涡轮进口温度的计算精度提高方法、系统及存储介质技术方案

本申请提供了一种涡轮进口温度的计算精度提高方法、系统及存储介质，涡轮进口温度的计算精度提高方法包括：基于热平衡法建立影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式；基于理论计算公式对影响因素中的各参量分别进行敏感度计算，并根据计算结果确定影响涡轮进口温度计算的主要因素；根据理论计算公式和主要因素，采用最小二乘法模型训练核心机试车数据样本点，获得涡轮进口温度的多元线性回归模型；根据多元线性归回模型得到主要因素的归一化排序结果，并根据排序结果对获取主要因素的核心机测量设备和测量方式进行改进。本申请能够明确地指导核心机测试方案改进方向，获得试车中准确度较高的涡轮进口温度数值。车中准确度较高的涡轮进口温度数值。车中准确度较高的涡轮进口温度数值。

【技术实现步骤摘要】
涡轮进口温度的计算精度提高方法、系统及存储介质


[0001]本申请属于发动机领域，具体涉及一种涡轮进口温度的计算精度提高方法、系统及存储介质。

技术介绍

[0002]航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，常见的航空发动机包括活塞式航空发动机和燃气涡轮发动机。在燃气涡轮发动机中，由压气机、燃烧室和驱动压气机的燃气涡轮组成发动机的核心机。
[0003]为了对航空发动机的设计情况进行验证，需要开展大量的试验，通过对试验结果的分析可以判定发动机的工作状态及发动机各部件的工作情况，进而指导发动机后续的试验及改进。
[0004]试验过程中，涡轮进口的平均温度能够达到2000K以上。然而，受限于目前的测试技术和测试方法，还无法在核心机试车过程中对涡轮的进口温度参量进行直接测量。而涡轮进口温度又是衡量核心机性能指标和表征核心机工作状态的重要参量，因此可以对核心机涡轮进口温度进行理论计算。

技术实现思路

[0005]为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种涡轮进口温度的计算精度提高方法、系统及存储介质。
[0006]根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种涡轮进口温度的计算精度提高方法，其包括以下步骤：
[0007]基于热平衡法建立影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式；
[0008]基于理论计算公式对影响因素中的各参量分别进行敏感度计算，并根据计算结果确定影响涡轮进口温度计算的主要因素；
[0009]根据理论计算公式和影响涡轮进口温度计算的主要因素，采用最小二乘法模型训练核心机试车数据样本点，获得涡轮进口温度的多元线性回归模型；
[0010]根据多元线性归回模型得到影响涡轮进口温度计算的主要因素的归一化排序结果，并根据排序结果对获取主要因素的核心机测量设备和测量方式进行改进。
[0011]上述涡轮进口温度的计算精度提高方法中，还包括以下步骤：增加新的试车数据样本点，重新生成多元线性回归模型，以提高核心机涡轮进口温度的预测精度。
[0012]上述涡轮进口温度的计算精度提高方法中，所述影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式为：
[0013]T4＝f(P1,T1,P
s1
,A1,T3,W
f
,H
μ
,η
b
,P
s27
,P
s45
,W
cool
)，
[0014]其中，T4表示核心机涡轮进口温度；所述影响因素包括测量参量和设计参量，所述测量参量包括核心机进气道总压P1、核心机进气道总温T1、核心机进气道壁面静压P
s1
、进气道面积A1、压气机出口总温T3、燃油量W
f
、压气机中间级引气腔静压P
s27
和压气机中间级引气
腔出口腔静压P
s45
；所述设计参量包括航空煤油标准值H
μ
、燃烧室燃烧效率η
b
和涡轮叶片冷却气量占比W
cool
。
[0015]进一步地，所述基于理论计算公式对影响因素中的各参量分别进行敏感度计算，并根据计算结果确定影响涡轮进口温度计算的主要因素的具体过程为：
[0016]在预设的基准状态下，基于影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式，单独改变影响因素中的一个参量x
i
，i＝1,2,
…
,10,11，其余参量固定，得到该参量x
i
对核心机涡轮进口温度的影响趋势及变化数值δT4；
[0017]根据参量x
i
对核心机涡轮进口温度的影响趋势及变化数值δT4，得到该参量x
i
对核心机涡轮进口温度的敏感度S(x
i
)为：
[0018][0019]判断敏感度S(x
i
)是否小于敏感度阈值，并将敏感度大于或等于敏感度阈值的参量作为影响涡轮进口温度计算的主要因素。
[0020]更进一步地，所述获得涡轮进口温度的多元线性回归模型的具体过程为：
[0021]在核心机试车中获取各测量参量的测量结果，并确定各设计参量的数值；
[0022]根据各测量参量的测量结果和各设计参量的数值，采用影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式，计算得到核心机涡轮进口温度；
[0023]将影响涡轮进口温度计算的主要因素作为输入量，将核心机涡轮进口温度作为响应结果，采用最小二乘法模型训练核心机试车数据样本点，得到涡轮进口温度的多元线性回归模型。
[0024]上述涡轮进口温度的计算精度提高方法中，所述核心机测量设备和测量方式的改进方式包括：提高传感器的加工精度、对传感器进行定期校准、开展三维流场计算，探针布局时考虑截面气流影响、试车前开展传感器气密性检查、在发动机测量截面径向和周向上增加测量点、采用弧形压力帕测量结果修正径向压力。
[0025]上述涡轮进口温度的计算精度提高方法中，计算得到的所述涡轮进口温度用于评价发动机性能，监测发动机试车安全。
[0026]根据本申请实施例的第二方面，本申请还提供了一种涡轮进口温度的计算精度提高系统，其包括存储器以及耦接至所述存储器的处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行上述任一项所述的涡轮进口温度的计算精度提高方法。
[0027]根据本申请实施例的第三方面，本申请还提供了一种存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述任一项所述的涡轮进口温度的计算精度提高方法。
[0028]根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请提供的涡轮进口温度的计算精度提高方法通过建立影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式，并基于理论计算公式确定影响涡轮进口温度计算的主要因素，进而通过训练得到的多元线性回归模型对各主要因素进行归一化排序，从而根据排序结果有针对性地对获取主要因素的核心机测量设备和测量方式进行改进，提高各主要因素的测量精度，进而提高涡轮进口温度的计算精度。
[0029]本申请提供的涡轮进口温度的计算精度提高方法能够有效地确定影响涡轮进口温度的计算精度的主要因素，从而明确的指导核心机测试方案改进方向，以获得试车中准确度较高的涡轮进口温度数值。
[0030]本申请提供的涡轮进口温度的计算精度提高方法基于现有试车数据，获得更高状态核心机工作状态参数预测，能够减少高状态试车风险。
[0031]应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。
附图说明
[0032]下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。
[0033]图1为本申请实施例提供的一种涡轮进口温度的计算精度提高方法的流程图。
具体实施方式
[003本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种涡轮进口温度的计算精度提高方法，其特征在于，包括以下步骤：基于热平衡法建立影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式；基于理论计算公式对影响因素中的各参量分别进行敏感度计算，并根据计算结果确定影响涡轮进口温度计算的主要因素；根据理论计算公式和影响涡轮进口温度计算的主要因素，采用最小二乘法模型训练核心机试车数据样本点，获得涡轮进口温度的多元线性回归模型；根据多元线性归回模型得到影响涡轮进口温度计算的主要因素的归一化排序结果，并根据排序结果对获取主要因素的核心机测量设备和测量方式进行改进。2.根据权利要求1所述的涡轮进口温度的计算精度提高方法，其特征在于，还包括以下步骤：增加新的试车数据样本点，重新生成多元线性回归模型，以提高核心机涡轮进口温度的预测精度。3.根据权利要求1或2所述的涡轮进口温度的计算精度提高方法，其特征在于，所述影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式为：T4＝f(P1,T1,P
s1
,A1,T3,W
f
,H
μ
,η
b
,P
s27
,P
s45
,W
cool
)，其中，T4表示核心机涡轮进口温度；所述影响因素包括测量参量和设计参量，所述测量参量包括核心机进气道总压P1、核心机进气道总温T1、核心机进气道壁面静压P
s1
、进气道面积A1、压气机出口总温T3、燃油量W
f
、压气机中间级引气腔静压P
s27
和压气机中间级引气腔出口腔静压P
s45
；所述设计参量包括航空煤油标准值H
μ
、燃烧室燃烧效率η
b
和涡轮叶片冷却气量占比W
cool
。4.根据权利要求3所述的涡轮进口温度的计算精度提高方法，其特征在于，所述基于理论计算公式对影响因素中的各参量分别进行敏感度计算，并根据计算结果确定影响涡轮进口温度计算的主要因素的具体过程为：在预设的基准状态下，基于影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式，单独改变影...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈航，张春本，刘磊，李晨，韦华，白鸽格，李纯飞，
申请(专利权)人：蓝箭航天技术有限公司，
类型：发明
国别省市：