本申请属于发动机试验技术领域，具体涉及一种确定涡扇发动机性能衰减参数的方法及装置。该方法包括步骤S1、获取不同大气温度条件下的发动机特征数据；步骤S2、对于任意一个大气温度，将排气温度作为限制值，获取所有大气温度条件下的多个新的发动机特征数据；步骤S3、形成大气温度与低压物理转速之间的第一关系曲线；步骤S4、形成大气温度与排气温度之间的第二关系曲线；步骤S5、若发动机为限温状态，则通过大气温度与低压物理转速确定第一关系曲线，若发动机处于限转状态，则通过大气温度与排气温度确定第二关系曲线；步骤S6、确定对应的关键参数。本申请提升了发动机性能衰减评定的准确性，保证了发动机在使用过程的安全。保证了发动机在使用过程的安全。保证了发动机在使用过程的安全。
【技术实现步骤摘要】
一种确定涡扇发动机性能衰减参数的方法及装置
[0001]本申请属于发动机试验
，具体涉及一种确定涡扇发动机性能衰减参数的方法及装置。
技术介绍
[0002]航空发动机性能衰减是指以发动机出厂验收性能为基准，随工作时间的增加，推力降低、排气温度上升的情况。性能衰减是航空发动机使用中都会遇到的关键性问题，导致发动机性能衰减因素众多，包括设计、材料、制造和使用等，是行业整体能力的体现。
[0003]在使用过程中随着发动机的性能衰减会导致推力的降低以及耗油率的增加，严重影响发动机的使用，因此评定发动机性能衰减情况就显得十分重要。目前，民用发动机一般选择发动机排气温度裕度作为评定发动机的性能衰减指标。
[0004]发动机排气温度裕度作为评定发动机的性能衰减指标，虽然比较直观，但是发动机不能都在标准大气温度下工作；在不同大气温度下，发动机由于几何相似不能严格保持，发动机特性存在偏移，换算排气温度也会发生变化，会对评定发动机性能的准确性产生较大的误差。
技术实现思路
[0005]为了解决上述问题之一，本申请提供了一种确定涡扇发动机性能衰减参数的方法及装置，保证发动机在不同大气温度下工作的性能参数均能换算到同一基准下进行性能衰减评定，提升发动机性能衰减评定的准确性。
[0006]本申请第一方面提供了一种确定涡扇发动机性能衰减参数的方法，主要包括：
[0007]步骤S1、获取不同大气温度条件下的多个发动机特征数据，每一个发动机特征数据对应于一个大气温度条件，其包含了对应的大气温度、发动机的低压物理转速和排气温度；
[0008]步骤S2、对于任意一个大气温度，将其所对应的排气温度作为限制值，当所述选取的大气温度大于等于15℃时，所述低压物理转速的控制规律提高10％，在该限制值条件下，获取所有大气温度条件下的多个新的发动机特征数据；
[0009]步骤S3、将每一个限制值所对应的多个新的发动机特征数据形成大气温度与低压物理转速之间的第一关系曲线，各限制值对应的各第一关系曲线表征了发动机性能衰减的关键参数，其中，自上而下的各第一关系曲线所对应的关键参数呈递减趋势；
[0010]步骤S4、将每一个限制值所对应的多个新的发动机特征数据形成大气温度与排气温度之间的第二关系曲线，各限制值对应的各第二关系曲线自左向右的关键参数与自上而下的各第一关系曲线所对应的关键参数相同；
[0011]步骤S5、确定发动机的限制状态，若发动机为限温状态，则通过实测的大气温度与低压物理转速确定对应的第一关系曲线，若发动机处于限转状态，则通过实测的大气温度与排气温度确定对应的第二关系曲线；
[0012]步骤S6、基于第一关系曲线或第二关系曲线确定对应的关键参数，关键参数越大发动机性能衰减越小，反之关键参数越小发动机性能衰减越大。
[0013]优选的是，步骤S1中，通过发动机仿真计算模型确定各大气温度条件下的发动机特征数据。
[0014]优选的是，步骤S5中，通过线性插值确定对应的第一关系曲线或者第二关系曲线。
[0015]优选的是，还包括设置关键参数阈值，若确定的第一关系曲线或者第二关系曲线所对应的关键参数小于所述关键参数阈值，则确定发动机需要返厂修理。
[0016]本申请第二方面提供了一种确定涡扇发动机性能衰减参数的装置，主要包括：
[0017]发动机特征数据获取模块，用于获取不同大气温度条件下的多个发动机特征数据，每一个发动机特征数据对应于一个大气温度条件，其包含了对应的大气温度、发动机的低压物理转速和排气温度；
[0018]限制值确定模块，用于对于任意一个大气温度，将其所对应的排气温度作为限制值，当所述选取的大气温度大于等于15℃时，所述低压物理转速的控制规律提高10％，在该限制值条件下，获取所有大气温度条件下的多个新的发动机特征数据；
[0019]第一关系曲线确定模块，用于将每一个限制值所对应的多个新的发动机特征数据形成大气温度与低压物理转速之间的第一关系曲线，各限制值对应的各第一关系曲线表征了发动机性能衰减的关键参数，其中，自上而下的各第一关系曲线所对应的关键参数呈递减趋势；
[0020]第二关系曲线确定模块，用于将每一个限制值所对应的多个新的发动机特征数据形成大气温度与排气温度之间的第二关系曲线，各限制值对应的各第二关系曲线自左向右的关键参数与自上而下的各第一关系曲线所对应的关键参数相同；
[0021]发动机试验数据处理模块，用于确定发动机的限制状态，若发动机为限温状态，则通过实测的大气温度与低压物理转速确定对应的第一关系曲线，若发动机处于限转状态，则通过实测的大气温度与排气温度确定对应的第二关系曲线；
[0022]性能衰减确定模块，用于基于第一关系曲线或第二关系曲线确定对应的关键参数，关键参数越大发动机性能衰减越小，反之关键参数越小发动机性能衰减越大。
[0023]优选的是，在所述发动机特征数据获取模块中，通过发动机仿真计算模型确定各大气温度条件下的发动机特征数据。
[0024]优选的是，所述发动机试验数据处理模块包括插值计算单元，用于通过线性插值确定对应的第一关系曲线或者第二关系曲线。
[0025]优选的是，所述确定涡扇发动机性能衰减参数的装置还包括告警模块，用于设置关键参数阈值，若确定的第一关系曲线或者第二关系曲线所对应的关键参数小于所述关键参数阈值，则确定发动机需要返厂修理。
[0026]本申请提升了发动机性能衰减评定的准确性，保证了发动机在使用过程的安全。
附图说明
[0027]图1为本申请确定涡扇发动机性能衰减参数的方法的一优选实施例的流程图。
[0028]图2是第一关系曲线示意图。
[0029]图3是第二关系曲线示意图。
具体实施方式
[0030]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。
[0031]本申请第一方面提供了一种确定涡扇发动机性能衰减参数的方法，如图1所示，主要包括：
[0032]步骤S1、获取不同大气温度条件下的多个发动机特征数据，每一个发动机特征数据对应于一个大气温度条件，其包含了对应的大气温度、发动机的低压物理转速和排气温度。
[0033]在一些可选实施方式中，步骤S1中，通过发动机仿真计算模型确定各大气温度条件下的发动机特征数据。
[0034]该实施例中，通过发动机仿真计算模型，计算不同大气温度条件下(本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种确定涡扇发动机性能衰减参数的方法，其特征在于，包括：步骤S1、获取不同大气温度条件下的多个发动机特征数据，每一个发动机特征数据对应于一个大气温度条件，其包含了对应的大气温度、发动机的低压物理转速和排气温度；步骤S2、对于任意一个大气温度，将其所对应的排气温度作为限制值，当所述选取的大气温度大于等于15℃时，所述低压物理转速的控制规律提高10％，在该限制值条件下，获取所有大气温度条件下的多个新的发动机特征数据；步骤S3、将每一个限制值所对应的多个新的发动机特征数据形成大气温度与低压物理转速之间的第一关系曲线，各限制值对应的各第一关系曲线表征了发动机性能衰减的关键参数，其中，自上而下的各第一关系曲线所对应的关键参数呈递减趋势；步骤S4、将每一个限制值所对应的多个新的发动机特征数据形成大气温度与排气温度之间的第二关系曲线，各限制值对应的各第二关系曲线自左向右的关键参数与自上而下的各第一关系曲线所对应的关键参数相同；步骤S5、确定发动机的限制状态，若发动机为限温状态，则通过实测的大气温度与低压物理转速确定对应的第一关系曲线，若发动机处于限转状态，则通过实测的大气温度与排气温度确定对应的第二关系曲线；步骤S6、基于第一关系曲线或第二关系曲线确定对应的关键参数，关键参数越大发动机性能衰减越小，反之关键参数越小发动机性能衰减越大。2.如权利要求1所述的确定涡扇发动机性能衰减参数的方法，其特征在于，步骤S1中，通过发动机仿真计算模型确定各大气温度条件下的发动机特征数据。3.如权利要求1所述的确定涡扇发动机性能衰减参数的方法，其特征在于，步骤S5中，通过线性插值确定对应的第一关系曲线或者第二关系曲线。4.如权利要求1所述的确定涡扇发动机性能衰减参数的方法，其特征在于，还包括设置关键参数阈值，若确定的第一关系曲线或者第二关系曲线所对应的关键参数小于所述关键参数阈值，则确定发动机需要返厂修理。5.一种确定涡扇发动机性能衰减参数的装置，其特征在于，包括：发动机特征数据获取模块，用于获取不同大气温度条件下的...
【专利技术属性】
技术研发人员：施磊，王赫，杨怀丰，刘亚君，吉思环，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：
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