CN117890069B - 一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法。该试验方法涉及暂冲式高速风洞、进气道及其测控装置、航空发动机、发动机台架设备等装置，包含发动机起动暖机，风洞流场建立，进气道与发动机相容性评估试验，风洞流场退出和发动机关车五个试验流程。通过风洞和发动机两者的协同控制，在地面试验中同时模拟飞机真实飞行环境和发动机运行环境，测量飞机进气道与发动机匹配特性。相比传统的进气道与发动机相容性评估与地面台架试验方法，能够直接评定飞机进气道与发动机配合后的相容特性，考核评估飞机和发动机控制策略，周期短，数据结果可靠；同时，相比传统的飞行试验则风险低、测量准确方便、成本低。

Description

一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法

技术领域

本发明属于高速风洞试验技术领域，具体涉及一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法。

背景技术

飞机进气道与发动机相容性评定贯穿飞机和发动机研制的全过程，是进行飞机研制的必要内容。无论是成熟飞机换装新型发动机、新飞机装配成熟发动机或是新飞机和新发动机的适配，都需要进行进气道与发动机相容性评定。为此，各航空大国相继建立了一系列标准和设备。

随着飞行器和发动机性能的提升、包线的扩大和新概念原理的运用，现行的飞机进气道与发动机相容性评定体系遇到了严峻的挑战，传统的基于经验和统计学将飞机进气道和发动机分开考虑的保守理论已经对新型飞机和发动机性能的发挥形成了制约。随着中国大型自由射流风洞、大型连续式跨声速风洞等大型高速风洞建立，已具备在亚跨声速风洞开展进气道与发动机耦合试验的基础条件。

航空发动机试验流程包括发动机点火（约50s）、暖机（约120s）、试验、冷机（约60s）、关车（约30s），全流程需要5min以上。而大型自由射流风洞为暂冲式风洞，运行时间有限，根据发动机相容性试验高度模拟的要求，一般采用降速压运行方式，流场稳定时间不足3min。因此，需要通过合理安排进气道与发动机相容性耦合试验流程，发展一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法，满足在大型暂冲式高速风洞开展中大推力航空发动机试验的要求。

发明内容

由于风洞流场和发动机状态之间存在强烈的干扰，简单的先建立风洞流场后起动发动机，可能会导致发动机无法起动或者风洞试验时间不足的问题；而先起动发动机再建立风洞流场又会出现风洞起动过程中发动机无法稳定工作的现象。本发明的一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法涉及暂冲式高速风洞、进气道及其测控装置、航空发动机、发动机台架设备等装置，所要解决的技术问题是协同风洞流场和发动机状态，在综合考虑试验目的、发动机和进气道的性能特性、风洞的流场起动特性、进气道/发动机/风洞的协同控制等多方面的因素的基础上，提供一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法，用以克服现有技术的缺陷。

本发明的高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法，包括以下步骤：

S10.发动机起动暖机；

亚跨声速风洞主调压阀采用开环控制，为发动机起动和发动机暖机提供进气环境；具体过程如下：

打开亚跨声速风洞快速阀，定开度打开亚跨声速风洞主调压阀，在亚跨声速风洞来流马赫数范围0.06～0.12和总进气流量范围100kg/s～200kg/s的条件下稳定10s后，采用发动机地面起动模式进行发动机起动，50s后，完成发动机起动，发动机达到慢车转速后，根据发动机操作手册要求进行发动机暖机，发动机暖机时间120s~180s；

S20.风洞流场建立；

在发动机运转的条件下，高速风洞起动，建立试验所需的亚跨声速流场，同时保证发动机和进气道稳定运行；具体过程如下：

先将发动机加速到转速n，转速n为低压转子60%～66%的额定转速，对于小涵道比双转子涡扇发动机，转速n下发动机具有最高的稳定裕度，同时调整进气道调节板位置，符合进气道流量要求；发动机稳定运行10s后，风洞先开启引射器的引射调压阀，降低风洞出口压力，建立试验所需模拟的海拔高度条件，在50s内完成缓慢开启主调压阀，提高来流速度，建立所需马赫数条件，试验环境达到所需高度和马赫数，主调压阀和引射调压阀进入闭环自动控制后，风洞完成亚跨声速起动，发动机、进气道和风洞都达到试验初始状态；

如果建立风洞流场过程中，出现包括发动机熄火、进起动气道喘振在内的不稳定的现象，需要重新确定发动机转速和进气道调节板位置以及建立风洞流场速度，直到发动机、进气道和风洞都达到风洞流场的预定状态；

S30.进气道与发动机相容性评估试验；

测试亚跨声速风洞进发耦合系统的稳定性以及亚跨声速风洞与发动机之间的通信；

获得发动机状态变化对风洞运行和控制参数的影响；

获得风洞流场变化对发动机状态的影响；

以及，在风洞流场保持不变时，进行进气道与发动机耦合系统的协同工作稳定性试验，包括进发匹配状态下的发动机油门控制策略试验、发动机运行包线考核试验和发动机惯性起动试验；

S40.风洞流场退出；

先调整发动机和进气道状态，将发动机调整到转速n，n为60%～66%的额定转速，同时调整进气道调节板位置，保证进气道流量与发动机转速n下的流量匹配，再稳定10s；然后，在30s内，先关闭引射调压阀，再关闭主调压阀；同时预留100kg/s～200kg/s的流量为发动机冷机和关车做准备；

S50.发动机关车；

根据发动机使用手册要求，首先完成发动机冷机，发动机在冷机转速稳定工作120s后，发动机断油关车；当发动机停止运转即转速不再下降后，稳定10s，再关闭风洞快速阀和主调压阀，完成亚跨声速风洞进发耦合系统全部试验测试。

进一步地，所述的发动机油门控制策略试验和发动机惯性起动试验，用于考核发动机油门杆快速推拉下，发动机能否稳定工作，包括以下步骤：

首先，在15s内进行发动机推收油门操作，判断发动机转速变化过程中是否停车；如果发动机能稳定运行，说明发动机油门控制策略通过考核，如果发动机停车，说明发动机油门控制策略不能通过考核；

然后，在发动机停车后，在风洞剩余试验时间充足的情况下，开展发动机惯性起动考核，如果在发动机惯性起动成功，说明发动机惯性起动通过考核，如果不成功说明发动机惯性起动失败；

最后，如果发动机不停车，就通过发动机断油的方式使发动机停车，从而开展发动机惯性起动试验。

进一步地，所述的发动机惯性起动是指：发动机因意外熄火停车后，利用发动机旋转的惯性和燃烧室的余热，立即进行二次点火，重新起动发动机；具体步骤如下：

S31.发动机因为异常原因或是人为制造的故障导致发动机燃烧室火焰熄灭，发动机无法持续产生推力，系统、飞行员或者试验人员发现发动机熄火，系统自动判定熄火进入发动机惯性起动流程，或者飞行员打开惯性起动电门，发动机进入惯性起动流程；

S32.发动机收到惯性起动指令后，按照惯性起动程序和控制率进行喷油、点火、增加转速、控制导叶和喷口面积操作；

S33.在设定时间内，发动机达到设计起动转速则判定惯性起动成功，将发动机控制权交给飞行员或者试验人员，设定时间内发动机达不到设计起动转速则判定起动失败，发动机断油。

进一步地，所述的获得风洞流场变化对发动机状态的影响，要求发动机具备在40±5s时间内，承受地面进气总压从101kPa至47kPa的进口总压变化速率的能力。

进一步地，所述的发动机为双转子涡扇发动机。

本发明的一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法能够获得发动机状态变化对风洞开车和控制参数的影响，以及风洞流场变化对发动机状态的影响；还能在发动机装机和高空飞行状态下，测试发动机空中油门杆控制策略，评估发动机惯性起动能力。相比传统的进气道和发动机地面试验，能够直接评定飞机进气道与发动机配合后的相容性，同时；相比飞行试验，具有风险低、成本低、测量准确方便等优势。

附图说明

图1为本发明的一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法使用的进气道发动机耦合系统的结构示意图；

图2为本发明的一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法流程图。

图中，1.风洞试验段进口；2.进气道模型；3.发动机舱；4.发动机台架；5.进气道模型支撑装置；6.变角度支撑平台；7.风洞试验段出口。

具体实施方式

下面结合附图和实施例详细说明本发明。

实施例1：本实施例的亚跨声速风洞进发耦合系统用于中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所的2米×2米高速自由射流风洞，是一座直流下吹/下吹引射驱动式暂冲式亚跨超声速射流风洞，Ma范围为0.3～3.5。试验模型为1:1全尺寸进气道模型2，进气道模型2尺寸约为4800mm，高1600mm，宽2000mm，出口内径Φ750mm。发动机为中等推力航空涡扇发动机，长、宽、高约为4.070mm×920mm×1040mm，重量约为1000kg，推力约5000fkg。支撑装置为台架式多点腹部支撑系统，支撑装置总高度5203mm，总长7370mm，总宽度2750mm；支撑装置分为进气道模型支撑装置5和发动机台架4，能够独立支撑进气道模型2和发动机舱3。如图1所示，在风洞试验段进口1和风洞试验段出口7之间，进气道模型2和发动机舱3分别通过进气道模型支撑装置5和发动机台架4顺序连接并固定在风洞变角度支撑平台6的上方。

如图2所示，本实施例的高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法，包括以下步骤：

S10.发动机起动暖机；

亚跨声速风洞主调压阀采用开环控制，为发动机起动和发动机暖机提供进气环境；具体过程如下：

打开亚跨声速风洞快速阀，定开度打开亚跨声速风洞主调压阀，在亚跨声速风洞来流马赫数范围0.06～0.12和总进气流量范围100kg/s～200kg/s的条件下稳定10s后，采用发动机地面起动模式进行发动机起动，50s后，完成发动机起动，发动机达到慢车转速后，根据发动机操作手册要求进行发动机暖机，发动机暖机时间120s~180s；

S20.风洞流场建立；

在发动机运转的条件下，高速风洞起动，建立试验所需的亚跨声速流场，同时保证发动机和进气道稳定运行；具体过程如下：

先将发动机加速到转速n，转速n为低压转子60%～66%的额定转速，对于小涵道比双转子涡扇发动机，转速n下发动机具有最高的稳定裕度，同时调整进气道调节板位置，符合进气道流量要求；发动机稳定运行10s后，风洞先开启引射器的引射调压阀，降低风洞出口压力，建立试验所需模拟的海拔高度条件，在50s内完成缓慢开启主调压阀，提高来流速度，建立所需马赫数条件，试验环境达到所需高度和马赫数，主调压阀和引射调压阀进入闭环自动控制后，风洞完成亚跨声速起动，发动机、进气道和风洞都达到试验初始状态；

如果建立风洞流场过程中，出现包括发动机熄火、进起动气道喘振在内的不稳定的现象，需要重新确定发动机转速和进气道调节板位置以及建立风洞流场速度，直到发动机、进气道和风洞都达到风洞流场的预定状态；

S30.进气道与发动机相容性评估试验；

测试亚跨声速风洞进发耦合系统的稳定性以及亚跨声速风洞与发动机之间的通信；

获得发动机状态变化对风洞运行和控制参数的影响；

获得风洞流场变化对发动机状态的影响；

以及，在风洞流场保持不变时，进行进气道与发动机耦合系统的协同工作稳定性试验，包括进发匹配状态下的发动机油门控制策略试验、发动机运行包线考核试验和发动机惯性起动试验；

S40.风洞流场退出；

先调整发动机和进气道状态，将发动机调整到转速n，n为60%～66%的额定转速，同时调整进气道调节板位置，保证进气道流量与发动机转速n下的流量匹配，再稳定10s；然后，在30s内，先关闭引射调压阀，再关闭主调压阀；同时预留100kg/s～200kg/s的流量为发动机冷机和关车做准备；

S50.发动机关车；

根据发动机使用手册要求，首先完成发动机冷机，发动机在冷机转速稳定工作120s后，发动机断油关车；当发动机停止运转即转速不再下降后，稳定10s，再关闭风洞快速阀和主调压阀，完成亚跨声速风洞进发耦合系统全部试验测试。

进一步地，所述的发动机油门控制策略试验和发动机惯性起动试验，用于考核发动机油门杆快速推拉下，发动机能否稳定工作，包括以下步骤：

首先，在15s内进行发动机推收油门操作，判断发动机转速变化过程中是否停车；如果发动机能稳定运行，说明发动机油门控制策略通过考核，如果发动机停车，说明发动机油门控制策略不能通过考核；

然后，在发动机停车后，在风洞剩余试验时间充足的情况下，开展发动机惯性起动考核，如果在发动机惯性起动成功，说明发动机惯性起动通过考核，如果不成功说明发动机惯性起动失败；

最后，如果发动机不停车，就通过发动机断油的方式使发动机停车，从而开展发动机惯性起动试验。

进一步地，所述的发动机惯性起动是指：发动机因意外熄火停车后，利用发动机旋转的惯性和燃烧室的余热，立即进行二次点火，重新起动发动机；具体步骤如下：

S31.发动机因为异常原因或是人为制造的故障导致发动机燃烧室火焰熄灭，发动机无法持续产生推力，系统、飞行员或者试验人员发现发动机熄火，系统自动判定熄火进入发动机惯性起动流程，或者飞行员打开惯性起动电门，发动机进入惯性起动流程；

S32.发动机收到惯性起动指令后，按照惯性起动程序和控制率进行喷油、点火、增加转速、控制导叶和喷口面积操作；

S33.在设定时间内，发动机达到设计起动转速则判定惯性起动成功，将发动机控制权交给飞行员或者试验人员，设定时间内发动机达不到设计起动转速则判定起动失败，发动机断油。

进一步地，所述的获得风洞流场变化对发动机状态的影响，要求发动机具备在40±5s时间内，承受地面进气总压从101kPa至47kPa的进口总压变化速率的能力。

进一步地，所述的发动机为双转子涡扇发动机。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅限于说明书和实施方式中所列运用，对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，本发明公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (5)

1.一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

S10.发动机起动暖机；

亚跨声速风洞主调压阀采用开环控制，为发动机起动和发动机暖机提供进气环境；具体过程如下：

打开亚跨声速风洞快速阀，定开度打开亚跨声速风洞主调压阀，在亚跨声速风洞来流马赫数范围0.06～0.12和总进气流量范围100kg/s～200kg/s的条件下稳定10s后，采用发动机地面起动模式进行发动机起动，50s后，完成发动机起动，发动机达到慢车转速后，根据发动机操作手册要求进行发动机暖机，发动机暖机时间120s~180s；

S20.风洞流场建立；

在发动机运转的条件下，高速风洞起动，建立试验所需的亚跨声速流场，同时保证发动机和进气道稳定运行；具体过程如下：

先将发动机加速到转速n，转速n为低压转子60%～66%的额定转速，对于小涵道比双转子涡扇发动机，转速n下发动机具有最高的稳定裕度，同时调整进气道调节板位置，符合进气道流量要求；发动机稳定运行10s后，风洞先开启引射器的引射调压阀，降低风洞出口压力，建立试验所需模拟的海拔高度条件，在50s内完成缓慢开启主调压阀，提高来流速度，建立所需马赫数条件，试验环境达到所需高度和马赫数，主调压阀和引射调压阀进入闭环自动控制后，风洞完成亚跨声速起动，发动机、进气道和风洞都达到试验初始状态；

如果建立风洞流场过程中，出现包括发动机熄火、进起动气道喘振在内的不稳定的现象，需要重新确定发动机转速和进气道调节板位置以及建立风洞流场速度，直到发动机、进气道和风洞都达到风洞流场的预定状态；

S30.进气道与发动机相容性评估试验；

测试亚跨声速风洞进发耦合系统的稳定性以及亚跨声速风洞与发动机之间的通信；

获得发动机状态变化对风洞运行和控制参数的影响；

获得风洞流场变化对发动机状态的影响；

以及，在风洞流场保持不变时，进行进气道与发动机耦合系统的协同工作稳定性试验，包括进发匹配状态下的发动机油门控制策略试验、发动机运行包线考核试验和发动机惯性起动试验；

S40.风洞流场退出；

先调整发动机和进气道状态，将发动机调整到转速n，n为60%～66%的额定转速，同时调整进气道调节板位置，保证进气道流量与发动机转速n下的流量匹配，再稳定10s；然后，在30s内，先关闭引射调压阀，再关闭主调压阀；同时预留100kg/s～200kg/s的流量为发动机冷机和关车做准备；

S50.发动机关车；

根据发动机使用手册要求，首先完成发动机冷机，发动机在冷机转速稳定工作120s后，发动机断油关车；当发动机停止运转即转速不再下降后，稳定10s，再关闭风洞快速阀和主调压阀，完成亚跨声速风洞进发耦合系统全部试验测试。

2.根据权利要求1所述的一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法，其特征在于，所述的发动机油门控制策略试验和发动机惯性起动试验，用于考核发动机油门杆快速推拉下，发动机能否稳定工作，包括以下步骤：

首先，在15s内进行发动机推收油门操作，判断发动机转速变化过程中是否停车；如果发动机能稳定运行，说明发动机油门控制策略通过考核，如果发动机停车，说明发动机油门控制策略不能通过考核；

然后，在发动机停车后，在风洞剩余试验时间充足的情况下，开展发动机惯性起动考核，如果在发动机惯性起动成功，说明发动机惯性起动通过考核，如果不成功说明发动机惯性起动失败；

最后，如果发动机不停车，就通过发动机断油的方式使发动机停车，从而开展发动机惯性起动试验。

3.根据权利要求1所述的一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法，其特征在于，所述的发动机惯性起动是指：发动机因意外熄火停车后，利用发动机旋转的惯性和燃烧室的余热，立即进行二次点火，重新起动发动机；具体步骤如下：

S31.发动机因为异常原因或是人为制造的故障导致发动机燃烧室火焰熄灭，发动机无法持续产生推力，系统、飞行员或者试验人员发现发动机熄火，系统自动判定熄火进入发动机惯性起动流程，或者飞行员打开惯性起动电门，发动机进入惯性起动流程；

S32.发动机收到惯性起动指令后，按照惯性起动程序和控制率进行喷油、点火、增加转速、控制导叶和喷口面积操作；

S33.在设定时间内，发动机达到设计起动转速则判定惯性起动成功，将发动机控制权交给飞行员或者试验人员，设定时间内发动机达不到设计起动转速则判定起动失败，发动机断油。

4.根据权利要求1所述的一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法，其特征在于，所述的获得风洞流场变化对发动机状态的影响，要求发动机具备在40±5s时间内，承受地面进气总压从101kPa至47kPa的进口总压变化速率的能力。

5.根据权利要求1所述的一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法，其特征在于，所述的发动机为双转子涡扇发动机。