一种持久试车进气加温温度确定方法及装置

技术领域

本申请属于发动机试验技术领域，具体涉及一种持久试车进气加温温度确定方法及装置。

背景技术

在《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》中，将航空发动机研制分为三个阶段，即初始飞行前阶段、设计定型阶段、生产定型阶段，每个阶段均需完成相应的考核试验才能进入下一研制阶段。在各阶段的考核试验中，持久试车是最为重要且难度最大的整机考核试验，是对发动机的性能保持、结构完整性、强度寿命的全面考核，对发动机的技术鉴定具有重要意义。

在《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》要求中，持久试车过程中发动机进气温度需与飞行任务相关。在现行发动机初始飞行前持久试车试验技术方案中，为了充分考核发动机热端部件的承温能力，通常按照《军用设备气候极值空中气温》热天5％或1％风险极值率选取进气温度，以提高发动机热端部件的热负荷。该方案虽然提高了发动机的进口温度，但忽略了发动机的转速、排气温度调节计划。通常航空发动机在热天没有明确的性能指标要求，此时整机的设计转速、功率均较低，虽然发动机进口温度较高，但涡轮等热端部件的工作温度可能低于标准天条件下的工作温度，综上，现有技术中未考虑此时发动机进口温度条件下的设计转速、排气温度低于标准天的情况，存在涡轮等热端部件的工作温度低于标准天条件下工作温度的可能性，导致试验考核不到位。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供一种持久试车进气加温温度确定方法及装置，解决持久试车过程中存在热端部件考核不到位的问题，有效支撑发动机外场飞行使用，避免出现因考核试验不到位而影响外场使用的情况。

本申请第一方面提供了一种持久试车进气加温温度确定方法，主要包括：

步骤S1、确定用于模拟飞机处于指定高度及马赫数下第一发动机进口温度；

步骤S2、确定在所述指定高度及马赫数下，对应的热天1％风险极值率大气温度下的第二发动机进口温度；

步骤S3、在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间形成多个离散温度点；

步骤S4、对每一个离散温度点，根据发动机转速及排气温度控制计划确定压气机出口截面参数及涡轮进口截面参数；

步骤S5、根据所述压气机出口截面参数及发动机空气系统流路参数确定由压气机引出的涡轮冷却气参数，并基于所述涡轮冷却气参数与所述涡轮进口截面参数确定涡轮基体温度；

步骤S6、选取所述涡轮基体温度最高值所对应的离散温度点，并将其作为发动机持久试车时所需的进口温度。

优选的是，在步骤S1进一步包括：

步骤S11、确定与所述指定高度对应的标准大气温度；

步骤S12、根据指定马赫数，将所述标准大气温度转换为第一发动机进口温度。

优选的是，步骤S2进一步包括：

步骤S21、确定与所述指定高度对应的热天1％风险极值率大气温度；

步骤S12、根据指定马赫数，将所述热天1％风险极值率大气温度转换为第二发动机进口温度。

优选的是，步骤S3中，在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间，每个5℃形成一个离散温度点。

优选的是，步骤S4中，压气机出口截面参数包括压气机进口流量W

本申请第二方面提供了一种持久试车进气加温温度确定装置，主要包括：

第一发动机进口温度确定模块，用于确定用于模拟飞机处于指定高度及马赫数下第一发动机进口温度；

第二发动机进口温度确定模块，用于确定在所述指定高度及马赫数下，对应的热天1％风险极值率大气温度下的第二发动机进口温度；

温度点离散模块，用于在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间形成多个离散温度点；

截面参数计算模块，用于对每一个离散温度点，根据发动机转速及排气温度控制计划确定压气机出口截面参数及涡轮进口截面参数；

涡轮基体温度确定模块，用于根据所述压气机出口截面参数及发动机空气系统流路参数确定由压气机引出的涡轮冷却气参数，并基于所述涡轮冷却气参数与所述涡轮进口截面参数确定涡轮基体温度；

试车温度选取模块，用于选取所述涡轮基体温度最高值所对应的离散温度点，并将其作为发动机持久试车时所需的进口温度。

优选的是，所述第一发动机进口温度确定模块包括：

标准大气温度查询单元，用于确定与所述指定高度对应的标准大气温度；

第一发动机进口温度计算单元，用于根据指定马赫数，将所述标准大气温度转换为第一发动机进口温度。

优选的是，所述第一发动机进口温度确定模块包括：

热天1％风险极值率大气温度查询单元，用于确定与所述指定高度对应的热天1％风险极值率大气温度；

第二发动机进口温度计算单元，用于根据指定马赫数，将所述热天1％风险极值率大气温度转换为第二发动机进口温度。

优选的是，在所述温度点离散模块中，在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间，每个5℃形成一个离散温度点。

优选的是，所述压气机出口截面参数包括压气机进口流量W

本申请能够保障热端部件考核到位，有效支撑了发动机外场的飞行使用。

附图说明

图1为本申请持久试车进气加温温度确定方法一优选实施例的流程图。

图2为发动机转速、排气温度控制计划示意图。

图3为涡轮叶片冷却气温度随发动机进气温度变化关系示意图。

图4为涡轮前燃气温度随发动机进气温度变化关系示意图。

图5为涡轮叶片基体温度随发动机进气温度变化关系示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请第一方面提供了一种持久试车进气加温温度确定方法，如图1所示，主要包括：

步骤S1、确定用于模拟飞机处于指定高度及马赫数下第一发动机进口温度。

该步骤中，根据用户方要求，选取持久试车时发动机进口温度所需模拟的高度H，马赫数Ma，进而确定第一发动机进口温度。

在一些可选实施方式中，在步骤S1进一步包括：

步骤S11、确定与所述指定高度对应的标准大气温度；

步骤S12、根据指定马赫数，将所述标准大气温度转换为第一发动机进口温度。

在该实施例中，首先在《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》中查找高度H对应的标准大气温度T

T

其中k为空气气体常数，取值1.4。

步骤S2、确定在所述指定高度及马赫数下，对应的热天1％风险极值率大气温度下的第二发动机进口温度。

在一些可选实施方式中，步骤S2进一步包括：

步骤S21、确定与所述指定高度对应的热天1％风险极值率大气温度；

步骤S12、根据指定马赫数，将所述热天1％风险极值率大气温度转换为第二发动机进口温度。

与步骤S1类似，在该步骤S2中，首先在《军用设备气候极值空中气温》中查找高度H对应的热天1％风险极值率大气温度T

T

步骤S3、在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间形成多个离散温度点。

在一些可选实施方式中，步骤S3中，在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间，每个5℃形成一个离散温度点，设为T

步骤S4、对每一个离散温度点，根据发动机转速及排气温度控制计划确定压气机出口截面参数及涡轮进口截面参数。

在该步骤中，根据如图2所示的发动机转速、排气温度控制计划，通过总体性能计算程序计算出各离散温度点条件下发动机各截面参数，备选实施方式中，还需要计算第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度条件下发动机各截面参数，即进口温度T

在一些可选实施方式中，步骤S4中，压气机出口截面参数包括压气机进口流量W

步骤S5、根据所述压气机出口截面参数及发动机空气系统流路参数确定由压气机引出的涡轮冷却气参数，并基于所述涡轮冷却气参数与所述涡轮进口截面参数确定涡轮基体温度。

压气机需要提供冷却气对涡轮进行冷却，因此，在该步骤中，首先根据发动机空气系统流路尺寸及流路损失，计算出从压气机引出的涡轮冷却气温度T

步骤S6、选取所述涡轮基体温度最高值所对应的离散温度点，并将其作为发动机持久试车时所需的进口温度。

在该步骤中，在进口温度T

本申请基于航空发动机转速、排气温度调节计划的持久试车进气温度设计方法，能够保障热端部件考核到位，支撑了外场安全使用。

本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的持久试车进气加温温度确定装置，主要包括：

第一发动机进口温度确定模块，用于确定用于模拟飞机处于指定高度及马赫数下第一发动机进口温度；

第二发动机进口温度确定模块，用于确定在所述指定高度及马赫数下，对应的热天1％风险极值率大气温度下的第二发动机进口温度；

温度点离散模块，用于在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间形成多个离散温度点；

截面参数计算模块，用于对每一个离散温度点，根据发动机转速及排气温度控制计划确定压气机出口截面参数及涡轮进口截面参数；

涡轮基体温度确定模块，用于根据所述压气机出口截面参数及发动机空气系统流路参数确定由压气机引出的涡轮冷却气参数，并基于所述涡轮冷却气参数与所述涡轮进口截面参数确定涡轮基体温度；

试车温度选取模块，用于选取所述涡轮基体温度最高值所对应的离散温度点，并将其作为发动机持久试车时所需的进口温度。

在一些可选实施方式中，所述第一发动机进口温度确定模块包括：

标准大气温度查询单元，用于确定与所述指定高度对应的标准大气温度；

第一发动机进口温度计算单元，用于根据指定马赫数，将所述标准大气温度转换为第一发动机进口温度。

在一些可选实施方式中，所述第一发动机进口温度确定模块包括：

热天1％风险极值率大气温度查询单元，用于确定与所述指定高度对应的热天1％风险极值率大气温度；

第二发动机进口温度计算单元，用于根据指定马赫数，将所述热天1％风险极值率大气温度转换为第二发动机进口温度。

在一些可选实施方式中，在所述温度点离散模块中，在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间，每个5℃形成一个离散温度点。

在一些可选实施方式中，所述压气机出口截面参数包括压气机进口流量W

虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本申请作了详尽的描述，但在本申请基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本申请精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本申请要求保护的范围。