CN117629644A - 一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空发动机技术领域，公开了一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法及系统，其中方法包括：首先确定发动机持续转动试验条件，然后确定发动机持续转动转速，最后基于发动机持续转动试验条件和发动机持续转动转速开展持续转动试验。本发明的方法在进行发动机持续性转动的试验之前，先确定发动机的试验条件和转动的转速，其中对发动机的各项参数和运行环境做出了明确限定，从而保证了持续性转动试验的准确性；本发明的方法使用带转电机替换了发动机，在传统持续转动试验的基础上，避免了更换试车台或长途运输给发动机带来不利影响，同时不受高空模拟试验资源制约和降低研发成本。

Description

一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法及系统

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法及系统。

背景技术

持续转动指的是发动机停车后，发动机的主转动系统仍然维持转动的状态。造成持续转动的原因可能是风车或机械效应，或者两者的结合。机械效应包括诸如在多引擎的旋翼机中，传动轴离合分离不彻底造成的停车后的持续转动。

根据适航规章的要求，由于飞行中的任何原因使发动机停车，如果停车后发动机的任何主转动系统仍持续转动并且没有提供阻止持续转动的装置，那么在最长的飞行周期内和在预期该发动机不工作的飞行条件下，任何持续的转动不得导致危害性发动机后果。因此，民用燃气涡轮发动机一般需要开展滑油丧失条件下和叶片断裂条件下的持续转动试验，以表明符合性。

目前，一般采用在具有高空模拟能力的试验台上，在特定的大气环境条件下，通过调节不同进出口压力模拟发动机飞行马赫数。由于进出口压力不同，将使气流进入发动机，从而导致发动机产生持续转动，如图1所示，在高空模拟试验舱进口的大气压力P1大于出口的大气压力P2，利用压力差产生气流，使高空模拟试验舱持续工作，进行发动机持续转动试验，在该条件下运行足够时间后，再判断发动机是否满足适航要求。

另外如果需要进行叶片断裂条件下的发动机持续转动试验，要求发动机先在地面试车台开展叶片断裂包容性试验，然后再利用该发动机开展持续转动试验，导致发动机需更换车台，甚至可能面临长途运输等问题。这些过程中，会对完成包容性试验后的发动机结构带来一定影响。同时高空模拟试验台资源紧张、费用较高。

发明内容

为了解决背景技术中至少一个问题，本发明提出一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法及系统。

为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法，包括以下步骤：

确定发动机持续转动试验条件；

确定发动机持续转动转速；

基于发动机持续转动试验条件和发动机持续转动转速开展持续转动试验。

优选地，确定发动机持续转动条件，包括以下步骤：

确定发动机使用包线内的最小声速c，根据发动机最低使用环境温度T1，按照进行计算，其中k为绝热指数、R为气体常数；

确定发动机最大飞行马赫数Ma，根据发动机配装飞机/直升机最大飞行速度V1，按照Ma＝V1/c进行计算；

确定发动机持续转动试验的大气温度T0和大气压力P0；

确定发动机持续转速时长，所述发动机持续转速时长为发动机配装飞机\直升机最长允许飞行时间t。

优选地，所述发动机最低使用环境温度T1为发动机使用包线左边界对应的温度，为223.15K或233.15K。

优选地，所述绝热指数k＝1.4，所述气体常数R＝287.05J/kg·K。

优选地，所述大气温度T0的范围是-10℃～40℃；

所述大气压力P0的范围是89kPa～101kPa。

优选地，确定发动机持续转动转速，包括以下步骤：

调整发动机的高空舱的大气条件为T0、P0和Ma；

启动发动机，依次在地慢、空慢、最大巡航、空慢、地慢状态各停留2～10分钟；

保持高空舱的大气条件为T0、P0和Ma不变，然后停车；

选择发动机的稳定转速为风车转速N1。

优选地，所述发动机在地慢、空慢、最大巡航、空慢、地慢状态的停留时间为3分钟。

优选地，所述稳定转速为1分钟内发动机转速的波动量不大于100转或小于0.5％的发动机最大转速。

优选地，基于发动机持续转动试验条件和发动机持续转动转速开展持续转动试验，包括以下步骤：

更换发动机起动机为带转电机，设置带转电机的转速为N2，使得发动机转速为N1,N2＝N1/γ，其中γ为传动比，N1为风车转速；

基于风车转速N1，发动机持续运行时间t，而后基于持续运行结果判断发动机是否符合第一要求，所述第一要求包括：未出现非包容碎片、未出现起火、未出现发动机脱开、未出现与控制指令相反的推力、未出现发动机失效模式造成的螺旋桨松动、未发生有毒气体泄漏。

一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验系统，包括：

初始单元，用于确定发动机持续转动试验条件；

处理单元，用于确定发动机持续转动转速；

试验单元，用于基于发动机持续转动试验条件和发动机持续转动转速开展持续转动试验。

本发明的有益效果：

1、本发明的方法在进行发动机持续性转动的试验之前，先确定发动机的试验条件和转动的转速，其中对发动机的各项参数和运行环境做出了明确限定，从而保证了持续性转动试验的准确性。

2、本发明的方法使用带转电机替换了发动机，在传统持续转动试验的基础上，避免了更换试车台或长途运输给发动机带来不利影响，同时不受高空模拟试验资源制约和降低研发成本。

本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书以及附图中所指出的结构来实现和获得。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图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示出了现有技术中高空模拟试验台上的气流流动原理图；

图2示出了本发明的一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法的流程图；

图3示出了本发明的发动机持续转动试验的装置图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地说明，显然，所描述的实施例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。

本发明的目的是提供一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法及系统，以避免更换试车台或长途运输给发动机带来不利影响，同时不受高空模拟试验资源制约和降低研发成本，如图2所示，为航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法，包括以下步骤：

S1：确定发动机持续转动试验条件；

S2：确定发动机持续转动转速；

S3：基于发动机持续转动试验条件和发动机持续转动转速开展持续转动试验。

需要说明的是，试验条件主要包括发动机的包线内的声速、发动机的环境温度、最大飞机马赫数以及发动机的最大飞行时间，通过记录试验前发动机的各项参数，才能准确的验证发动机的试验数据，也对后续替换发动机提供了数据支持。

进一步地，在步骤S1中，具体包括以下步骤：

S101：确定发动机使用包线内的最小声速c，根据发动机最低使用环境温度T1，按照进行计算，其中k为绝热指数、R为气体常数。

S102:确定发动机最大飞行马赫数Ma，根据发动机配装飞机/直升机最大飞行速度V1，按照Ma＝V1/c进行计算；

S103：确定发动机持续转动试验的大气温度T0和大气压力P0。

S104：确定发动机持续转速时长，所述发动机持续转速时长为发动机配装飞机\直升机最长允许飞行时间t。

需要说明的是，在步骤S101中，发动机最低使用环境温度T1，一般为发动机使用包线左边界对应的温度，一般为223.15K(-50℃)、233.15K(-40℃)；绝热指数k按照环境温度取值，一般可以近似为1.4；气体常数R，一般可以近似为287.05J/kg·K；发动机持续转动试验大气环境条件T0，即大气温度T0，范围是-10℃～40℃，一般选择在大于15℃进行；发动机持续转动试验大气环境条件P0，一般为海平面，范围是89kPa～101kPa，一般选择P0＝101.325kPa。另外，上述参数也可以根据试验的需要进行修改，例如可以测试其他极端环境的大气温度、大气压力、气体常数，从而模拟发动机在极端环境下的持续转速试验。

需要进一步说明的是，在步骤S101～步骤S104中进一步对试验条件进行了具体的说明，其中主要考虑发动机在稳定环境中的各项参数，并对各参数给出了具体的数值或范围，从而模拟在稳定环境下的运行情况。

进一步地，在步骤S2中，具体包括以下步骤：

S201：调整高空舱的大气条件为T0、P0和Ma。

S202：启动发动机，依次在地慢、空慢、最大巡航、空慢、地慢状态各停留2～10分钟；优选地，停留时间为3分钟。

S203：保持发动机的高空舱的大气条件为T0、P0和Ma不变，然后停车。

S204：选择发动机的稳定转速为风车转速N1，而且发动机稳定转速的判据为1分钟内发动机转速的波动量不大于100转或小于0.5％的发动机最大转速。

需要说明的是，在步骤S201～步骤S202中，对发动机的各个状态都进行了测试，同时保证大气条件不变，采用控制变量的原则测试发动机的稳定转速，从而为后续的持续性转速试验提供一个可参考的转速数据。

需要进一步说明的是，步骤S201～步骤S204中可采用同型号的发动机或同一台发动机确定风车转速。另外，为了保证稳定转速的准确性，还可以在同一台发动机上测试多次，然后取平均值；或者采用多个同型号的发动机同时测试稳定转速，然后再取平均值，从而避免误差对稳定转速的影响。

进一步地，在步骤S3中，具体包括以下步骤：

S301：更换发动机起动机为带转电机，设置带转电机的转速为N2，使得发动机转速为N1(即风车转速),N2＝N1/γ，其中γ为传动比；

S302：基于风车转速N1，发动机持续运行时间t，而后基于持续运行结果判断发动机是否符合第一要求，所述第一要求包括：未出现非包容碎片、未出现起火、未出现发动机脱开、未出现与控制指令相反的推力、未出现发动机失效模式造成的螺旋桨松动、未发生有毒气体泄漏。

需要说明的是，在步骤S301之前，需要进行放空发动机滑油和完成叶片断裂包容性试验，这是步骤S301进行的前提条件。

需要说明的是，在步骤S3中，第一要求为适航要求，一般指未发生危害性后果，危害性后果主要是指：(i)非包容的高能碎片(a.由于从发动机上飞出的碎片大小和速度各不相同,因此未包容的碎片有很宽的能级谱。发动机有一个设计用于包容单个碎片飞出及其后果的包容结构。这个结构也往往适用于包容其它叶片或静止零件的飞出。但是不希望这一结构来包容已经碎裂的重要的旋转件。因此像轮盘、轮毅、叶轮、大型旋转密封件和其他类似的大型旋转件总会产生潜伏的高能碎片(并对发动机带来危险影响)。b.未包容叶片如果属于多个叶片飞出的情况,则通常认为是低能量的碎片，这是因为它们的能量在撞击包容结构时大大降低。这样一些事件一般看作对发动机有较大影响。但是，大量叶片(如棒状转子)的飞出很可能包含高能碎片，故往往给发动机带来危险影响。c.风扇叶片在撞击包容结构后可能还有较大的剩余能量,其大小取决于发动机尺寸、旁通比以及其他设计元件这些特性。申请人应按高能碎片(对应危险影响)和低能碎片(对应较大影响)两种情况来仔细考虑风扇叶片未包容的内涵。d.发动机的机匣一般都用作包容结构和压力容器。发动机的机匣若因压力载荷而破裂，则肯定不能包容。使用经验表明，有最高压力的机匣(压气机输送压力的情况)如果破裂，就会产生高能碎片，应作为有危险影响看待。)；(ii)客舱用发动机引气中有毒物质浓度足以使机组人员或乘客失去能力(如果有毒物质的浓度大小由发动机不正常的工作所造成，且在科目飞行中足以窒息机组或乘员,则可考虑有毒物质的产生和输送对发动机有危险影响。下列任何一种情况都属于对发动机有危险影响:a.有毒物质的蔓延速度很快，到能够阻止它的时候，人员已经窒息。b.尚无有效措施来阻止窒息性有毒物质向驾驶舱或乘员舱的蔓；c.到检测出有毒物质的时候，窒息事故已经造成。)；(iii)与驾驶员命令的推力方向相反的较大的推力；(造成推力方向与驾驶员指令的方向明显相反的发动机故障与飞行阶段有关，该故障将产生同飞机操纵性有关的危险状态。其中，同第33部合格审定有关、类别定为发动机危险事件的故障有如下三种:(1)采用了无法指今的反推力装置；(2)螺旋桨桨叶在处于比飞行中规定的最低桨距位置还低的位置时，出现不希望有的运动。(3)要求反推力时，却出现向前的大推力)(iv)不可控火情(着火失控就是火越烧越大或持续不灭,不能有效地把它限制在设计的火区范围,或不能使用安全分析的设想中已明确的飞机上的方法来扑灭。)；(v)发动机安装系统失效，导致非故意的发动机脱开；(导致发动机脱开的发动机安装系统故障可认为是对发动机有危险影响，这是因为脱开的发动机在飞行中有可能撞击飞机并破坏关键的系统和结构使用经验已经表明,在发动机推力很大时刻发生脱开就可以发生这种破坏。至于发动机安装系统发生故障的原因可能不仅包括与发动机严重损坏有关的高的载荷,而且有因搬运损坏、或腐蚀或不适当的用力以及制造或维护方面的出错而产生的疲劳。)(vi)如果适用，发动机引起的螺旋桨脱开；(如果发动机的设计中使用了螺旋桨,由发动机失效模式造成的螺旋桨松动应认为对发动机有危险影响。)(vii)完全失去发动机停车能力。(完全丧失停车能力应看作是对发动机有危险影响,这是因为在发动机继续工作(甚至在小推力或小功率时继续工作)的情况下,有时就可能出现危险这包括机组和乘员无法撤离、因无法切断推力或功率、着陆时很难控制航向。还有，在出现一个故障后要求安全停车此时已无法保证。)

需要进一步说明的是，开展持续转动试验时可以使用图3中所示的装置，其中包括电源、带转电机、涡轮转子和设置在涡轮转子外部的壳体。带转电机与电源电连接，然后带转电机的输出轴通过齿轮传动结构向涡轮转子提供动力，带动涡轮转子转动，从而模拟发动机持续转动。

一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验系统，包括：

初始单元，用于确定发动机持续转动试验条件；

处理单元，用于确定发动机持续转动转速；

试验单元，用于基于发动机持续转动试验条件和发动机持续转动转速开展持续转动试验。

需要说明的是，对于系统实施例而言，由于其基本对应于方法实施例，所以相关之处参见方法实施例的部分说明即可。本发明系统的各个单元及模块只是按照功能逻辑进行划分的，但并不局限于上述的划分，只要能够实现相应的功能即可；另外，各单元的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本发明的保护范围。

尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

确定发动机持续转动试验条件；

确定发动机持续转动转速；

基于发动机持续转动试验条件和发动机持续转动转速开展持续转动试验。

2.根据权利要求1所述的一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法，其特征在于，确定发动机持续转动条件，包括以下步骤：

确定发动机使用包线内的最小声速c，根据发动机最低使用环境温度T1，按照进行计算，其中k为绝热指数、R为气体常数；

确定发动机最大飞行马赫数Ma，根据发动机配装飞机/直升机最大飞行速度V1，按照Ma＝V1/c进行计算；

确定发动机持续转动试验的大气温度T0和大气压力P0；

确定发动机持续转速时长，所述发动机持续转速时长为发动机配装飞机\直升机最长允许飞行时间t。

3.根据权利要求2所述的一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法，其特征在于，所述发动机最低使用环境温度T1为发动机使用包线左边界对应的温度，T1为223.15K或233.15K。

4.根据权利要求2所述的一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法，其特征在于，所述绝热指数k＝1.4，所述气体常数R＝287.05J/kg·K。

5.根据权利要求2所述的一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法，其特征在于，所述大气温度T0的范围是-10℃～40℃；

所述大气压力P0的范围是89kPa～101kPa。

6.根据权利要求2所述的一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法，其特征在于，确定发动机持续转动转速，包括以下步骤：

调整发动机的高空舱的大气条件为T0、P0和Ma；

启动发动机，依次在地慢、空慢、最大巡航、空慢、地慢状态各停留2～10分钟；

保持高空舱的大气条件为T0、P0和Ma不变，然后停车；

选择发动机的稳定转速为风车转速N1。

7.根据权利要求6所述的一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法，其特征在于，所述发动机在地慢、空慢、最大巡航、空慢、地慢状态的停留时间为3分钟。

8.根据权利要求6所述的一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法，其特征在于，所述稳定转速为1分钟内发动机转速的波动量不大于100转或小于0.5％的发动机最大转速。

9.根据权利要求2所述的一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验方法，其特征在于，基于发动机持续转动试验条件和发动机持续转动转速开展持续转动试验，包括以下步骤：

更换发动机起动机为带转电机，设置带转电机的转速为N2，使得发动机转速为N1,N2＝N1/γ，其中γ为传动比，N1为风车转速；

基于风车转速N1，发动机持续运行时间t，而后基于持续运行结果判断发动机是否符合第一要求，所述第一要求包括：未出现非包容碎片、未出现起火、未出现发动机脱开、未出现与控制指令相反的推力、未出现发动机失效模式造成的螺旋桨松动、未发生有毒气体泄漏。

10.一种航空燃气涡轮发动机持续转动试验系统，其特征在于，包括：

初始单元，用于确定发动机持续转动试验条件；

处理单元，用于确定发动机持续转动转速；

试验单元，用于基于发动机持续转动试验条件和发动机持续转动转速开展持续转动试验。