航空发动机高压压气机级间引气参数的获取方法技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机高压压气机级间引气参数的获取方法，包括：在航空发动机研发阶段，获取全转速范围内的高压压气机级间引气参数试验测量值；基于所述高压压气机级间引气参数试验测量值，通过拟合方式获取能够反映试验测量值与转速之间关系的第一计算公式；根据航空发动机整机的高压压气机，与研发阶段的航空发动机的高压压气机之间的性能差异，计算性能差异影响的修正系数；根据修正系数修正第一计算公式，获得第二计算公式；获取高压压气机级间引气参数。通过在航空发动机研发阶段获得的试验测量值，基于压气机自身的物理规律，并根据航空发动机整机与研发阶段之间的差异，引入修正系数，从而可以较为准确地获得压气机级间引气参数。气机级间引气参数。气机级间引气参数。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机高压压气机级间引气参数的获取方法


[0001]本专利技术涉及航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机高压压气机级间引气参数的获取方法。

技术介绍

[0002]航空涡扇发动机出于多种需求，需要从高压压气机级间进行引气，所引出的气体一般用于：
[0003](1)涡轮等热端部件冷却。航空涡扇发动机涡轮端温度极高，超过材料熔点，需要通过各种手段对涡轮叶片和机匣进行降温冷却，常用手段是引气冷却，其中部分冷却气来自高压压气机级间引气；
[0004](2)进气道防冰。涡扇发动机空中服役过程中，运行包线宽广，工况复杂，某些运行工况下，发动机进气道可能出现结冰情况，进气道一旦结冰对发动机将会产生极大的破坏，因此这些工况下需要采取措施对发动机的进气道进行加热，以防止出现结冰。该问题的常见解决措施是，从高压压气机级间引气对发动机进行进气道进行加热；
[0005](3)分流环防冰。涡扇发动机来流经过风扇叶片后，分为内涵道、外涵道两股流路，两股流路通过分流环进行分流，与发动机进气道类似，分流环也存在结冰风险，因此某些工况下，需要从高压压气机级间引气对分流环进行加热，以防止结冰。
[0006]以上三种情况(涡扇发动机进气道防冰引气、分流环防冰引气、涡轮冷却引气气量控制)，都需要从高压压气机级间进行引气，其三股引气的引气位置、引气流量可能会略有差异，整机环境下，为了对各股引气的引气流量进行有效控制，需要获取高压压气机级间引气位置的总温、总压、静温、静压参数。而涡扇发动机服役阶段，所述级间引气参数没有直接测点，无法通过测量直接获得，因此需要通过其他手段间接获得。
[0007]现有技术方法中，一般基于研发阶段整机科研试验或仿真计算结果，采用统计学方法，通过飞行马赫数、环境温度、环境压力等参数进行公式拟合，计算压气机级间引气参数值，该方法纯粹从统计学角度出发，缺乏足够的压气机物理规律支撑，因此计算精度较差。

技术实现思路

[0008]本专利技术要解决的技术问题是为了克服现有技术中航空涡扇发动机在服役阶段，压气机级间引气参数无法直接获得，而通过计算评估获得的压气机引气参数，误差较大，应用效果较差的缺陷，提供一种航空发动机压气机级间引气参数的获取方法。
[0009]本专利技术是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
[0010]一种航空发动机高压压气机级间引气参数的获取方法，所述获取方法包括：
[0011]在航空发动机研发阶段，获取全转速范围内的高压压气机级间引气参数试验测量值；
[0012]基于所述高压压气机级间引气参数试验测量值，通过拟合方式获取能够反映所述
试验测量值与转速之间关系的第一计算公式；
[0013]根据航空发动机整机的高压压气机，与研发阶段的航空发动机的高压压气机之间的性能差异，计算性能差异影响的修正系数；
[0014]根据所述修正系数修正所述第一计算公式，获得第二计算公式；
[0015]根据航空发动机在服役阶段直接测得的高压压气机参数、以及所述第二计算公式，计算获取高压压气机级间引气参数。
[0016]在本方案中，通过在航空发动机研发阶段获得的试验测量值，基于压气机自身的物理规律，可以拟合出反映所述试验测量值与转速之间关系的第一计算公式，并根据航空发动机整机与研发阶段之间的差异，引入修正系数，从而可以较为准确地获得压气机级间引气参数。
[0017]较佳地，所述基于所述高压压气机级间引气参数试验测量值，通过拟合方式获取高压压气机级间引气参数的第一计算公式，包括：
[0018]通过最小二乘法拟合获取所述第一计算公式。
[0019]较佳地，所述通过最小二乘法拟合获取所述第一计算公式，包括：
[0020]所述第一计算公式采用2到4次多项式。
[0021]在本方案中，利用2到4次多项式能够较好地拟合高压压气机级间引气参数与转速间的关系，更高次的多项式容易带来过拟合的问题。
[0022]较佳地，所述基于所述高压压气机级间引气参数试验测量值，通过拟合方式获取高压压气机级间引气参数的第一计算公式，包括：
[0023]采用分段拟合的方式，获取所述第一计算公式。
[0024]在本方案中，分段拟合能够提高拟合精度，使得计算结果更为接近试验结果。
[0025]较佳地，所述根据航空发动机整机的高压压气机，与研发阶段的航空发动机的高压压气机之间的性能差异，计算性能差异影响的修正系数，包括：
[0026]根据航空发动机整机的高压压气机的工作线，与研发阶段的航空发动机的高压压气机工作线之间的差异，计算工作线差异影响的修正系数。
[0027]在本方案中，通过比较航空发动机整机的高压压气机与研发阶段的航空发动机的高压压气机的工作线的差异，确定修正系数，修正系数使得第二计算公式能够更为准确地反映出航空发动机整机高压压气机的工作状况和性能。
[0028]较佳地，所述高压压气机级间引气参数包括级间引气总温Tt27、级间引气总压Pt27、级间引气静温Ts27、级间引气静压Ps27。
[0029]较佳地，所述修正系数包括引气总温工作线影响修正系数K
Tt27
、引气总压工作线影响修正系数K
Pt27
、引气静温工作线影响修正系数K
Ts27
、引气静压工作线影响修正系数K
Ps27
，所述修正系数由以下公式获得：
[0030][0031][0032][0033][0034]其中，PR
1,base
为研发阶段，整机科研试验，在基准相对换算转速N2R
base
下，高压压气机的总压比；PR
2,base
为整机服役阶段，在基准相对换算转速N2R
base
下，高压压气机的总压比。
[0035]较佳地，所述第二计算公式包括：
[0036][0037]Tt27＝K
Tt27
*Tt31*f
Tt27R
(N2R)
[0038]Pt27＝K
Pt27
*Pt31*f
Pt27R
(N2R)
[0039]Ts27＝K
Ts27
*Tt31*f
Ts27R
(N2R)
[0040]Ps27＝K
Ps27
*Pt31*f
Ps27R
(N2R)
[0041]其中，N2R为高压压气机相对换算转速，N2为直接测量获取的高压压气机物理转速，Tt25为直接测量获取的高压压气机进口总温，Tt31为直接测量获取的高压压气机出口总温，Pt31为直接测量获取的高压压气机出口总压，f
Tt27R
(N2R)、f
Pt27R
(N2R)、f
Ts27R
(N2R)、f
Ps27R
(N2R)为所述第一计算公式。
[0042]在本方案中，全转速范围内本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机高压压气机级间引气参数的获取方法，其特征在于，所述获取方法包括：在航空发动机研发阶段，获取全转速范围内的高压压气机级间引气参数试验测量值；基于所述高压压气机级间引气参数试验测量值，通过拟合方式获取能够反映所述试验测量值与转速之间关系的第一计算公式；根据航空发动机整机的高压压气机，与研发阶段的航空发动机的高压压气机之间的性能差异，计算性能差异影响的修正系数；根据所述修正系数修正所述第一计算公式，获得第二计算公式；根据航空发动机在服役阶段直接测得的高压压气机参数、以及所述第二计算公式，计算获取高压压气机级间引气参数。2.如权利要求1所述的获取方法，其特征在于，所述基于所述高压压气机级间引气参数试验测量值，通过拟合方式获取能够反映所述试验测量值与转速之间关系的第一计算公式，包括：通过最小二乘法拟合获取所述第一计算公式。3.如权利要求2所述的获取方法，其特征在于，所述通过最小二乘法拟合获取所述第一计算公式，包括：所述第一计算公式采用2到4次多项式。4.如权利要求1所述的获取方法，其特征在于，所述基于所述高压压气机级间引气参数试验测量值，通过拟合方式获取能够反映所述试验测量值与转速之间关系的第一计算公式，包括：采用分段拟合的方式，获取所述第一计算公式。5.如权利要求1所述的获取方法，其特征在于，所述根据航空发动机整机的高压压气机，与研发阶段的航空发动机的高压压气机之间的性能差异，计算性能差异影响的修正系数，包括：根据航空发动机整机的高压压气机的工作线，与研发阶段的航空发动机的高压压气机工作线之间的差异，计算工作线差异影响的修正系数。6.如权利要求1所述的获取方法，其特征在于，所述高压压气机级间引气参数包括级间引气总温Tt27、级间引气总压Pt27、级间引气静温Ts27、级间引气静压Ps27。7.如权利要求6所述的获取方法，其特征在于，所述修正系数包括引气总温工作线影响修正系数K
Tt27
、引气总压工作线影响修正系数K
Pt27
、引气静温工作线影响修正系数K
Ts27
、引气静压工作线影响修正系数K
Ps27
，所述修正系数由以下公式获得：，所述修正系数由以下公式获得：，所述修正系数由以下公式获得：
其中，PR
1,base
...

【专利技术属性】
技术研发人员：姜逸轩，翟志龙，杨国伟，曹传军，吴志青，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：