CN117890071B - 一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法。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，包含试验前准备，发动机起动并暖机，建立超声速流场，进行超声速风洞进气道与发动机耦合试验和关车五个流程。该试验方法采用模型投放的运行方式，超声速风洞先建立流场，再缓慢增加模型堵塞度，避免出现突然的激波回退对进气道和发动机造成损害；在保证超声速风洞流场品质能够满足试验要求的前提下，模型位置尽量下移和后移，减少对超声速风洞主流的阻碍作用；通过进气道试验，获得模型投放位置、投放速度、风洞开车参数等因素对流场建立的影响，具有工程应用价值。
Description
技术领域
本发明属于高速风洞试验技术领域，具体涉及一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法。
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和超声速风洞等大型高速风洞建立，已具备在超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，需要通过合理安排超声速风洞进气道与发动机耦合试验流程，发展一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法，满足发动机试验要求。
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起动时间过长，最终导致试验时间不足。本发明的超声速风洞进气道与发动机耦合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，提供一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法，用以克服现有技术的缺陷。
本发明的超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法，包括以下步骤：
S10.试验前准备；
将进气道模型和发动机舱分别通过进气道模型支撑装置和发动机台架安装在模型投放机构上，模型投放机构运动到预定位置Ⅰ固定，使得进气道模型和发动机舱位于风洞流场中心；完成风洞开车前设备自检；发动机台架为发动机舱供电，完成发动机设备自检；进气道调节板位上电自检，并运动到初始位置；超声速风洞、发动机、进气道模型三方设备自检，并确认相互通信无问题；
S20.发动机起动并暖机；
超声速风洞采用开环控制，为发动机起动和发动机暖机提供进气环境；具体过程如下：
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，发动机起动完成并达到慢车转速，再根据发动机操作手册要求进行发动机暖机，暖机时间120s~180s；
S30.建立超声速流场；
发动机断油停车；进气道调节板运动到匹配位置；模型投放机构下降到预定位置Ⅱ，带动进气道模型和发动机舱离开超声速风洞主流区，避免风洞建立超音速流场过程中的冲击载荷；30s内，超声速风洞建立超声速流场；
S40.进行超声速风洞进气道与发动机耦合试验；
模型投放机构上升到预定位置Ⅲ，投放进气道模型和发动机舱，保证进气道进口位于风洞超音速流场的均匀区内；超声速风洞流场稳定后，进气道调节板控制发动机流量和转速满足发动机风车起动要求；12s完成发动机风车起动；发动机风车起动成功后，依次按照加减速限进入中间状态稳定5s、最大状态稳定5s、旁路引气状态稳定3s、慢车状态稳定5s，在发动机状态变化过程中，超声速风洞进行总压闭环控制，超声速风洞流场保持不变，进气道调节板位置随动匹配发动机流量；
S50.关车；
发动机舱断油停车进入风车状态，进气道调节板随动减少发动机进气流量，同时，模型投放机构下降，带动进气道模型和发动机舱离开超声速风洞主流区，避免超音速关车的冲击载荷；超声速风洞先缓慢关闭引射调压阀，再缓慢关主调压阀，主调压阀保留预设的开度，维持150kg/s的流量20s，发动机风车状态冷吹60s，超声速风洞关闭快速阀和主调压阀，完成关车。
进一步地，所述的发动机风车起动，具体过程如下：
S41.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；
S42.系统、飞行员或者试验人员发现发动机熄火；
S43.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；
S44.飞行员打开风车起动电门，发动机进入风车起动流程；
S45.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；
S46.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。
进一步地，所述的中间状态、最大状态、旁路引气状态、慢车状态是针对高速涡轮机航空发动机，分别为：
慢车状态，发动机自由改变进入剩余状态的最小推力状态；
中间状态，发动机不开加力燃烧的最大转速状态；
最大状态，发动机打开加力燃烧的最大推力状态；
旁路引气状态，发动机打开引气旁路，加压气机中间级的高压气体之间引入加力燃烧室，且加力燃烧工作的状态。
本发明的超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法采用模型投放的运行方式，超声速风洞先建立流场，再缓慢增加模型堵塞度，避免出现突然的激波回退对进气道和发动机造成损害；在保证超声速风洞流场品质能够满足试验要求的前提下，模型位置尽量下移和后移，减少模型对超声速风洞主流的阻碍作用；通过进气道试验，获得模型投放位置、投放速度、风洞开车参数等因素对流场建立的影响。
本发明的超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法实现了同时建立进气道上游真实超音速的流场条件和进气道下游真实发动机状态条件，可以在地面试验状态下开展真实飞行器飞行状态、进气道和发动机三者耦合的试验，具有工程应用价值。
附图说明
图1a为本发明的超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法流程图（第一部分）；
图1b为本发明的超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法流程图（第二部分）；
图2为本发明的超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法使用的超声速风洞进气道与发动机耦合系统的结构示意图（发动机点火、暖机、熄火状态）；
图3为本发明的超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法使用的超声速风洞进气道与发动机耦合系统的结构示意图（建立超音速流场状态）；
图4为本发明的超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法使用的超声速风洞进气道与发动机耦合系统的结构示意图（模型投放试验状态）。
图中，1.风洞试验段进口；2.进气道模型；3.发动机舱；4.风洞试验段出口；5.进气道模型支撑装置；6.发动机台架；7.模型投放机构。
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：本实施例的超声速风洞进气道与发动机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米自由射流风洞，2米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全长4000mm，高700mm，宽600mm，出口内径Φ650mm。发动机为中等推力航空涡扇发动机，长、宽、高约为5000mm×1000mm×1000mm，重量约为1500kg。支撑装置为台架式多点腹部支撑系统，支撑装置总高度4800mm，总长7500mm，总宽度2500mm；在风洞试验段进口1和风洞试验段出口4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6顺序连接并固定在模型投放机构7的上方。
如图1a、图1b所示，本实施例的超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法，包括以下步骤：
S10.试验前准备；
如图2所示，将进气道模型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6安装在模型投放机构7上，模型投放机构7运动到预定位置Ⅰ固定，使得进气道模型2和发动机舱3位于风洞流场中心；完成风洞开车前设备自检；发动机台架6为发动机舱3供电，完成发动机设备自检；进气道调节板位上电自检，并运动到初始位置；超声速风洞、发动机、进气道模型2三方设备自检，并确认相互通信无问题；
S20.发动机起动并暖机；
超声速风洞采用开环控制，为发动机起动和发动机暖机提供进气环境；具体过程如下：
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，发动机起动完成并达到慢车转速，再根据发动机操作手册要求进行发动机暖机，暖机时间120s~180s；
S30.建立超声速流场；
发动机断油停车；进气道调节板运动到匹配位置；如图3所示，模型投放机构7下降到预定位置Ⅱ，带动进气道模型2和发动机舱3离开超声速风洞主流区，避免风洞建立超音速流场过程中的冲击载荷；30s内，超声速风洞建立超声速流场；
S40.进行超声速风洞进气道与发动机耦合试验；
如图4所示，模型投放机构7上升到预定位置Ⅲ，投放进气道模型2和发动机舱3，保证进气道进口位于风洞超音速流场的均匀区内；超声速风洞流场稳定后，进气道调节板控制发动机流量和转速满足发动机风车起动要求；12s完成发动机风车起动；发动机风车起动成功后，依次按照加减速限进入中间状态稳定5s、最大状态稳定5s、旁路引气状态稳定3s、慢车状态稳定5s，在发动机状态变化过程中，超声速风洞进行总压闭环控制，超声速风洞流场保持不变，进气道调节板位置随动匹配发动机流量；
S50.关车；
发动机舱3断油停车进入风车状态，进气道调节板随动减少发动机进气流量，同时，模型投放机构7下降，带动进气道模型2和发动机舱3离开超声速风洞主流区，避免超音速关车的冲击载荷；超声速风洞先缓慢关闭引射调压阀，再缓慢关主调压阀，主调压阀保留预设的开度，维持150kg/s的流量20s，发动机风车状态冷吹60s，超声速风洞关闭快速阀和主调压阀，完成关车。
进一步地，所述的发动机风车起动，具体过程如下：
S41.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；
S42.系统、飞行员或者试验人员发现发动机熄火；
S43.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；
S44.飞行员打开风车起动电门，发动机进入风车起动流程；
S45.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；
S46.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。
进一步地，所述的中间状态、最大状态、旁路引气状态、慢车状态是针对高速涡轮机航空发动机，分别为：
慢车状态，发动机自由改变进入剩余状态的最小推力状态；
中间状态，发动机不开加力燃烧的最大转速状态；
最大状态，发动机打开加力燃烧的最大推力状态；
旁路引气状态，发动机打开引气旁路，加压气机中间级的高压气体之间引入加力燃烧室，且加力燃烧工作的状态。
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 (3)
1.一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
S10.试验前准备；
将进气道模型（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（6）安装在模型投放机构（7）上，模型投放机构（7）运动到预定位置Ⅰ固定，使得进气道模型（2）和发动机舱（3）位于风洞流场中心；完成风洞开车前设备自检；发动机台架（6）为发动机舱（3）供电，完成发动机设备自检；进气道调节板位上电自检，并运动到初始位置；超声速风洞、发动机、进气道模型（2）三方设备自检，并确认相互通信无问题；
S20.发动机起动并暖机；
超声速风洞采用开环控制，为发动机起动和发动机暖机提供进气环境；具体过程如下：
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，发动机起动完成并达到慢车转速，再根据发动机操作手册要求进行发动机暖机，暖机时间120s~180s；
S30.建立超声速流场；
发动机断油停车；进气道调节板运动到匹配位置；模型投放机构（7）下降到预定位置Ⅱ，带动进气道模型（2）和发动机舱（3）离开超声速风洞主流区，避免风洞建立超音速流场过程中的冲击载荷；30s内，超声速风洞建立超声速流场；
S40.进行超声速风洞进气道与发动机耦合试验；
模型投放机构（7）上升到预定位置Ⅲ，投放进气道模型（2）和发动机舱（3），保证进气道进口位于风洞超音速流场的均匀区内；超声速风洞流场稳定后，进气道调节板控制发动机流量和转速满足发动机风车起动要求；12s完成发动机风车起动；发动机风车起动成功后，依次按照加减速限进入中间状态稳定5s、最大状态稳定5s、旁路引气状态稳定3s、慢车状态稳定5s，在发动机状态变化过程中，超声速风洞进行总压闭环控制，超声速风洞流场保持不变，进气道调节板位置随动匹配发动机流量；
S50.关车；
发动机舱（3）断油停车进入风车状态，进气道调节板随动减少发动机进气流量，同时，模型投放机构（7）下降，带动进气道模型（2）和发动机舱（3）离开超声速风洞主流区，避免超音速关车的冲击载荷；超声速风洞先缓慢关闭引射调压阀，再缓慢关主调压阀，主调压阀保留预设的开度，维持150kg/s的流量20s，发动机风车状态冷吹60s，超声速风洞关闭快速阀和主调压阀，完成关车。
2.根据权利要求1所述的一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法，其特征在于，所述的发动机风车起动，具体过程如下：
S41.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；
S42.系统、飞行员或者试验人员发现发动机熄火；
S43.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；
S44.飞行员打开风车起动电门，发动机进入风车起动流程；
S45.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；
S46.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。
3.根据权利要求1所述的一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法，其特征在于，所述的中间状态、最大状态、旁路引气状态、慢车状态是针对高速涡轮机航空发动机，分别为：
慢车状态，发动机自由改变进入剩余状态的最小推力状态；
中间状态，发动机不开加力燃烧的最大转速状态；
最大状态，发动机打开加力燃烧的最大推力状态；
旁路引气状态，发动机打开引气旁路，加压气机中间级的高压气体之间引入加力燃烧室，且加力燃烧工作的状态。
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