CN117890070B - 一种高速风洞飞机推进系统风车起动试验方法 - Google Patents
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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飞机推进系统风车起动试验方法。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、发动机台架等装置，包含发动机起动暖机，风车条件建立，推进系统风车起动，风洞流场退出和发动机关车五个试验流程。该试验方法通过风洞设备和飞机推进系统的协同控制，实现对飞机推进系统风车起动能力的考核。该试验方法解决了暂冲式高速风洞运行时间无法满足飞机推进系统试验运行时间要求的难题，相比传统相比飞行试验，该试验方法具有风险低、周期短、成本低、测量准确方便等优势。
Description
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飞机推进系统风车起动试验方法。
背景技术
飞机推进系统风车起动能力考核评定是飞机与发动机相容性评定的重要内容，也是飞行器研制的必要过程。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，都需要开展飞机推进系统风车起动能力考核评定。为此，各航空大国相继建立了一系列标准和考核试验方法。
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，已具备在亚跨超声速风洞开展飞行器飞机推进系统试验的基础条件。
飞机推进系统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），全流程大约需要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，需要通过风洞和飞机推进系统的系统控制，合理安排试验流程，发展一种高速风洞飞机推进系统风车起动试验方法，满足飞机推进系统试验要求。
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飞机推进系统风车起动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飞机推进系统状态，在综合考虑试验目的、发动机和进气道的性能特性、风洞的流场启动特性、进气道/发动机/风洞的协同控制等多方面的因素的基础上，提供一种高速风洞飞机推进系统风车起动试验方法，用以克服现有技术的缺陷。
本发明的高速风洞飞机推进系统风车起动试验方法，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，发动机采用地面起动模式起动，根据发动机的启动特性，设定发动机起动时间；发动机起动完成，在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.风车条件建立；
高速风洞建立试验所需模拟的马赫数条件和海拔条件流场，同时飞机推进系统达到发动机风车起动前所需的转速条件；
具体过程如下：将发动机加速到转速n，n为66%的额定转速，稳定10s后，发动机断油停车，发动机在旋转惯性的作用下，转速开始下降；在发动机转速下降过程中，风洞开启引射器的引射调压阀和主调压阀，建立试验所需的马赫数和海拔高度条件；当风洞流场稳定后，发动机达到风车运转状态，发动机转速逐渐稳定；
S30.飞机推进系统风车起动；
飞机推进系统风车起动，在50s内完成，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；
S32.系统、飞行员或者试验人员发现发动机熄火；
S33.发动机惯性起动失败或者发动机转速下降于惯性起动最低起动转速；
S34.飞行员打开风车起动电门，发动机进入风车起动流程；
S35.发动机收到风车起动指令后，按照风车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；
S36.在设定时间内，发动机达到设计起动转速则判定风车起动成功，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；
S40.风洞流场退出；
具体过程如下：飞机推进系统风车启动成功后，在15s内，先调整发动机和进气道状态，将发动机调整到转速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，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，先缓慢关闭引射调压阀，再缓慢关闭主调压阀；同时主调压阀预留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；
具体过程如下：根据发动机使用手册要求，首先完成发动机冷机，在发动机冷机转速稳定工作120s后，发动机正常断油关车；当发动机停止运转即转速不再下降后，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，所述的飞机推进系统为与飞行器产生推力有关的设备，包括飞机部分机体、进气道、发动机和尾喷管。
进一步地，为了缩短发动机达到风车运转状态的时间，使用飞机推进系统中的进气道调节机构。
进一步地，所述的飞机推进系统风车起动过程中，要求风洞和飞机推进系统协同控制，风洞建立试验所需流场，飞机推进系统控制发动机达到风车起动前所需转速。
本发明的一种高速风洞飞机推进系统风车起动试验方法通过风洞设备和飞机推进系统的协同控制，实现对飞机推进系统风车起动能力的考核。本发明的一种高速风洞飞机推进系统风车起动试验方法解决了暂冲式高速风洞运行时间无法满足航空发动机试验运行时间要求的难题，相比传统的飞机推进系统地面试验，能够更为真实的评定飞机推进系统各部件之间的相容性，同时，相比飞行试验，具有风险低、周期短、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飞机推进系统风车起动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飞机推进系统风车起动试验方法流程图。
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飞机推进系统风车起动试验方法，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，发动机采用地面起动模式起动，根据发动机的启动特性，设定发动机起动时间；发动机起动完成，在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.风车条件建立；
高速风洞建立试验所需模拟的马赫数条件和海拔条件流场，同时飞机推进系统达到发动机风车起动前所需的转速条件；
具体过程如下：将发动机加速到转速n，n为66%的额定转速，稳定10s后，发动机断油停车，发动机在旋转惯性的作用下，转速开始下降；在发动机转速下降过程中，风洞开启引射器的引射调压阀和主调压阀，建立试验所需的马赫数和海拔高度条件；当风洞流场稳定后，发动机达到风车运转状态，发动机转速逐渐稳定；
S30.飞机推进系统风车起动；
飞机推进系统风车起动，在50s内完成，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；
S32.系统、飞行员或者试验人员发现发动机熄火；
S33.发动机惯性起动失败或者发动机转速下降于惯性起动最低起动转速；
S34.飞行员打开风车起动电门，发动机进入风车起动流程；
S35.发动机收到风车起动指令后，按照风车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；
S36.在设定时间内，发动机达到设计起动转速则判定风车起动成功，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；
S40.风洞流场退出；
具体过程如下：飞机推进系统风车启动成功后，在15s内，先调整发动机和进气道状态，将发动机调整到转速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，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，先缓慢关闭引射调压阀，再缓慢关闭主调压阀；同时主调压阀预留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；
具体过程如下：根据发动机使用手册要求，首先完成发动机冷机，在发动机冷机转速稳定工作120s后，发动机正常断油关车；当发动机停止运转即转速不再下降后，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，所述的飞机推进系统为与飞行器产生推力有关的设备，包括飞机部分机体、进气道、发动机和尾喷管。
进一步地，为了缩短发动机达到风车运转状态的时间，使用飞机推进系统中的进气道调节机构。
进一步地，所述的飞机推进系统风车起动过程中，要求风洞和飞机推进系统协同控制，风洞建立试验所需流场，飞机推进系统控制发动机达到风车起动前所需转速。
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 (4)
1.一种高速风洞飞机推进系统风车起动试验方法，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，发动机采用地面起动模式起动，根据发动机的启动特性，设定发动机起动时间；发动机起动完成，在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.风车条件建立；
高速风洞建立试验所需模拟的马赫数条件和海拔条件流场，同时飞机推进系统达到发动机风车起动前所需的转速条件；
具体过程如下：将发动机加速到转速n，n为66%的额定转速，稳定10s后，发动机断油停车，发动机在旋转惯性的作用下，转速开始下降；在发动机转速下降过程中，风洞开启引射器的引射调压阀和主调压阀，建立试验所需的马赫数和海拔高度条件；当风洞流场稳定后，发动机达到风车运转状态，发动机转速逐渐稳定；
S30.飞机推进系统风车起动；
飞机推进系统风车起动，在50s内完成，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；
S32.系统、飞行员或者试验人员发现发动机熄火；
S33.发动机惯性起动失败或者发动机转速下降于惯性起动最低起动转速；
S34.飞行员打开风车起动电门，发动机进入风车起动流程；
S35.发动机收到风车起动指令后，按照风车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；
S36.在设定时间内，发动机达到设计起动转速则判定风车起动成功，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；
S40.风洞流场退出；
具体过程如下：飞机推进系统风车启动成功后，在15s内，先调整发动机和进气道状态，将发动机调整到转速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，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，先缓慢关闭引射调压阀，再缓慢关闭主调压阀；同时主调压阀预留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；
具体过程如下：根据发动机使用手册要求，首先完成发动机冷机，在发动机冷机转速稳定工作120s后，发动机正常断油关车；当发动机停止运转即转速不再下降后，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飞机推进系统风车起动试验方法，其特征在于，所述的飞机推进系统为与飞行器产生推力有关的设备，包括飞机部分机体、进气道、发动机和尾喷管。
3.根据权利要求1所述的一种高速风洞飞机推进系统风车起动试验方法，其特征在于，为了缩短发动机达到风车运转状态的时间，使用飞机推进系统中的进气道调节机构。
4.根据权利要求1所述的一种高速风洞飞机推进系统风车起动试验方法，其特征在于，所述的飞机推进系统风车起动过程中，要求风洞和飞机推进系统协同控制，风洞建立试验所需流场，飞机推进系统控制发动机达到风车起动前所需转速。
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