一种航空发动机预旋温降测试验证方法与流程

本申请属于发动机测试，具体涉及一种航空发动机预旋温降测试验证方法。

背景技术：

1、航空发动机的预旋系统是指为涡轮转子叶片提供冷气的空气系统，如图1所示。预旋喷嘴1会喷射出高速大倾角的冷气，通过旋转盘2的接受孔21进入旋转腔旋转后经旋转盘2的供气孔22流出，旋转盘2使气流具有很强的周向速度。在绝对总温不变的情况下，气流静温会显著下降，旋转盘表面感受到的相对总温也会大幅下降，进而导致涡轮转子叶片感受到更低的气流温度（相对总温），进一步导致叶片冷却情况得到大幅改善，发动机使用安全性和寿命大幅提高。

2、为了得到更好的冷却收益，预旋系统需要被精心设计，且在设计完成后需要开展发动机工况下的试验验证，以验证实际使用效果是否符合设计预期。如图1所示，在预旋喷嘴1进口布置绝对总温测点t1，在供气孔22进口布置相对总温测点t2，t1-t2就是实际的预旋温降，也就是设计预旋系统的实际收益。

3、需注意的是，该实际预旋温降与理论设计时的预旋温降有所不同，实际预旋温降测试值会体现出流固热平衡的影响，而理论设计时预旋系统是按照绝热考虑的。本申请称前者为实测预旋温降，后者为绝热预旋温降。前者是涡轮转子叶片真实感受到的供气温度；后者是设计预期的值，后者可更直接的用于验证预旋系统设计是否符合预期。考虑热平衡后，发动机上推过程中，由于轮盘较凉，那么实测预旋温降会比绝热预旋温降偏大；下拉过程则正好相反之，轮盘较热，实测预旋温降偏小。

4、如何通过实测预旋温降换算得出绝热预旋温降，进而验证预旋系统的设计预期符合性，是急需解决的问题。现有技术中，通常的做法是在部件试验时选用低导热系数材料，减小传热带来的影响，从而认为试验得到的预旋温降就是绝热预旋温降。而实际发动机上有关零件是导热良好的金属材料，忽略传热会导致大的误差，因此，需新研方法解决该问题。

技术实现思路

1、为了解决上述问题，本申请提供了一种航空发动机预旋温降测试验证方法，在发动机或核心机试车条件下，通过测试预旋系统的综合温降数值，反推出绝热预旋温降，以验证预旋系统的设计符合性。

2、本申请提供了一种航空发动机预旋温降测试验证方法，主要包括：

3、步骤s1、开展发动机试车测试，获取预旋系统的旋转盘腔压、旋转盘壁温、预旋系统的预旋喷嘴前的第一气流总温，以及旋转盘的供气孔进口的第二气流相对总温；

4、步骤s2、根据所述旋转盘腔压确定流经所述预旋系统的预旋喷嘴的流通流量；

5、步骤s3、将所述旋转盘壁温以第一类热边界条件的方式加载到旋转盘的有限元温度场计算模型中，获得试车全历程的旋转盘表面热流密度；

6、步骤s4、基于所述热流密度确定所述旋转盘的实时吸放热量；

7、步骤s5、根据所述实时吸放热量、第二气流相对总温、流通流量确定所述旋转盘的供气孔处在绝热情况下的相对总温；

8、步骤s6、基于所述相对总温以及所述第一气流总温确定所述预旋系统的绝热预旋温降，用于校核预旋系统的设计符合性。

9、优选的是，步骤s1中，通过布置在预旋系统的旋转盘表面的多个壁面温度测点确定所述旋转盘壁温，通过布置在预旋喷嘴进出口的静压测点以及布置在旋转盘的供气孔进口处的静压测点确定所述旋转盘腔压，通过布置在预旋喷嘴进口处的气流总温测点确定所述第一气流总温，通过布置在供气孔进口处的气流总温测点确定所述第二气流相对总温。

10、优选的是，步骤s2进一步包括：

11、以所述旋转盘腔压为边界条件，输入预旋喷嘴及接受孔的流阻特性，开展一维空气系统网格计算，得出流经所述预旋系统的预旋喷嘴的流通流量。

12、优选的是，步骤s4中，将所述热流密度沿所述旋转盘的内盘面进行积分，得出旋转盘的实时吸放热量。

13、优选的是，步骤s4中，进一步包括获取发动机油门杆状态，当发动机油门杆上推，则将所述实时吸放热量设置为负值，当发动机油门杆下拉，则将所述实时吸放热量设置为正值。

14、优选的是，步骤s5中，基于以下公式确定供气孔处的相对总温t2ad(t)：

15、q(t)=c•m(t)•(t2(t)-t2ad(t))；

16、其中，c为流体的比热容，m(t)为流通流量，t2(t)为第二气流相对总温，q(t)为实时吸放热量，t为时间。

17、本申请解决了传统方法不能在发动机工况下通过测试得出绝热预旋温降的问题，具有测试方法简单、反算准确度高等显著优点，能够直接用于校核预旋系统的设计符合性。

技术特征：

1.一种航空发动机预旋温降测试验证方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的航空发动机预旋温降测试验证方法，其特征在于，步骤s1中，通过布置在预旋系统的旋转盘表面的多个壁面温度测点确定所述旋转盘壁温，通过布置在预旋喷嘴进出口的静压测点以及布置在旋转盘的供气孔进口处的静压测点确定所述旋转盘腔压，通过布置在预旋喷嘴进口处的气流总温测点确定所述第一气流总温，通过布置在供气孔进口处的气流总温测点确定所述第二气流相对总温。

3.如权利要求1所述的航空发动机预旋温降测试验证方法，其特征在于，步骤s2进一步包括：

4.如权利要求1所述的航空发动机预旋温降测试验证方法，其特征在于，步骤s4中，将所述热流密度沿所述旋转盘的内盘面进行积分，得出旋转盘的实时吸放热量。

5.如权利要求1所述的航空发动机预旋温降测试验证方法，其特征在于，步骤s4中，进一步包括获取发动机油门杆状态，当发动机油门杆上推，则将所述实时吸放热量设置为负值，当发动机油门杆下拉，则将所述实时吸放热量设置为正值。

6.如权利要求1所述的航空发动机预旋温降测试验证方法，其特征在于，步骤s5中，基于以下公式确定供气孔处的相对总温t2ad(t)：

技术总结
本申请属于发动机测试技术领域，具体涉及一种航空发动机预旋温降测试验证方法。该方法包括：步骤S1、开展发动机试车测试，获取预旋系统的旋转盘腔压、旋转盘壁温、预旋系统的预旋喷嘴前的第一气流总温，以及旋转盘的供气孔进口的第二气流相对总温；步骤S2、确定流经所述预旋系统的预旋喷嘴的流通流量；步骤S3、获得试车全历程的旋转盘表面热流密度；步骤S4、确定所述旋转盘的实时吸放热量；步骤S5、确定所述旋转盘的供气孔处的相对总温；步骤S6、确定所述预旋系统的绝热预旋温降，用于校核预旋系统的设计符合性。本申请具有测试方法简单、反算准确度高等显著优点，能够直接用于校核预旋系统的设计符合性。

技术研发人员：刘永泉,李宗超,隋宏人,王海,丁水汀,邱天
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/14