一种跨代发展小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配方法组成比例

本申请属于航空发动机设计领域，为一种跨代发展小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配方法，通过先初步确定主机和加力燃烧室设计准则，而后进行主机和加力燃烧室匹配工作初步方案设计，直至满足发动机性能或者主机和加力匹配设计准则要求，并加工出硬件，再开展全尺寸加力燃烧室试验，采集试验数据，修正加力燃烧室的工作异常后，将全尺寸加力燃烧室试验的全部部件放入至发动机整机中，开展整机全流程试验，获得整体条件下的各部件实际性能，在优化主机与加力燃烧室的工作匹配问题后，完成小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配的设计实现了考虑多因素条件下的主机和加力匹配工作，降低了同推力条件下的燃气温度，解决了加力燃烧室烧蚀问题。烧蚀问题。烧蚀问题。

【技术实现步骤摘要】
一种跨代发展小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配方法


[0001]本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种跨代发展小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配方法。

技术介绍

[0002]随着航空武器装备的发展，不断追求高性能的发动机，其单位推力高、结构紧凑，能够实现飞机高机动飞行和长时间留空的需求。为实现高单位推力，涡扇发动机选取越来越小的涵道比和更高的涡轮前温度，这对主机和加力匹配带来了很大挑战：
[0003]1)由于涵道比的减少，对外涵出口气动面积的需求越来越小，要求外涵出口通道高度极小，实际加工、装配过程中很难保证外涵出口几何面积，实际几何面积容易偏离要求面积。外涵出口面积偏离对风扇压比的影响很敏感，外涵出口面积稍有偏离就会导致整机匹配偏离较大；
[0004]2)由于结构紧凑，通常采用混合扩压一体化的加力燃烧室，外涵出口面积附近的流路复杂，边进气、边混合，这对外涵出口的气动面积的确定带来了很大的困难，也对主机和加力匹配带来很大的困难；
[0005]3)由于涵道比小，外涵气流量小，为了最求高的加力比外涵气不仅要冷却加力燃烧室、也参与燃烧，因此对外涵出口气流对加力燃烧室的冷却效果需求很大，即外内涵出口压力P16/P6的要求很高。
[0006]同时目前要求的发动机工作包线宽，跨代的高性能小涵道比涡扇发动机主机和加力燃烧室匹配设计时即要保证地面和高空状态的加力冷却、还要保证加力可靠联焰、可靠稳定燃烧，要达到各方面的平衡。由于上述的特点以及需求的变化，现有的主机和加力燃烧室的匹配方法不适用于跨代的高性能小涵道比涡扇发动机的主机和加力匹配设计。
[0007]目前有一套相对成熟的主机和加力匹配设计的方法，但随着发动机性能需求的增加，发动机的涵道比变小、涡轮前温度升高，并且结构紧凑，现有的主机和加力匹配无法满足先进小涵道比发动机的主机和加力匹配设计需求。采用现有的技术后通常出现主机风扇压比偏低、涵道比偏大，导致等推力排气温度高，同时存在加力燃烧室烧蚀等问题，因此需要发展一套适用于先进高性能小涵道比的主机和加力燃烧室匹配设计及优化方法。

技术实现思路

[0008]本申请的目的是提供了一种跨代发展小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配方法，以解决或减轻
技术介绍
中的至少一个问题。
[0009]本申请的技术方案是：一种跨代发展小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配方法，包括：
[0010]根据现有发动机设计和试验经验，初步确定主机和加力燃烧室设计准则；
[0011]根据主机和加力燃烧室设计准则和主机的设计约束，进行主机和加力燃烧室匹配工作初步方案设计，判断主机和加力燃烧室匹配工作初步方案是否满足发动机性能或者主
机和加力匹配设计准则，若是，则加工相关硬件并执行下一步骤；若否，则迭代优化主机和加力匹配设计方案内的设计参数，并重复判断；
[0012]在加工出硬件后，开展全尺寸加力燃烧室试验，采集试验数据，判断全尺寸加力燃烧室是否工作异常，若否，则执行下一步骤；若是，则通过采集的试验数据与标准试验数据进行对比，并通过对加力燃烧室进行检查，找出具体的异常数据并进行针对性优化，直至消除工作异常；
[0013]将全尺寸加力燃烧室试验的全部部件放入至发动机整机中，开展整机全流程试验，获得整体条件下的各部件实际性能；
[0014]根据整体条件下的各部件实际性能，建立自适应辨识模型，评价发动机整体各部件的实际工作情况，并进一步确定主机和加力燃烧室的工作匹配问题；
[0015]针对每一主机和加力燃烧室的工作匹配问题，分别确定加力燃烧室的优化方向，而后确定该优化方向的关键设计要求，而后进行主机和加力燃烧室的工作性能匹配，直至消除主机与加力燃烧室的工作匹配问题；
[0016]将优化后的加力燃烧室再次串装至整体上，再次开展整机全流程试验，并验证加力燃烧室的工作匹配问题是否消除，若否，则重复优化主机和加力燃烧室的工作匹配问题，直至消除；若是，则根据优化后的加力燃烧室和发动机整机修正主机和加力燃烧室设计准则，形成跨代高性能小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配设计准则。
[0017]优选地，所述发动机整机各部件实际工作情况的评价方法为：
[0018]根据整机条件下的各部件实际性能，获得初猜涵道比BPR和加力燃油流量W
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，而后根据涵道比BPR和加力燃油流量W
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计算风扇出口平均参数，根据风扇出口平均参数先进行风扇特性参数评估，而后依次压气机特征参数、燃烧室参数、高涡特性参数和低涡特性参数评估；
[0019]判断高涡特性参数和低涡特性参数是否满足残差精度要求，若否，则通过牛顿
‑
拉佛逊方法再次求解涵道比BPR和加力燃油流量W
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，并再次进行压气机特性参数、燃烧室参数、高涡特性参数和低涡特性参数的评估，直至满足残差精度要求；
[0020]如果满足残差精度要求，则依次对尾喷管参数和性能参数进行评估，得到评估结果。
[0021]优选地，所述高涡特性参数评估通过高涡换算流量参数方程来计算残差值，所述低涡特性参数评估通过T6残差方程来计算残差值。
[0022]优选地，所述主机和加力匹配设计方案内设计参数的迭代优化方法包括：分别确定各变量包括核心机流量、压气机压比、风扇流量和风扇压比各提升一单位幅度时的发动机推力、外内涵出口压力和加力外涵出口面积的变化量，而后通过分别计算主机和加力匹配设计准则与主机和加力燃烧室匹配工作初步方案中发动机推力、外内涵出口压力和加力外涵出口面积的差值，形成核心机流量变化曲线、压气机压比变化曲线、风扇流量变化曲线和风扇压比变化曲线，而后根据发动机推力、外内涵出口压力或加力外涵出口面积的差值确定影响消除该差值所对应的至少一个变量，从而反复增大或减少单位量的核心机流量、压气机压比、风扇流量和/或风扇压比的数值，直至满足设计要求。
[0023]优选地，所述全尺寸加力燃烧室试验方法包括：
[0024]试验点选取，选取包线典型点，包括设计点、最高高度/最大马赫数、中低空高度/
最大马赫数和包线左边界；
[0025]试验进口条件选取，模拟已选取试验点的实际进口条件，包括外内涵流量、压力、温度和油气比；
[0026]硬件选取与装机的加力燃烧室部件相同的技术状态。
[0027]本申请的一种跨代发展小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配方法，通过先初步确定主机和加力燃烧室设计准则，而后进行主机和加力燃烧室匹配工作初步方案设计，直至满足发动机性能或者主机和加力匹配设计准则要求，并加工出硬件，再开展全尺寸加力燃烧室试验，采集试验数据，修正加力燃烧室的工作异常后，将全尺寸加力燃烧室试验的全部部件放入至发动机整机中，开展整机全流程试验，获得整体条件下的各部件实际性能，在优化主机与加力燃烧室的工作匹配问题后，完成小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配的设计，揭示了小涵道比发动机主机和加力匹配工作机理，建立了综合考虑加力燃烧室冷却需求、全包线整机性能需求、以本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种跨代发展小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配方法，其特征在于，包括：根据现有发动机设计和试验经验，初步确定主机和加力燃烧室设计准则；根据主机和加力燃烧室设计准则和主机的设计约束，进行主机和加力燃烧室匹配工作初步方案设计，判断主机和加力燃烧室匹配工作初步方案是否满足发动机性能或者主机和加力匹配设计准则，若是，则加工相关硬件并执行下一步骤；若否，则迭代优化主机和加力匹配设计方案内的设计参数，并重复判断；在加工出硬件后，开展全尺寸加力燃烧室试验，采集试验数据，判断全尺寸加力燃烧室是否工作异常，若否，则执行下一步骤；若是，则通过采集的试验数据与标准试验数据进行对比，并通过对加力燃烧室进行检查，找出具体的异常数据并进行针对性优化，直至消除工作异常；将全尺寸加力燃烧室试验的全部部件放入至发动机整机中，开展整机全流程试验，获得整体条件下的各部件实际性能；根据整体条件下的各部件实际性能，建立自适应辨识模型，评价发动机整体各部件的实际工作情况，并进一步确定主机和加力燃烧室的工作匹配问题；针对每一主机和加力燃烧室的工作匹配问题，分别确定加力燃烧室的优化方向，而后确定该优化方向的关键设计要求，而后进行主机和加力燃烧室的工作性能匹配，直至消除主机与加力燃烧室的工作匹配问题；将优化后的加力燃烧室再次串装至整体上，再次开展整机全流程试验，并验证加力燃烧室的工作匹配问题是否消除，若否，则重复优化主机和加力燃烧室的工作匹配问题，直至消除；若是，则根据优化后的加力燃烧室和发动机整机修正主机和加力燃烧室设计准则，形成跨代高性能小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配设计准则。2.如权利要求1所述的跨代发展小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配方法，其特征在于，所述发动机整机各部件实际工作情况的评价方法为：根据整机条件下的各部件实际性能，获得初猜涵道比BPR和加力燃油流量W
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，而后根据涵道比BPR和加力燃油流量W
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计算风扇出口平均参数，根据风...

【专利技术属性】
技术研发人员：程荣辉，曹茂国，好毕斯嘎拉图，陈仲光，徐兴平，张志舒，袁继来，姜雨，薛海波，陈砥，姜繁生，陈泽华，阮文博，张雪冬，朱振坤，
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：