基于现场试验的流线法航空发动机推力修正方法与流程
本发明涉及一种基于现场试验的流线法航空发动机推力修正方法，属于为航空发动机测量校准领域。
背景技术：
航空发动机在室内试车台进行试车时，气流会由于引射作用在发动机上和发动机动架上产生阻力，使得测量获得的发动机推力不准确，因此需要在室内试车台上对测得推力进行修正，以得到发动机运行时真实的推力。
目前国内室内试车台的推力修正是基于截面法的理论开展现场试验，主要问题在于，测试上控制体划分区域较大，测试不够精确，在差压的测量上波动较大，选点时人为操作较大，因此计算修正项的误差较大。而流线法中差压波动所带来的影响较小，且误差点可以根据静压模型进行剔除，减少了人为操作的可能性。
但流线法修正项中由于积分项的存在，无法应用于现场试验，因此本发明提出一种基于现场试验的流线法航空发动机推力修正方法，可以解决该问题。
技术实现要素：
本发明的目的是为了解决现有测试方法不精确在差压的测量上波动较大，选点时人为操作较大，因此计算修正项的误差较大的问题，提供一种基于现场试验的流线法航空发动机推力修正方法。本发明是通过现场试验得到推力修正中计算修正项所需的气动参数值，然后根据发动机试车台现场试验提取计算所需的预进气流管的流线型面特征曲线和静压分布曲线，最后根据各个修正项进行推力修正。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
基于现场试验的流线法航空发动机推力修正方法，包括如下步骤：
步骤一、通过现场试验得到推力修正的各项修正值
1、确定测量截面的位置：
a.确定0截面的位置，0截面一般放置在距离发动机唇口5～7d的位置，其中d为发动机进气道直径。该位置上截面的气流较为均匀。
b.确定9截面的位置，对于不同类型的发动机，9截面位置有所不同，涡喷、小涵道比涡扇发动机现场测试时，9截面位于尾喷管或内涵出口截面，大涵道比涡扇发动机现场测试时，9截面位于外涵出口截面，如图1所示。
c.0-f区域测点需要布置在二次流稳定处，一般放置在距试车间壁面3m以内的位置，截面一般取唇口f截面与唇口前侧1m处fp截面，如图2所示。
2、确定修正项计算中所需的测量参数，所述参数包括：
a.进气冲量阻力w0·v0
其中，0截面的平均速度v0，进气流量w0。
b.支架阻力
其中，ρ为气流密度；cdi是单个部件的阻力系数为2.05；ai是单个部件的阻塞面积，单位为m2；vi是流经阻塞面积上的气流速度。
c.预进气流管与唇口卷边阻力之和fpre-entry+fbell＝∫2πδp(x)|y(x)|y′(x)dx，以发动机的轴线为x轴，方向由0截面指向9截面，试车间垂直方向为y轴，方向竖直向上，远前方0截面的中心为坐标原点。
其中，y(x)是随着x变化而变化的位置坐标；p(x)是随着x变化而变化的静压值，y′(x)为y(x)关于x的导数。
控制体的流线模型为y(x)＝aebx+c。
其中a，b，c为三个系数，通过测量预进气流管上任意3个点的x坐标位置和截面半径，封闭曲线计算。
预进气流管截面半径通过测量0截面至发动机唇口之间(称为0-f区域)任意三个截面的二次流速度，采用w′0＝ρv′0-fa′计算出该截面二次流的面积，通过a0-f＝a-a′得到该截面预进气流管的面积，随即计算出该截面的预进气流管半径。
其中，w′0为二次流的进气流量，v′0-f为测量截面的二次流速度均值，a′为测量截面的二次流截面积，a0-f为测量截面的预进气流管截面积。
控制体流线上每一点的静压压差与预进气流管的半径相关，模型为δp(x)＝menx+r。
其中，m，n，r为三个系数，通过测量0截面至发动机唇口之间(0-f区域)任意三个截面二次流部分与0截面上的静压差值，以及截面的x坐标位置即可封闭曲线计算。
d.底部阻力fbase＝(p9-p0)(a8-a9)。
其中，p9-p0为9截面与0截面的静压差，a8-a9为尾喷管的面积。
3、确定每个参数的测量方式：
a.0截面由5×5的测点构成，测量排架上布置25个风速测点、25个总静压测点来测量0截面的风速和总静压。0截面测量排架如图3所示。
b.支架上气流速度在支架迎风面布置风速计。
c.f截面和fp截面在二次流稳定处分别布置3个风速测点，3个总静压测点来测量风速和总静压值。静压差是截面上测点与对应0截面位置的静压之差。f和fp截面测量的6个静压测点分别与0截面上对应高度位置的6个静压测点接入差压传感器，测量静压差。
d.发动机尾喷管外涵道表面布置4支静压传感器，测量表面静压值如图1所示。
整体测点布置如图2所示。
4、测量后数据处理方法：
a.0截面平均速度v0采用25个测点计算平均值的方式获得，即
b.f截面的静压差δpf＝pf-p0，其中pf为f截面三个静压测点的平均值
c.9截面静压p9取4个静压测点的平均值
步骤二、通过步骤一得到的fpre-entry+fbell修正项计算结果，得到修正后的真实推力fg；
fg＝fm+w0·v0-fpre-entry-fbell+fcradle+fbase
有益效果
本发明解决了如下几点问题：
1.解决了流线法目前无法应用于现场测试的问题，本发明可以实际测量流线法计算中所需的气动参数值。
2.本发明解决了截面法在使用是人为选点误差的影响，通过曲线拟合剔除误差点。
3.减小了气流不均匀对推力修正所产生的影响。
附图说明
图19截面位置选择示意图；
图2试车间整体布点图；
图30截面测量排架示意图；
图4实测流线参数拟合曲线图；
图5实测静压分布参数拟合曲线图。
具体实施方式
下面结合附图与实施例对本发明做进一步说明。
实施例1
以12m×12m试车台、引射比为1.7的试车情况为例，对数据处理及分析过程进行说明。
下表1为实测得到的参数表。
表1实测试车间内气动参数表
步骤一、通过现场试验得到推力修正的各项修正值
1、确定测量截面的位置：
a.确定0截面的位置，0截面放置在距离发动机唇口前8.3m的位置。
b.确定9截面的位置，大涵道比涡扇发动机现场测试时，9截面位于外涵出口截面，如图1右图所示。
c.0-f区域测点需要布置在二次流稳定处，放置在距试车间壁面3m位置，截面取唇口f截面与唇口前侧1m处fp截面，如图2所示。
2、确定修正项计算中所需的测量参数，所述参数包括：
a.进气冲量阻力w0·v0
其中，0截面的平均速度v0，进气流量w0。
b.支架阻力
其中，ρ为气流密度；cdi是单个部件的阻力系数为2.05；aci是单个部件的阻塞面积，单位为m2；vci是流经阻塞面积上的气流速度。
c.预进气流管与唇口卷边阻力之和fpre-entry+fbell＝∫2πδp(x)|y(x)|y′(x)dx，以发动机的轴线为x轴，方向由0截面指向9截面，试车间垂直方向为y轴，方向竖直向上，远前方0截面的中心为坐标原点。
其中，y(x)是随着x变化而变化的位置坐标；p(x)是随着x变化而变化的静压值，y′(x)为y(x)关于x的导数。
控制体的流线模型为y(x)＝aebx+c。
其中a，b，c为三个系数，通过测量预进气流管上任意3个点的x坐标位置和截面半径，封闭曲线计算。
预进气流管截面半径通过测量0截面至发动机唇口之间(称为0-f区域)任意三个截面的二次流速度，采用w′0＝ρv′0-fa′计算出该截面二次流的面积，通过a0-f＝a-a′得到该截面预进气流管的面积，随即计算出该截面的预进气流管半径。
其中，w′0为二次流的进气流量，v′0-f为测量截面的二次流速度均值，a′为测量截面的二次流截面积，a0-f为测量截面的预进气流管截面积。
控制体流线上每一点的静压压差与预进气流管的半径相关，模型为δp(x)＝menx+r。
其中，m，n，r为三个系数，通过测量0截面至发动机唇口之间(0-f区域)任意三个截面二次流部分与0截面上的静压差值，以及截面的x坐标位置即可封闭曲线计算。
d.底部阻力fbase＝(p9-p0)(a8-a9)。
其中，p9-p0为9截面与0截面的静压差，a8-a9为尾喷管的面积。
3、确定每个参数的测量方式：
a.0截面由5×5的测点构成，测量排架上布置25个风速测点、25个总静压测点来测量0截面的风速和总静压。0截面测量排架如图3所示。
b.支架上气流速度在支架迎风面布置风速计。
c.f截面和fp截面在二次流稳定处分别布置3个风速测点，3个总静压测点来测量风速和总静压值。静压差是截面上测点与对应0截面位置的静压之差。f和fp截面测量的6个静压测点分别与0截面上对应高度位置的6个静压测点接入差压传感器，测量静压差。
d.发动机尾喷管外涵道表面布置4支静压传感器，测量表面静压值如图1所示。
整体测点布置如图2所示。
4、测量后数据处理方法：
a.0截面平均速度v0采用25个测点计算平均值的方式获得，即
b.f截面的静压差δpf＝pf-p0，其中pf为f截面三个静压测点的平均值
c.9截面静压p9取4个静压测点的平均值
5、根据上述布点与数据处理方式测得：
a.进气冲量阻力w0·v0
其中，v0＝9.77m/s；
b.支架阻力
其中，
ρ＝1.09；
cdi是单个部件的阻力系数为2.05；
aci是单个部件的阻塞面积，单位为m2，ac1＝1.54m2，ac2＝1.66m2；
vci是流经阻塞面积上的气流速度，vc1＝8.59m/s，vc2＝4.05m/s；
求得支架阻力
c.预进气流管与唇口卷边阻力之和fpre-entry+fbell＝∫2πδp(x)|y(x)|y′(x)dx，以发动机的轴线为x轴，方向由0截面指向9截面，试车间垂直方向为y轴，方向竖直向上，远前方0截面的中心为坐标原点。
其中，y(x)是随着x变化而变化的位置坐标；p(x)是随着x变化而变化的静压值，y′(x)为y(x)关于x的导数。
0截面预进气流管面积51.7m2，算得预进气流管半径为4.1m，0截面距唇口8.3m，卷边半径为1.74m，进气道平直段位置距唇口9.2m，半径为0.8m。因此型面曲线有了三个特征点分别为(0，4.1)，(8.3，1.74)，(9.2，0.8)，经过拟合计算，流线模型为y＝-0.09401e0.3872x+4.1。拟合图像如图4所示。
根据实测的0截面静压p0＝100410.26pa，fp截面静压
将得到的流线描述式和静压差分布式带入fpre-entry+fbell＝∑2πδpyy′进行计算，得到预进气流管与唇口卷边阻力值为fpre-entry+fbell＝86n。
d.底部阻力fbase＝(p9-p0)(a8-a9)
其中，
p9＝100236.97pa；
a8-a9＝0.15m2；
求得底部阻力fbase＝(p9-p0)(a8-a9)＝-173.29×0.15＝26n。
步骤二、通过步骤一得到的fpre-entry+fbell修正项计算结果，得到修正后的真实推力fg；
fg＝fm+w0·v0-fpre-entry-fbell+fcradle+fbase
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
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