一种航空发动机进气加温试验方法与流程

本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机进气加温试验方法。

背景技术：

1、航空发动机是飞机的心脏，在飞机起飞、高速飞行、武器发射产生射流和发动机反推装置导致尾气吸入的过程中，发动机入口温度较高，且温度不稳定，对发动机稳定工作造成恶劣影响。为此，建立航空发动机进气加温模拟试验方法及进气温度畸变模拟方法，用以模拟航空发动机入口温度实际条件至关重要。

2、目前国内外对进气加温模拟研究较少，温度畸变研究国外开展较为全面，国内研究尚属于起步阶段，国内外主要研究热点集中在进气压力畸变，进气温度模拟和进气温度畸变模拟的缺失，严重制约了航空发动机研制。

3、为解决航空发动机进气加温试验需求，推动型号工作研制进程，提出一种进气加温试验方法。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供了一种航空发动机进气加温试验方法，以解决现有技术中难以进行进气温度模拟和进气温度畸变模拟的问题。

2、本申请的技术方案是：一种航空发动机进气加温试验方法，包括：

3、设置供气管道接收由高温压缩空气产生的气源，将气源来气输送至进气道内与冷空气掺混并一同进入到发动机的进气道内，在供气管道上设置供气调节阀控制气源进入到发动机进气道内的空气流量，采用发动机主动吸气的方式将掺混后的进气吸入至发动机内；

4、在发动机进气道上设置aip气动测量截面，在aip气动测量截面沿周向设置多个测量耙，每个测量耙上沿发动机径向设置多个测点，每个测点分别测量进气道的总压、静压和进气道总温；

5、依据发动机飞行包线内的马赫数和高度范围，计算飞行包线内发动机典型工作点的进口温度范围，而后根据发动机所处高度的静温和发动机运动产生的总温之和、结合飞行剖面计算发动机进口温度目标值；在发动机进口温度目标值下进行控制发动机状态的进气加温试验；

6、进行进气加温试验，采集aip气动测量截面和发动机上的试验参数，根据aip气动测量截面和进气道总温测点获取进气加温试验下的发动机进气道的总温、总压和静压，计算发动机进气道的面平均温升或温度场不均匀度、温升率、温度畸变持续时间和高温区周向范围。

7、优选地，所述供气管道上设有排气管道，所述排气管道内设有排气调节阀，进气加温试验中，升温控制时增大供气调节阀的开度、减小排气调节阀的开度；降温控制时减小供气调节阀的开度、增大排气调节阀的开度。

8、优选地，所述发动机的进气道前端设有掺混器，所述掺混器与发动机的进气道之间设有稳压箱，所述掺混器与供气管道相连并且掺混器对应供气管道连接的位置处开设有外部环腔，所述掺混器对应外部环腔内侧的位置处设有多组直管，所述直管沿着掺混器轴线的径向方向设置，所述直管侧壁上连通有环形管，所述环形管上开设有喷嘴。

9、优选地，不同直管上连接的环形管的直径不同。

10、优选地，所述aip气动测量截面上共设置有8支测量耙。

11、优选地，所述面平均温升为：

12、

13、式中，δt2fav＝t2fav-t0为面平均温升，为面平均温度，为径向平均温度，t0为自由流总温；对应轮毂相对半径；θ为高温区周向范围；

14、所述温度场不均匀度为：

15、

16、式中，thav为高温区内气流温度的平均值；

17、所述温升率为：

18、

19、式中，为温升率，(δtimax)max为高温区的最大温升测量值，δτm为从温度跃升到高温区中的温升达到最高值的时间。

20、优选地，当温度场存在两个及以上的高温区时，则设置等效温度场周向范围θ+替换高温区周向范围θ，即：

21、θ+＝∑θi+

22、式中，θi为第i个高温区周向范围；

23、设置相对温升率替换温升率即：

24、

25、为高温区内最大相对温升，为不同高温区最大温升测量值的平均值。

26、本申请的一种航空发动机进气加温试验方法，通过与冷空气掺混后共同进入到发动机的进气道内，在供气管道上设置供气调节阀控制气源进入到发动机进气道内的空气流量，采用发动机主动吸气的方式将掺混后的空气吸入至发动机内，而后设置aip气动测量截面测量进气道的总压、静压和总温，而后通过对应的飞机飞行数据计算发动机的进口温度目标值，根据进气温度目标值确定供气调节阀的开度，并按照当前开度进行进气加温试验，试验过程中通过采集aip气动测量截面和发动机上的试验参数，计算发动机进气道处的温度畸变数据，从而实现对发动机的进气温度模拟和进气温度畸变模拟，以指导航空发动机进气加温试验，同时将试验流程规范化、系统化和程序化。

技术特征：

1.一种航空发动机进气加温试验方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的航空发动机进气加温试验方法，其特征在于，所述供气管道(1)上设有排气管道(3)，所述排气管道(3)内设有排气调节阀(4)，进气加温试验中，升温控制时增大供气调节阀(2)的开度、减小排气调节阀(4)的开度；降温控制时减小供气调节阀(2)的开度、增大排气调节阀(4)的开度。

3.如权利要求1所述的航空发动机进气加温试验方法，其特征在于：所述发动机的进气道(7)前端设有掺混器(5)，所述掺混器(5)与发动机的进气道(7)之间设有稳压箱(6)，所述掺混器(5)与供气管道(1)相连并且掺混器(5)对应供气管道(1)连接的位置处开设有外部环腔，所述掺混器(5)对应外部环腔内侧的位置处设有多组直管(8)，所述直管(8)沿着掺混器(5)轴线的径向方向设置，所述直管(8)侧壁上连通有环形管(9)，所述环形管(9)上开设有喷嘴。

4.如权利要求3所述的航空发动机进气加温试验方法，其特征在于：不同直管(8)上连接的环形管(9)的直径不同。

5.如权利要求1所述的航空发动机进气加温试验方法，其特征在于：所述aip气动测量截面上共设置有8支测量耙。

6.如权利要求1所述的航空发动机进气加温试验方法，其特征在于，所述面平均温升为：

7.如权利要求6所述的航空发动机进气加温试验方法，其特征在于，当温度场存在两个及以上的高温区时，则设置等效温度场周向范围θ+替换高温区周向范围θ，即：

技术总结
本申请属于航空发动机设计领域，为一种航空发动机进气加温试验方法，通过与冷空气掺混后共同进入到发动机的进气道内，在供气管道上设置供气调节阀控制气源进入到发动机进气道内的空气流量，采用发动机主动吸气的方式将掺混后的空气吸入至发动机内，而后设置AIP气动测量截面测量进气道的总压、静压和总温，而后通过对应的飞机飞行数据计算发动机的进口温度目标值，根据进气温度目标值确定供气调节阀的开度，并按照当前开度进行进气加温试验，试验过程中通过采集AIP气动测量截面和发动机上的试验参数，计算发动机进气道处的温度畸变数据，从而实现对发动机的进气温度模拟和进气温度畸变模拟。

技术研发人员：刘作宏,张勇健,何志强,边海朋,柳国印,陈彦锋,郑磊,赵肃,张帅
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：2024/1/13