一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法技术

本发明专利技术提出了一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法，能够将地面条件下，发动机地面静止试验中获得发动机推力、耗油率性能参数有效换算至飞行条件下发动机的性能参数，实现发动机性能参数的天地一致性折算，降低试验成本。在地面条件下进行试验，测量得到地面条件下的发动机有效推力、进口截面速度、出口截面速度、空气流量和燃油流量；将该机进口截面速度和空气流量换算到飞行条件下，得到飞行条件下的发动机进口截面速度、出口截面速度和空气流量；通过发动机推力的理论公式，折算出飞行条件下的发动机有效推力；通过试验，校正喷管横截面积的值；通过温度压力公式折算出飞行条件下的燃油流量，得到飞行条件下的耗油率性能参数。的耗油率性能参数。的耗油率性能参数。

【技术实现步骤摘要】
一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法


[0001]本专利技术涉及涡轮风扇发动机试验
，具体涉及一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法。

技术介绍

[0002]涡轮发动机结构复杂，零部件差异较大，每台发动机完成装配后交付用户前均需要进行验收试车试验，用以检查发动机各零部件及整机装配质量，获取发动机热试车数据，评估和检查各台发动机性能是否满足交付要求。由于试验资源限制，同时为降低发动机试验成本，发动机在地面静止试验台开展交付验收试验，地面静止试验中因不能模拟进气的压力和温度条件，与发动机设计点提出的交付验收指标条件不一致，需进行发动机地面试验条件下的获得的推力和耗油率指标向发动机设计点条件下的转化折算。
[0003]涡扇发动机的技术和结构复杂，工作环境恶劣，部件承受高温、高压、高转速、高振等条件，对推重比极度追求，产品的设计余度较小，但工作可靠度要求较高，因此发动机出厂前的检验试验验证成为检验产品质量的重要而不可缺少环节之一。为对交付发动机进行综合有效的检验，按照发动机设计点规定条件，应在高空试验台模拟H＝0km、Ma＝0.7、ISA、σ＝0.93典型飞行条件下开展发动机交付验收考核。但由于高空台试验耗气量较大，试验成本较高，发动机试验周期较难保证，发动机生产成本较高。因此针对低成本发动机试验技术研究需求，提出了采用地面静止试验进行发动机验收试验的考核方案。
[0004]由于模拟条件不同，地面静止试验和地面联管试验中获得的发动机性能参数所对应的环境条件不同，发动机工作状态不存在对比性。无法对发动机性能参数给予有效的评定，对于发动机天地性能参数的一致性分析带来影响。
[0005]因此，目前亟需一种可以将地面静止试验中的发动机推力和耗油率性能参数换算到飞行条件下，实现发动机性能参数的天地一致性折算。

技术实现思路

[0006]有鉴于此，本专利技术提供了一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法，能够将地面静止试验中的发动机推力和耗油率性能参数换算到飞行条件下，实现发动机性能参数的天地一致性折算。
[0007]为实现上述目的，本专利技术的技术方案为：
[0008]一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法，步骤包括：
[0009]步骤一、在地面条件下，针对发动机进行地面静止试验，测量得到地面条件下的发动机有效推力F
nMa＝0
、地面条件下的发动机进口截面速度v
9Mas＝0
、地面条件下的发动机出口截面速度v
0Mas＝0
、地面条件下的发动机空气流量q
maMas＝0
和地面条件下的发动机燃油流量Q
mfMa＝0
。
[0010]步骤二、将地面条件下的发动机进口截面速度v
9Mas＝0
和发动机空气流量q
maMas＝0
换算到飞行条件下，得到飞行条件下的发动机进口截面速度v
9Mas＝0.7
、飞行条件下的发动机出
口截面速度v
0Mas＝0.7
和飞行条件下的发动机空气流量q
maMas＝0.7
。
[0011]通过发动机推力的理论公式，折算出飞行条件下的发动机有效推力F
nMa＝0.7
。
[0012]步骤三、通过试验，校正喷管横截面积A9的值。
[0013]步骤四、通过温度压力公式折算出飞行条件下的燃油流量Q
mfMa＝0.7
，根据耗油率性能参数定义，得到飞行条件下的耗油率性能参数sfc
Ma＝0.7
。
[0014]进一步的，将地面条件下的发动机进口截面速度v
9Mas＝0
和发动机空气流量q
maMas＝0
换算到飞行条件下，具体换算方法为：
[0015]v
9Mas＝0.7
q
maMas＝0.7
＝δv
9Mas＝0
q
maMas＝0
。
[0016]进一步的，地面条件为：H＝0km，Ma＝0，ISA，σ＝1，其中H为海拔高度，Ma为模拟马赫数，ISA是标准大气条件，σ是发动机进气道总压恢复系数。
[0017]进一步的，飞行条件为：H＝0km、Ma＝0.7、ISA、σ＝0.93。
[0018]进一步的，温度压力公式为：
[0019]Q
mfMa＝0.7
＝φδQ
mfMa＝0
[0020]其中，φ为飞行条件下的进气总量与地面条件下的进气总量之比，δ为飞行条件下的进气总压与地面条件下的进气总压之比，Q
mfMa＝0
为地面条件下的发动机燃油流量。
[0021]进一步的，发动机推力的理论公式为：
[0022]地面条件下，发动机推力为：
[0023]F
nMa＝0
＝q
maMas＝0
v
9Mas＝0
+(p
9Mas＝0
‑
p0)A9；
[0024]其中，p
9Mas＝0
为地面条件下的发动机出口压力，p0为大气压力；
[0025]飞行条件下，发动机推力为：
[0026]F
nMa＝0.7
＝δF
nMa＝0
+(δ
‑
1)p0A9‑
q
maMas＝0.7
v
9Mas＝0.7
[0027]其中，p
9Mas＝0.7
为飞行条件下的发动机出口压力。
[0028]有益效果：本专利技术提出了一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法，在地面条件下进行地面静止试验，测量得到地面条件下的发动机有效推力F
nMa＝0
、地面条件下的发动机进口截面速度v
9Mas＝0
、地面条件下的发动机出口截面速度v
0Mas＝0
、地面条件下的发动机空气流量q
maMas＝0
和地面条件下的发动机燃油流量Q
mfMa＝0
；将地面条件下的发动机进口截面速度v
9Mas＝0
和发动机空气流量q
maMas＝0
换算到飞行条件下，得到飞行条件下的发动机进口截面速度v
9Mas＝0.7
、飞行条件下的发动机出口截面速度v
0Mas＝0.7
和飞行条件下的发动机空气流量q
maMas＝0.7
；通过发动机推力的理论公式，折算出飞行条件下的发动机有效推力F
nMa＝0.7
；通过试验，校正喷管横截面积A9的值；通过温度压力公式折算出飞行条件下的燃油流量Q
mfMa＝0.7
，根据耗油率性能参数定义，得到飞行条件下的耗油率性能参数sfc
Ma＝0.7
。本专利技术方法能够将地面条件下，发动本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法，其特征在于，步骤包括：步骤一、在地面条件下，针对发动机进行地面静止试验，测量得到地面条件下的发动机有效推力F
nMa＝0
、地面条件下的发动机进口截面速度v
9Mas＝0
、地面条件下的发动机出口截面速度v
0Mas＝0
、地面条件下的发动机空气流量q
maMas＝0
和地面条件下的发动机燃油流量Q
mfMa＝0
；步骤二、将地面条件下的发动机进口截面速度v
9Mas＝0
和发动机空气流量q
maMas＝0
换算到飞行条件下，得到飞行条件下的发动机进口截面速度v
9Mas＝0.7
、飞行条件下的发动机出口截面速度v
0Mas＝0.7
和飞行条件下的发动机空气流量q
maMas＝0.7
；通过发动机推力的理论公式，折算出飞行条件下的发动机有效推力F
nMa＝0.7
；步骤三、通过试验，校正喷管横截面积A9的值；步骤四、通过温度压力公式折算出飞行条件下的燃油流量Q
mfMa＝0.7
，根据耗油率性能参数定义，得到飞行条件下的耗油率性能参数sfc
Ma＝0.7
。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述将地面条件下的发动机进口截面速度v
9Mas＝0
和发动机空气流量q
maMas＝0
换算到飞行条件下，具体换算方法为：v
9Mas＝0.7
q
...

【专利技术属性】
技术研发人员：蒋紫春，王易凡，王汉权，陈宝延，
申请(专利权)人：北京动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：