CN117113887B - 航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法及装置 - Google Patents

航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法及装置 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法及装置，所述方法包括：在试车间的远前方截面和唇口后截面分别选取特征点；通过典型特征点参数测量单元测量特征点的压力信号，所述特征点的压力信号包括远前方截面的特征点的总压和静压、唇口后截面的特征点的总压和静压；采集试车台的发动机进气流量、试车台截面积、试车间密度；根据典型特征点参数测量步骤中测量的特征点的压力信号以及试车台参数采集步骤中采集的发动机进气流量、试车台截面积、试车间密度，实时计算进气道附加阻力。本发明能够实时修正试车间的进气道附加阻力。

Description

航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法及装置
技术领域
本发明属于航空发动机推力修正技术领域，涉及一种航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法及装置、计算机设备、计算机可读存储介质。
背景技术
航空发动机试车台是获取发动机推力等发动机性能参数的重要试验平台，发动机从研制、生产、交付、直至使用维修需要进行大量的整机试车与测试，往往需要在不同的厂、所、用户单位的试车台上录取数据，以判断发动机性能的长期稳定性或一致性。室内试车台在试车时会由于发动机的进气和排气，在试车间内因为引射作用产生气流流动，气流流动会在进气道处、发动机上以及发动机支架上产生阻力，这个因引射的气流产生的阻力为气动附加阻力，气动附加阻力最重要的组成部分是进气道附加阻力。
目前普遍采用的室内试车台进气道附加阻力的测量方法是，在试车间内搭建测量架，获取试车间内气流速度、压力等参数，计算出进气道附加阻力，这种方法存在的问题是测量架搭建过程复杂、测点多且复杂、搭建时间长、影响发动机上下台架、影响现场工作效率、只能作为单次测量方案使用，无法对试车间的进气道附加阻力进行实时修正。
发明内容
本发明的目的是提供一种航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法及装置、计算机设备、计算机可读存储介质，能够实时修正试车间的进气道附加阻力。
本发明的一个方面提供一种航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法，包括：
典型特征点选取步骤，在试车间的远前方截面和唇口后截面分别选取特征点；
典型特征点参数测量步骤，通过典型特征点参数测量单元测量特征点的压力信号，所述特征点的压力信号包括远前方截面的特征点的总压和静压、唇口后截面的特征点的总压和静压；
试车台参数采集步骤，采集试车台的发动机进气流量、试车台截面积、试车间密度；
进气道附加阻力计算步骤，根据典型特征点参数测量步骤中测量的特征点的压力信号以及试车台参数采集步骤中采集的发动机进气流量、试车台截面积、试车间密度，实时计算进气道附加阻力。
优选地，在所述典型特征点选取步骤中，远前方截面的特征点的选取位置距离发动机进气道唇口4D～9D，D表示发动机进气道流量管直径；唇口后截面的特征点的选取位置距离发动机进气道唇口后1.5m～2.0m，
远前方截面的特征点、唇口后截面的特征点的高度均为发动机轴线高度，距离试车间墙面均为～/>之间，L表示试车间截面宽度。
优选地，所述典型特征点参数测量单元包括压力受感部、固定测量支架和测量管排线；
所述压力受感部安装在固定测量支架上，固定测量支架安装于试车间墙面上，安装高度为发动机轴线高度，压力受感部距离试车间墙面为～/>之间；
压力受感部将所述特征点的压力信号进行连接，沿着固定测量支架引入测量管排线。
优选地，在进气道附加阻力计算步骤中，如下计算进气道附加阻力：
其中，表示进气道附加阻力,W 0表示发动机进气流量，V 0表示远前方截面气流速度，/>表示远前方截面二次流流量，V 1表示唇口后截面气流速度，/>表示远前方截面与唇口后截面的静压差，A表示试车台截面积，
其中，Pt0为远前方截面的总压、Ps0为远前方截面的静压，Pt1为唇口后截面的总压、Ps1为唇口后截面的静压，ρ为试车间密度。
本发明的另一个方面提供一种航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正装置，包括：
典型特征点选取单元，用于在试车间的远前方截面和唇口后截面分别选取特征点，
典型特征点参数测量单元，用于测量特征点的压力信号，所述特征点的压力信号包括远前方截面的特征点的总压和静压、唇口后截面的特征点的总压和静压；
试车台参数采集单元，用于采集试车台的发动机进气流量、试车台截面积、试车间密度；
进气道附加阻力计算单元，用于根据典型特征点参数测量单元测量的特征点的压力信号以及试车台参数采集单元采集的发动机进气流量、试车台截面积、试车间密度，实时计算进气道附加阻力。
优选地，远前方截面的特征点的选取位置距离发动机进气道唇口4D～9D，D表示发动机进气道流量管直径；唇口后截面的特征点的选取位置距离发动机进气道唇口后1.5m～2.0m，
远前方截面的特征点、唇口后截面的特征点的高度均为发动机轴线高度，距离试车间墙面均为～/>之间，L表示试车间截面宽度。
优选地，所述典型特征点参数测量单元包括压力受感部、固定测量支架和测量管排线；
所述压力受感部安装在固定测量支架上，固定测量支架安装于试车间墙面上，安装高度为发动机轴线高度，压力受感部距离试车间墙面为～/>之间；
压力受感部将所述特征点的压力信号进行连接，沿着固定测量支架引入测量管排线。
本发明的又一个方面提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述的方法的步骤。
本发明的又一个方面一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现上述的方法的步骤。
根据本发明以上方面的航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法和装置、计算机设备、计算机可读存储介质，能够实时修正试车间的进气道附加阻力。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对本发明实施例的描述中所使用的附图作简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图：
图1是本发明一种实施方式的航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法的流程图；
图2是本发明一种实施方式的远前方截面的特征点选取的示意图；
图3是本发明一种实施方式的远前方截面的试验速度云图；
图4是本发明一种实施方式的典型特征点参数测量单元的布局示意图；
图5是本发明一种实施方式的压力受感部和固定测量支架的安装示意图；
图6是本发明一种实施方式的航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正装置的构成图；
图7是本发明一种实施方式的计算机设备的结构图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图，对本发明的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的实施方式提供一种航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法。图1是本发明一种实施方式的航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法的流程图。如图1所示，本发明实施方式的航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法包括步骤S1～S4。
步骤S1为典型特征点选取步骤，在该步骤中，在试车间的远前方截面和唇口后截面分别选取特征点。
以试车间内远前方截面为例，远前方截面距离发动机进气道唇口（4～9）D，D表示发动机的进气道流量管直径，以下称为0截面。测量截面按照5×5等分为25个矩形，每个测点位于矩形中心，如图2所示（圆形内区域为核心区，核心区的区域为0截面进入到发动机的进气流量所包含的面积），（L为试车间截面宽度）。远前方截面的试验速度云图如图3所示，根据云图分析可得，11号和12号测点之间以及14号和15号测点之间的压力值最接近于0截面的平均值。因此将该测点的位置确定为0截面的特征点。高度为发动机轴线高度，距离试车间墙面为/>～/>之间，可以根据现场的实际情况决定。
与0截面特征点的高度以及与试车间墙面的距离一致，在唇口后截面选取特征点，唇口后截面的特征点选取位置为距离发动机进气道唇口后1.5m～2.0m。
步骤S2为典型特征点参数测量步骤，在该步骤中，通过典型特征点参数测量单元测量特征点的压力信号。典型特征点参数测量单元包括压力受感部11、固定测量支架12和测量管排线14，如图4和图5所示。压力受感部11安装在固定测量支架12上，组成测量单元。
为了安装方便，固定测量支架12安装于试车间内没有行走楼梯一侧的试车间墙面（试车间侧壁面）13上，安装高度为发动机轴线高度，远前方截面固定测量支架12的安装位置为距离发动机进气道唇口（4～9）D，唇口后截面固定测量支架12的安装位置为距离发动机进气道唇口后1.5m～2.0m，高度为发动机轴线高度，压力受感部11距离试车间墙面距离为～/>之间。在图4中，15表示导轨，16表示试车间大门。
压力受感部11可以通过气管将远前方截面的总压（Pt0）、静压（Ps0）、唇口后截面的总压（Pt1）、静压（Ps1）等压力信号进行连接，沿着固定测量支架12，引入测量管排线14，并最终输出用于计算进气道附加阻力。
在一个实施例中，可以将引入测量管排线14的压力信号经过处理转化为网络信号，传输至上位机以计算进气道附加阻力。
步骤S3为试车台参数采集步骤，在该步骤中，可以通过试车台参数采集单元采集试车台的发动机进气流量W 0、试车台截面积A、试车间密度ρ，用于计算进气道附加阻力。
步骤S4为进气道附加阻力计算步骤，在该步骤中，根据远前方截面的总压（Pt0）、静压（Ps0），唇口后截面的总压（Pt1）、静压（Ps1），发动机进气流量W 0，试车台截面积A，试车间密度等信号对进气道附加阻力进行实时计算。计算方法如下：
远前方截面气流速度V 0：
唇口后截面气流速度V 1：
远前方截面二次流流量：
远前方截面与唇口后截面静压差：
则进气道附加阻力：
。
根据本发明上述实施方式的室内试车台进气道附加阻力实时修正方法，选取试车间内的典型特征点，通过典型特征点测量得到的试车间内流场参数，计算进气道附加阻力；通过典型特征点的测量布置方案，减少了现场测试布点的工作量，做到了一次布置，实时修正。
本发明的实施方式还提供一种航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正装置。图6是本发明一种实施方式的航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正装置的构成图。如图6所示，本发明实施方式的航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正装置包括：
典型特征点选取单元101，用于在试车间的远前方截面和唇口后截面分别选取特征点，
典型特征点参数测量单元102，用于测量特征点的压力信号，所述特征点的压力信号包括远前方截面的特征点的总压和静压、唇口后截面的特征点的总压和静压；
试车台参数采集单元103，用于采集试车台的发动机进气流量、试车台截面积、试车间密度；
进气道附加阻力计算单元104，用于根据典型特征点参数测量单元102测量的特征点的压力信号以及试车台参数采集单元103采集的发动机进气流量、试车台截面积、试车间密度，实时计算进气道附加阻力。
在一个实施例中，远前方截面的特征点的选取位置距离发动机进气道唇口4D～9D，D表示发动机进气道流量管直径；唇口后截面的特征点的选取位置距离发动机进气道唇口后1.5m～2.0m，远前方截面的特征点、唇口后截面的特征点的高度均为发动机轴线高度，距离试车间墙面均为～/>之间，L表示试车间截面宽度。
在一个实施例中，所述典型特征点参数测量单元102包括压力受感部11、固定测量支架12和测量管排线14；
所述压力受感部安装在固定测量支架上，固定测量支架安装于试车间墙面上，安装高度为发动机轴线高度，压力受感部距离试车间墙面为～/>之间；
压力受感部11将所述特征点的压力信号进行连接，沿着固定测量支架12引入测量管排线14。
本实施方式的航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正装置的具体实施例可以参见上文中对于航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法的限定，在此不再赘述。上述航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正装置中的各个单元模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各单元模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
本发明的实施方式还提供一种计算机设备，该计算机设备可以是服务器，其内部结构图可以如图7所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器和网络接口。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统、计算机程序和数据库。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的数据库用于存储各个框架的运行参数数据。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现本实施方式的航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法的步骤。
本领域技术人员可以理解，图7中示出的结构，仅仅是与本申请方案相关的部分结构的框图，并不构成对本申请方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
本发明的实施方式还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现本发明实施方式的航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法的步骤。
以上只通过说明的方式描述了本发明的某些示范性实施例，毋庸置疑，对于本领域的普通技术人员，在不偏离本发明的精神和范围的情况下，可以用各种不同的方式对所描述的实施例进行修正。因此，上述附图和描述在本质上是说明性的，不应理解为对本发明权利要求保护范围的限制。

Claims (7)

1.一种航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正方法，其特征在于，包括：
典型特征点选取步骤，在试车间的远前方截面和唇口后截面分别选取特征点；
典型特征点参数测量步骤，通过典型特征点参数测量单元测量特征点的压力信号，所述特征点的压力信号包括远前方截面的特征点的总压和静压、唇口后截面的特征点的总压和静压；
试车台参数采集步骤，采集试车台的发动机进气流量、试车台截面积、试车间密度；
进气道附加阻力计算步骤，根据典型特征点参数测量步骤中测量的特征点的压力信号以及试车台参数采集步骤中采集的发动机进气流量、试车台截面积、试车间密度，实时计算进气道附加阻力，
在所述典型特征点选取步骤中，远前方截面的特征点的选取位置距离发动机进气道唇口4D～9D，D表示发动机进气道流量管直径；唇口后截面的特征点的选取位置距离发动机进气道唇口后1.5m～2.0m，
远前方截面的特征点、唇口后截面的特征点的高度均为发动机轴线高度，距离试车间墙面均为～/>之间，L表示试车间截面宽度。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述典型特征点参数测量单元包括压力受感部、固定测量支架和测量管排线；
所述压力受感部安装在固定测量支架上，固定测量支架安装于试车间墙面上，安装高度为发动机轴线高度，压力受感部距离试车间墙面为～/>之间；
压力受感部将所述特征点的压力信号进行连接，沿着固定测量支架引入测量管排线。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，
在进气道附加阻力计算步骤中，如下计算进气道附加阻力：
，
其中，表示进气道附加阻力,W 0表示发动机进气流量，V 0表示远前方截面气流速度，表示远前方截面二次流流量，V 1表示唇口后截面气流速度，/>表示远前方截面与唇口后截面的静压差，A表示试车台截面积，
，
，
，
，
其中，Pt0为远前方截面的总压、Ps0为远前方截面的静压，Pt1为唇口后截面的总压、Ps1为唇口后截面的静压，ρ为试车间密度。
4.一种航空发动机室内试车台进气道附加阻力修正装置，其特征在于，包括：
典型特征点选取单元，用于在试车间的远前方截面和唇口后截面分别选取特征点，
典型特征点参数测量单元，用于测量特征点的压力信号，所述特征点的压力信号包括远前方截面的特征点的总压和静压、唇口后截面的特征点的总压和静压；
试车台参数采集单元，用于采集试车台的发动机进气流量、试车台截面积、试车间密度；
进气道附加阻力计算单元，用于根据典型特征点参数测量单元测量的特征点的压力信号以及试车台参数采集单元采集的发动机进气流量、试车台截面积、试车间密度，实时计算进气道附加阻力，
远前方截面的特征点的选取位置距离发动机进气道唇口4D～9D，D表示发动机进气道流量管直径；唇口后截面的特征点的选取位置距离发动机进气道唇口后1.5m～2.0m，
远前方截面的特征点、唇口后截面的特征点的高度均为发动机轴线高度，距离试车间墙面均为～/>之间，L表示试车间截面宽度。
5.如权利要求4所述的装置，其特征在于，
所述典型特征点参数测量单元包括压力受感部、固定测量支架和测量管排线；
所述压力受感部安装在固定测量支架上，固定测量支架安装于试车间墙面上，安装高度为发动机轴线高度，压力受感部距离试车间墙面为～/>之间；
压力受感部将所述特征点的压力信号进行连接，沿着固定测量支架引入测量管排线。
6.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1-3中任一项所述的方法的步骤。
7.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-3中任一项所述的方法的步骤。
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