速运转检查步骤中，若检查核心机转子、静子间径向间隙不符合设计要求，则停车调整核心机装配状态。
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高温高压环境验证方法，其设计在常温加压起动核心机，其后进行加温、加压运转，通过连续的上推、下拉油门，调整核心机转速，完成对核心机空气系统工作情况、转子与静子间径向间隙的检查，以及对涡轮前温度计算公式的修正，最后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，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高温高压环境验证方法的示意图。
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高温高压环境验证方法，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，起动核心机，达到慢车转速；
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；
95%转速加速检查步骤：在30s内上推油门，使核心机转速由慢车转速匀速上升到95%转速，其间检查核心机空气系统工作情况；
95%转速检查修正步骤：使核心机在95%转速条件下运转5min，检查涡轮前温度，据此修正涡轮前温度计算公式，以及检查空气系统工作情况；
95%转速减速检查步骤：在30s内下拉油门，使核心机转速由95%转速匀速下降到慢车转速，其间检查核心机空气系统工作情况；
100%转速加速检查步骤：在30s内上推油门，使核心机转速由慢车转速匀速上升到100%转速，其间检查核心机空气系统工作情况；
100%转速运转检查步骤：使核心机在100%转速条件下运转15min，检查空气系统工作情况，以及检查核心机转子、静子间径向间隙；
涡轮前温度最大允许使用值修正步骤：调整核心机转速至95%转速，在30s内上推油门，使核心机转速由95%转速匀速上升到涡轮前温度最大允许使用值对应的转速，停留30s，检查涡轮前温度，据此修正涡轮前温度计算公式；
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高温高压环境验证方法，领域内技术人员可以理解的是，其设计在常温加压起动核心机，其后进行加温、加压运转，通过连续的上推、下拉油门，调整核心机转速，完成对核心机空气系统工作情况、转子与静子间径向间隙的检查，以及对涡轮前温度计算公式的修正，最后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，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高温高压环境验证方法中，所述95%转速检查修正步骤中，若检查空气系统工作情况不符合设计要求，则调整台架引气温度、压力、流量，使空气系统工作情况满足设计要求。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机核心机高温高压环境验证方法中，所述100%转速运转检查步骤中，检查核心机转子、静子间径向间隙，具体是以X射线成像装置检查压气机转子、静子间径向间隙，以及检查涡轮转子、静子间径向间隙。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机核心机高温高压环境验证方法中，所述100%转速运转检查步骤中，若检查核心机转子、静子间径向间隙不符合设计要求，则停车调整核心机装配状态。
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)
1.一种航空发动机核心机高温高压环境验证方法，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，起动核心机，达到慢车转速；
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；
95%转速加速检查步骤：在30s内上推油门，使核心机转速由慢车转速匀速上升到95%转速，其间检查核心机空气系统工作情况；
95%转速检查修正步骤：使核心机在95%转速条件下运转5min，检查涡轮前温度，据此修正涡轮前温度计算公式，以及检查空气系统工作情况；
95%转速减速检查步骤：在30s内下拉油门，使核心机转速由95%转速匀速下降到慢车转速，其间检查核心机空气系统工作情况；
100%转速加速检查步骤：在30s内上推油门，使核心机转速由慢车转速匀速上升到100%转速，其间检查核心机空气系统工作情况；
100%转速运转检查步骤：使核心机在100%转速条件下运转15min，检查空气系统工作情况，以及检查核心机转子、静子间径向间隙；
涡轮前温度最大允许使用值修正步骤：调整核心机转速至95%转速，在30s内上推油门，使核心机转速由95%转速匀速上升到涡轮前温度最大允许使用值对应的转速，停留30s，检查涡轮前温度，据此修正涡轮前温度计算公式；
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高温高压环境验证方法，其特征在于，
所述95%转速检查修正步骤中，若检查空气系统工作情况不符合设计要求，则调整台架引气温度、压力、流量，使空气系统工作情况满足设计要求。
3.根据权利要求1所述的航空发动机核心机高温高压环境验证方法，其特征在于，
所述100%转速运转检查步骤中，检查核心机转子、静子间径向间隙，具体是以X射线成像装置检查压气机转子、静子间径向间隙，以及检查涡轮转子、静子间径向间隙。
4.根据权利要求1所述的航空发动机核心机高温高压环境验证方法，其特征在于，
所述100%转速运转检查步骤中，若检查核心机转子、静子间径向间隙不符合设计要求，则停车调整核心机装配状态。
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|---|---|
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118424721A (zh) * | 2024-07-02 | 2024-08-02 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种航空发动机试车性能调节方法 |
Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101089381A (zh) * | 2006-06-12 | 2007-12-19 | 福特环球技术公司 | 在发动机起动的正气门重叠操作期间控制燃料供给的系统和方法 |
| US20090324382A1 (en) * | 2008-05-05 | 2009-12-31 | General Electric Company | Torque-based sensor and control method for varying gas-liquid fractions of fluids for turbomachines |
| US20170363003A1 (en) * | 2016-06-17 | 2017-12-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine and method to cool a gas turbine engine case assembly |
| US20200141330A1 (en) * | 2018-11-05 | 2020-05-07 | Rolls-Royce Plc | Control system for a gas turbine engine |
| US20200400081A1 (en) * | 2019-06-24 | 2020-12-24 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine transfer efficiency |
| CN113848064A (zh) * | 2021-08-17 | 2021-12-28 | 蓝箭航天技术有限公司 | 核心机试验验证方法及装置 |
| CN114013685A (zh) * | 2021-11-15 | 2022-02-08 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机核心机试验加温加压程序设计方法 |
| CN114427975A (zh) * | 2022-01-27 | 2022-05-03 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种串联式组合动力模态转换验证方法 |
| CN114544177A (zh) * | 2022-02-25 | 2022-05-27 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种发动机整机典型使用状态的核心机耐久性试验方法 |
| CN216697079U (zh) * | 2022-05-09 | 2022-06-07 | 成都中科翼能科技有限公司 | 一种燃气涡轮发动机核心机地面试车台进气加温系统 |
| 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 |
| CN115292669A (zh) * | 2022-07-29 | 2022-11-04 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机核心机总体性能计算方法 |
-
2022
- 2022-12-09 CN CN202211577745.5A patent/CN115753131B/zh active Active
Patent Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101089381A (zh) * | 2006-06-12 | 2007-12-19 | 福特环球技术公司 | 在发动机起动的正气门重叠操作期间控制燃料供给的系统和方法 |
| US20090324382A1 (en) * | 2008-05-05 | 2009-12-31 | General Electric Company | Torque-based sensor and control method for varying gas-liquid fractions of fluids for turbomachines |
| US20170363003A1 (en) * | 2016-06-17 | 2017-12-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine and method to cool a gas turbine engine case assembly |
| US20200141330A1 (en) * | 2018-11-05 | 2020-05-07 | Rolls-Royce Plc | Control system for a gas turbine engine |
| US20200400081A1 (en) * | 2019-06-24 | 2020-12-24 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine transfer efficiency |
| CN113848064A (zh) * | 2021-08-17 | 2021-12-28 | 蓝箭航天技术有限公司 | 核心机试验验证方法及装置 |
| CN114013685A (zh) * | 2021-11-15 | 2022-02-08 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机核心机试验加温加压程序设计方法 |
| CN114427975A (zh) * | 2022-01-27 | 2022-05-03 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种串联式组合动力模态转换验证方法 |
| CN114544177A (zh) * | 2022-02-25 | 2022-05-27 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种发动机整机典型使用状态的核心机耐久性试验方法 |
| 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 |
| CN216697079U (zh) * | 2022-05-09 | 2022-06-07 | 成都中科翼能科技有限公司 | 一种燃气涡轮发动机核心机地面试车台进气加温系统 |
| CN115292669A (zh) * | 2022-07-29 | 2022-11-04 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机核心机总体性能计算方法 |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118424721A (zh) * | 2024-07-02 | 2024-08-02 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种航空发动机试车性能调节方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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