一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法技术

本发明专利技术涉及一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法，包括以下步骤：1)在发动机履历本上筛选出与发动机效率最具有相关性的几个参数；2)在已知的100余台发动机高空高速下的涡轮后温度控制值为训练集的基础上，建立神经网络，以所选择的几个参数作为输入节点，涡轮后温度控制值为目标值进行训练；训练后得到用于对航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值进行计算的神经网络模型。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法
本专利技术涉及一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法，属于航空发动机

技术介绍
航空发动机在高空高速的情况下，为避免涡轮前温度超过限制值而烧蚀涡轮叶片，因此获取涡轮后温度的控制值至关重要。由于国外对我国的技术封锁，航空发动机涡轮后温度的控制值的经验公式对我国是保密的，并且不同的发动机有不同的经验公式。如何获取该控制值对我国航空发动机技术的发展至关重要。国内目前常用的获取涡轮后温度的控制值的方法是通过航空发动机计算模型来获取高空高速状态下涡轮后温度可能达到的数值，然后通过试验去验证该数值以及修正模型。在没有得到经验公式以前，需要耗费巨大的研制费用和承担试验带来的风险。此外，根据正向模型计算的该参数值时常结果不甚理想，一般情况下计算值与真实值的差异可达40℃。
技术实现思路
针对上述问题，本专利技术的目的是提供一种实施成本较低并且结果较为理想的航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法。为实现上述目的，本专利技术采用以下技术方案：一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法，包括以下步骤：1)在发动机履历本上筛选出与发动机效率最具有相关性的几个参数；2)在已知的100余台发动机高空高速下的涡轮后温度控制值为训练集的基础上，建立神经网络，以所选择的几个参数作为输入节点，涡轮后温度控制值为目标值进行训练；训练后得到用于对航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值进行计算的神经网络模型。所述步骤1)中参数的筛选过程基于如下假设：a、发动机在大状态工作时，才能达到进口滞止温度127℃；b、每台发动机的涡轮前温度均接近设计点温度；c、由于每台发动机效率的不同，造成发动机涡轮后温度的不同。所述步骤1)中参数的筛选过程如下：①由高压压气机与高压涡轮的质量流量平衡关系得到下式：Wa23-Wcol+Wf＝WgNH式中：Wa23表示高压压气机进口的空气质量流量；Wcol表示高压涡轮冷却空气质量流量；Wf表示燃油质量流量；WgNH表示高压涡轮导向器临界的燃气质量流量；式中的高压涡轮冷却空气质量流量Wcol和燃油质量流量Wf相对较小，因此简化为：Wa23＝WgNH用气动函数q(λ)表示气流的质量流量，上式写成：式中：K、Kg分别是常数；q(λ23)表示高压压气机进口流量函数；A23表示高压压气机进口截面积；Pt23表示高压压气机进口气流总压；Tt23、Tt4分别表示高压压气机进口、涡轮进口气流总温；ANH表示高压涡轮导向器临界截面积；Pt4表示高压涡轮导向器进口气流总压；σNH表示高压涡轮导向器总压恢复系数；q(λNH)表示高压涡轮导向器喉部的流量函数q(λ)，一般情况下q(λNH)＝1；根据压力平衡关系：Pt4＝Pt3σB，而Pt3/Pt23＝πCH，σNH和σB近似认为等于常数，经整理之后流量平衡方程变成：式中：σB表示燃烧室总压恢复系数；Wacor23表示高压压气机进口换算流量；πCH表示压气机增压比；const表示常数；Pt3表示高压压气机出口总压；②稳定工作时，高压涡轮与高压压气机功率相等，忽略空气与燃气质量流量的差别即功相等，于是给出高压涡轮和高压压气功率平衡方程：式中：cpg表示高温燃气比热；cp表示低温燃气比热；eTH表示涡轮落压比；eCH表示压气机增压比；ηTH表示涡轮的热效率；ηCH表示压气机的效率；③高压压气机部件的共同工作必须同时满足高压涡轮与高压压气机的流量平衡关系(2)式和功率平衡(3)式，故结合(2)、(3)可整理为高压压气机和高压涡轮的效率表达式：④风扇、高压压气机和高压涡轮的流量连续表达式：Wa2≈(1+B)Wa21,Wa23≈WgNH(5)式中：Wa2表示风扇进口总空气流量；Wa21表示风扇出口内涵空气流量；B表示涵道比；由上述关系得：式中：Tt2表示风扇进口总温；Pt2表示风扇进口总压；K为常数；πF表示风扇增压比；⑤根据风扇的功率平衡，即风扇消耗的功率与低压涡轮提供的功率近似相等，得到下述关系：Wa2LF≈Wa23LTLηmL式中：LF表示1kg/s空气流量的实际压缩功；LTL表示1kg/s空气流量的实际膨胀功；ηmL表示转子机械效率；对于混合排气发动机，风扇与外涵增压比相等，即：式中：πF表示风扇增压比；ηF表示风扇效率；cF表示空气的等压比热；Tt45表示低压涡轮前总温；πTL表示低压涡轮落压比；γ表示低温燃气比热比；γg表示高温燃气的比热比；ηTL表示低压涡轮效率；对于涡轮部件，Tt45与Tt5存在下述关系：式中：πTH表示高压涡轮膨胀比；ηTH表示高压涡轮效率；Tt5表示涡轮后总温；将式(7)、(8)代入(6)，得到转子的效率表达式，即：式中：πCH表示压气机增压比；其中，式中：eF为风扇增压比的函数，eTL为低压涡轮的落压比的函数；由此可见该效率表现为增压比和落压比的函数：结合实际的发动机地面试车数据，在涡轮前温度达到设计点附近的情况下，Wa2和B均等于常数；一般在发动机地面试车的过程中，并不会分别测量高、低压涡轮的落压比而是测量的整个涡轮的落压比，故在此选择参数的过程中，πTH、πTL选择以整体涡轮落压比πT,替，上式简化为：另外，根据涡轮前温度均接近设计点温度的假设，对于整个涡轮部件：式中：πT表示涡轮部件膨胀比；ηT表示涡轮部件效率；上式表达为：ηT＝f(πT,Tt4,Tt5)＝f(πT,Tt5)(12)结合公式(11)、(12)，有：F(η)＝f(πF,πCF,πT,πt5)(13)式中，η代表该模型中整个发动机的效率参数；根据上述推论(13)，在履历本所记录的参数中选择与发动机效率最相关6个参数，分别为：风扇增压比、以封严蓖齿压力/进口空气压力为代表的压气机增压比、加力状态下涡轮后温度及其控制值、最大状态落压比、最大状态落压比2。本专利技术由于采取以上技术方案，其具有以下优点：1、本专利技术从航空发动机的通用原理出发，在发动机履历本上筛选出与发动机特性最具有相关性的几个参数，由此模拟发动机的状态，并以发动机履历本上的高空高速下涡轮后温度为指导，建立一个适用于该发动机的数学模型，由此可计算新的发动机的高空高速下的涡轮后温度控制值。2、本专利技术方法简单实用，并且随着所积累的发动机数据越来越多，计算模型也将会更加完善，计算结果也将更为接近实际值。3、本专利技术可节约大量的研制经费，在有限的条件下，得到最优的结果。具体实施方式下面结合实施例对本专利技术进行详细的描述。本专利技术一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法，包括以下步骤：1)在发动机履历本上筛选出与发动机效率最具有相关性的几个参数。在发动机履历本参数上记录有60余个参数，这些参数包括了发动机在各稳定工作状态和过渡状态的部分性能参数，如起动时间、起动时的涡轮后温度、燃油副油路压力、高低压转速换算值、涡轮后温度换算值、发动机振动值、加减速时间、涡轮落压比、燃滑油温度值、压气机后空气压力值、滑油压力值、尾喷口喉道角度值、惯性转动时间、节流状态下的控制参数、大状态下的控制参数等。应用发动机原理对上述参数进行筛选，筛选基于如下三个假设：a、发动机在大状态(加力状态)工作时，才能达到进口滞止温度127℃；b、每台发动机的涡轮前温度均接近设计点温度；c、由于每台发动机本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法，包括以下步骤：1)在发动机履历本上筛选出与发动机效率最具有相关性的几个参数；2)在已知的100余台发动机高空高速下的涡轮后温度控制值为训练集的基础上，建立神经网络，以所选择的几个参数作为输入节点，涡轮后温度控制值为目标值进行训练；训练后得到用于对航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值进行计算的神经网络模型。

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法，包括以下步骤：1)在发动机履历本上筛选出与发动机效率最具有相关性的几个参数；2)在已知的100余台发动机高空高速下的涡轮后温度控制值为训练集的基础上，建立神经网络，以所选择的几个参数作为输入节点，涡轮后温度控制值为目标值进行训练；训练后得到用于对航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值进行计算的神经网络模型。2.如权利要求1所述的一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法，其特征在于：所述步骤1)中参数的筛选过程基于如下假设：a、发动机在大状态工作时，才能达到进口滞止温度127℃；b、每台发动机的涡轮前温度均接近设计点温度；c、由于每台发动机效率的不同，造成发动机涡轮后温度的不同。3.如权利要求2所述的一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法，其特征在于：所述步骤1)中参数的筛选过程如下：①由高压压气机与高压涡轮的质量流量平衡关系得到下式：Wa23-Wcol+Wf＝WgNH式中：Wa23表示高压压气机进口的空气质量流量；Wcol表示高压涡轮冷却空气质量流量；Wf表示燃油质量流量；WgNH表示高压涡轮导向器临界的燃气质量流量；式中的高压涡轮冷却空气质量流量Wcol和燃油质量流量Wf相对较小，因此简化为：Wa23＝WgNH用气动函数q(λ)表示气流的质量流量，上式写成：式中：K、Kg分别是常数；q(λ23)表示高压压气机进口流量函数；A23表示高压压气机进口截面积；Pt23表示高压压气机进口气流总压；Tt23、Tt4分别表示高压压气机进口、涡轮进口气流总温；ANH表示高压涡轮导向器临界截面积；Pt4表示高压涡轮导向器进口气流总压；σNH表示高压涡轮导向器总压恢复系数；q(λNH)表示高压涡轮导向器喉部的流量函数q(λ)，一般情况下q(λNH)＝1；根据压力平衡关系：Pt4＝Pt3σB，而Pt3/Pt23＝πCH，σNH和σB近似认为等于常数，经整理之后流量平衡方程变成：式中：σB表示燃烧室总压恢复系数；Wacor23表示高压压气机进口换算流量；πCH表示压气机增压比；const表示常数；Pt3表示高压压气机出口总压；②稳定工作时，高压涡轮与高压压气机功率相等，忽略空气与燃气质量流量的差别即功相等，于是给出高压涡轮和高压压气功率平衡方程：式中：cpg表示高温燃气比热；cp表示低温燃气比热；eTH表示涡轮落压比；eCH表示压气机增压比；ηTH表示涡...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭洪尧，胡兰，田雷，徐赋明，
申请(专利权)人：贵州凯阳航空发动机有限公司，
类型：发明
国别省市：贵州,52