一种航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法与流程

本申请属于航空发动机全包线加力接通设计，具体涉及一种航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法。

背景技术：

1、航空发动机工作范围广，进气压力、温度以及加力燃油量变化范围大，这给全包线内加力可靠接通及稳定工作带来了极大的挑战，尤其是先进发动机要求在短短的2-3秒接通加力并建立足够的推力，其中状态的剧烈变化可能导致加力熄火、压缩部件稳定裕度不足，发生喘振、失速等问题。

2、当前，对于加力允许接通条件按照固定的转速设计，为兼顾全包线及非标大气，加力接通允许转速设置值偏低，使得加力燃烧室进口温度、压力相对较差，不能够充分利用主机提供更高的温度、压力条件，在高空小速度、低温、低压力条件下加力接通困难；对于小加力供油规律按照给定油气比设计，且是按照整环形区域分区逐步增大的方式进行供油，在高空小速度、低温、低压力条件下供油量不足，且在加力燃烧室内环形点火区上分布，产生的小值班火焰稳定能力弱，探测火焰信号弱，联焰能力较差，易熄火；加力接通喷管喉部面积控制采用最低限位喷管喉部面积和闭环控制相结合的方式，易造成加力接通及退出瞬态过程喷管喉部面积控制波动大，不利于加力联焰和稳定工作，同时推力等参数波动幅值较大。

3、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供一种航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

2、本申请的技术方案是：

3、一种航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法，包括：

4、步骤一、设计加力允许接通条件为n1=n1dem-△n1，其中：

5、n1为加力接通允许转速；

6、n1dem为稳态加力转速计划值，可设计为航空发动机进口总温t2的函数f1(t2)；

7、△n1为允许加力接通转速差，设计为航空发动机进口总压 p2、总温t2的函数f2(p2、t2)，在航空发动机进口总压p2、总温t2较低时，取较小值，在航空发动机进口总压p2、总温t2较高时，取较大值，其中，航空发动机进口总压p2、总温t2较低，是指航空发动机进口总压p2低于20kpa、总温t2低于253k，此时，△n1取值小于5%；航空发动机进口总压p2、总温t2较高，是指航空发动机进口总压p2高于70kpa、总温t2高于288k，此时，△n1取值大于12%；

8、步骤二、设计小加力供油规律为以wfa0=f3(p2、t2)修正给定油气比，且向加力燃烧室内扇形点火区供油，其中，wfa0为给定油气比修正值，为航空发动机进口总压p2、总温t2的函数f3(p2、t2)，在航空发动机进口总压p2、总温t2较低时，取较大值，在航空发动机进口总压p2、总温t2较高时，取较小值，其中，航空发动机进口总压p2、总温t2较低，是指航空发动机进口总压p2低于20kpa、总温t2低于288k，此时，wfa0取值大于220%；航空发动机进口总压p2、总温t2较高，是指航空发动机进口总压p2高于20kpa、总温t2高于288k，此时，wfa0取值小于100%；

9、步骤三、设计加力供油规律为wfa/p3=f4(p2、t2、pla)，且向加力燃烧室内环形区域供油，其中，wfa为向加力燃烧室供油，其与压气机出口总压p3的比值为航空发动机进口总压p2、总温t2以及油门角度pla的函数f4(p2、t2、pla)；

10、步骤四、设计与加力供油适配的喷管喉部面积控制规律，采用开环控制且高低限位，与航空发动机压比闭环控制相结合控制喷管喉部面积a8；

11、开环控制喷管喉部面积a8=f5(p2、t2、pla)，为航空发动机进口总压p2、总温t2以及油门角度pla的函数f5(p2、t2、pla)，并设置喷管喉部面积a8的高低限，作为加力接通时喷管喉部面积a8的初值；

12、航空发动机压比闭环控制喷管喉部面积a8=f 6(epr)，为航空发动机压比epr的函数f 6(epr)，在加力接通过程中控制航空发动机压比epr；

13、步骤五、进行航空发动机整机高空试验，验证小加力供油规律、加力供油规律、喷管喉部面积控制规律控制下，是否满足设计要求，若否，则重新设计小加力供油规律、加力供油规律、喷管喉部面积控制规律。

14、可选的，上述的航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法中，步骤五中，进行航空发动机整机高空试验，验证小加力供油规律、加力供油规律、喷管喉部面积控制规律控制下，是否满足设计要求，具体包括加力燃烧室是否能够稳定工作，加力推力是否满足要求、加力接通时间是否满足要求、风扇及压气机是否能够稳定工作。

15、可选的，上述的航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法中，还包括：以航空发动机部件试验或仿真的手段验证小加力供油规律控制下，加力燃烧室是否能够稳定工作，若否，则重新设计小加力供油规律。

16、可选的，上述的航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法中，还包括：

17、以航空发动机部件试验或仿真的手段验证小加力供油规律、加力供油规律、喷管喉部面积控制规律控制下，是否满足设计要求，若否，则重新设计小加力供油规律、加力供油规律、喷管喉部面积控制规律。

18、可选的，上述的航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法中，

19、以航空发动机部件试验或仿真的手段验证小加力供油规律、加力供油规律、喷管喉部面积控制规律控制下，是否满足设计要求，具体包括加力燃烧室是否能够稳定工作，加力推力是否满足要求、加力接通时间是否满足要求、风扇及压气机是否能够稳定工作。

20、本申请至少存在以下有益技术效果：

21、提供一种航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法，设计将小加力环形点火区改为扇形点火区，并根据航空发动机进口总压、总温设置不同的小加力供油规律，以能够形成强劲稳定的小加力值班火焰，使小加力工作稳定性大大提升，火焰可探测性大大增强，并设计与加力供油适配的喷管喉部面积控制规律，采用开环控制且高低限位，与航空发动机压比闭环控制相结合控制喷管喉部面积，可降低喷管的过调节/欠调节，使加力快速接通过程推力等参数过渡更为平稳，联焰更可靠，此外，按照航空发动机控制规律，设计在低温、低压加力困难区域，提高允许加力接通转速，提高了全包线加力接通的可靠性。

技术特征：

1.一种航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法，其特征在于，

3.根据权利要求1所述的航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法，其特征在于，还包括：

4.根据权利要求1所述的航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法，其特征在于，还包括：

5.根据权利要求4所述的航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法，其特征在于，

技术总结
本申请属于航空发动机全包线加力接通设计技术领域，具体涉及一种航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法，设计将小加力环形点火区改为扇形点火区，并根据航空发动机进口总压、总温设置不同的小加力供油规律，以能够形成强劲稳定的小加力值班火焰，使小加力工作稳定性大大提升，火焰可探测性大大增强，并设计与加力供油适配的喷管喉部面积控制规律，采用开环控制且高低限位，与航空发动机压比闭环控制相结合控制喷管喉部面积，可降低喷管的过调节/欠调节，使加力快速接通过程推力等参数过渡更为平稳，联焰更可靠，此外，按照航空发动机控制规律，设计在低温、低压加力困难区域，提高允许加力接通转速，提高了全包线加力接通的可靠性。

技术研发人员：程荣辉,邴连喜,姜雨,袁继来,陈砥,吕安琪,徐兴平,陈仲光,张志舒,李春光,好毕斯嘎拉图,范静,阮文博
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：2024/4/17