一种航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置及方法与流程

本发明涉及航空发动机导向叶片参数模拟，特别是涉及一种航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置及方法。

背景技术：

1、随着航空发动机性能逐渐提高，燃烧室出口火焰温度增高，涡轮导向叶片内部冷却气流温度也由于热传递而从常温变成高温。飞机在飞行过程中，需要经历不同模式的切换，如在起飞、爬升、巡航、飞行慢车、反推等作业，此时涡轮进口温度、冷却气流温度、压力、流量等参数在动态变化，不同飞机设计参数不一，涡轮导向器进口温度可达1600-2300k，压力2-3mpa，平均流量可达1kg/s，流速可达0.2-0.3马赫，涡轮导向器冷却气流温度可达800-900k，压力可达1.5mpa，平均流量可达0.1kg/s，在近工况下航空发动机导向叶片变参数动态模拟方法及装置的研制中，目前国内对参数动态变化模拟的研发还比较少，主要是如何精准快速控温、控压、控流等问题比较难解决。

2、航空发动机的服役环境十分复杂，高温、高压、温度变化大、cmas腐蚀、疲劳等环境成为常态。现有的模拟设备的研究中对于冷却气流的处理大部分是常温常压，难以实现对冷却气流的温度、压力、流量进行精确控制和测量，而且对于涡轮入口火焰的模拟也都是在静态不变的条件下进行的。

技术实现思路

1、为解决现有技术存在的上述问题，本发明提供了一种航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置及方法。

2、为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

3、一种航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置，包括：喷火系统、空压机、增压机、加热器、转接套筒、监测系统和控制系统；

4、所述监测系统、所述空压机、所述增压机和所述加热器分别与所述控制系统电连接；所述空压机与所述增压机管道连接；所述增压机与所述加热器管道连接；所述加热器与所述转接套筒管道连接；所述转接套筒连接试样；所述试样为航空发动机导向叶片或者圆片、圆筒形状的模拟件；

5、所述监测系统用于监测模拟参数；所述模拟参数包括：喷火系统的火焰温度、喷火系统的火焰速度、试样表面温度、加热器内膛温度、加热器出口管道温度、试样端气体温度、试样背部温度、燃气和氧气进出口速率、燃气和冷却气的流量以及冷却气流压力；所述控制系统用于生成模拟参数动态调节指令，用于基于所述模拟参数确定试样服役参数，用于基于所述模拟参数预测所述试样的服役时间，用于根据已测量的服役参数的变化曲线，通过模糊自适应pid算法计算和跟踪控制所述模拟参数；所述空压机、所述增压机和所述加热器分别基于所述模拟参数动态调节指令进行动作响应；

6、所述空压机用于压缩空气提供所述试样服役模拟的气体来源；所述增压机用于将气体增压到试样服役模拟条件下的压力得到压缩气体；所述加热器用于加热所述压缩气体。

7、可选地，所述监测系统包括：第一热电偶、涡街流量计、第二热电偶、第三热电偶、测温仪、粒子测速仪和第四热电偶；

8、所述第一热电偶和所述涡街流量计依次设置在所述加热器和所述转接套筒的连接管路上；所述第二热电偶和所述第三热电偶均设置在所述试样上；所述第四热电偶设置在所述加热器的内膛；

9、所述第一热电偶、所述涡街流量计、所述第二热电偶、所述第三热电偶、所述测温仪、所述第四热电偶和所述粒子测速仪均与所述控制系统电连接；

10、所述第一热电偶用于测量加热器出口管道温度；所述涡街流量计用于测量燃气和冷却气的流量；所述第二热电偶用于测量试样背部温度；所述第三热电偶用于测量试样端气体温度；所述第四热电偶用于测量所述加热器的内膛温度；所述测温仪用于测量试样表面温度；所述粒子测速仪用于测量喷火系统的火焰温度和喷火系统的火焰速度；喷火系统中的传感器能实时监测燃气和氧气进出口速率；增压机的调节阀用于调节冷却气流压力。

11、可选地，所述喷火系统包括：喷枪和喷枪加持装置；

12、所述喷枪设置在所述喷枪加持装置上；所述喷枪用于提供所述试样服役模拟过程中的燃气热源。

13、可选地，所述喷枪加持装置采用滚轮式、固定式、机械臂式中的任意一种夹持所述喷枪。

14、可选地，还包括：保温系统；

15、所述保温系统设置在所述加热器上，且所述保温系统包裹所述加热器的输入输出管道。

16、可选地，所述保温系统为硅酸铝保温棉或硅酸铝陶瓷纤维毯。

17、可选地，所述增压机的最高增压范围为1-3mpa。

18、可选地，所述加热器的最高加热温度为900k；

19、可选地，所述喷火系统输出燃气温度最高为2300k，流速最高为2马赫。

20、可选地，所述控制系统包括：计算机控制系统和参数显示和控制柜；

21、所述监测系统、所述空压机、所述增压机、所述加热器和所述计算机控制系统分别与所述参数显示和控制柜电连接。

22、一种航空发动机导向叶片变参数动态模拟方法，应用于上述提供的航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置；所述方法包括：

23、获取航空发动机导向叶片的模拟参数；

24、基于所述模拟参数模拟在一个典型飞行循环中航空发动机在不同作业时的作业参数；所述作业参数包括：涡轮进口温度、冷却气流温度、压力和流量；

25、获取历史服役参数变化曲线；

26、采用模糊自适应pid算法基于所述历史服役参数变化曲线实现所述航空发动机导向叶片的参数计算和模拟跟踪；

27、基于所述服役模拟过程中采集的参数测试航空发动机导向叶片的前后温差以及确定航空发动机导向叶片的隔热温度；

28、采用机器学习算法基于所述历史服役参数变化曲线预测得到所述航空发动机导向叶片的服役时间。

29、根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

30、本发明提供的航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置及方法，对航空发动机导向叶片进行近工况条件下各种参数的动态模拟，以得到在一个典型飞行循环中航空发动机在多种涡轮入口火焰状态时的动态变化参数，并通过模糊自适应pid算法实现了对航空发动机导向叶片表温的精确控制以及冷却气流的温度、压力、流量的快速、精确跟踪控制等，有效解决了近工况下对航空发动机导向叶片变参数动态的模拟问题，为叶片冷却通道形状的设计、热障涂层隔热效果测量、叶片服役寿命预测提供了实验条件，方便了研究者对航空发动机导向叶片在不同服役条件下的动态模拟研究。

技术特征：

1.一种航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置，其特征在于，包括：喷火系统、空压机、增压机、加热器、转接套筒、监测系统和控制系统；

2.根据权利要求1所述的航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置，其特征在于，所述监测系统包括：第一热电偶、涡街流量计、第二热电偶、第三热电偶、测温仪、粒子测速仪和第四热电偶；

3.根据权利要求1所述的航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置，其特征在于，所述喷火系统包括：喷枪和喷枪加持装置；

4.根据权利要求3所述的航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置，其特征在于，所述喷枪加持装置采用滚轮式、固定式、机械臂式中的任意一种夹持所述喷枪。

5.根据权利要求1所述的航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置，其特征在于，还包括：保温系统；

6.根据权利要求5所述的航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置，其特征在于，所述保温系统为硅酸铝保温棉或硅酸铝陶瓷纤维毯。

7.根据权利要求1所述的航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置，其特征在于，所述增压机的最高增压范围为1-3mpa。

8.根据权利要求1所述的航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置，其特征在于，所述加热器的最高加热温度为900k；所述喷火系统输出燃气温度最高为2300k，流速最高为2马赫。

9.根据权利要求1所述的航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置，其特征在于，所述控制系统包括：计算机控制系统和参数显示和控制柜；

10.一种航空发动机导向叶片变参数动态模拟方法，其特征在于，应用于如权利要求1-9任意一项所述的航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置；所述方法包括：

技术总结
本发明公开一种航空发动机导向叶片变参数动态模拟装置及方法，涉及航空发动机导向叶片参数模拟技术领域。本发明对航空发动机导向叶片进行近工况条件下各种参数的动态模拟，以得到在一个典型飞行循环中航空发动机在多种涡轮入口火焰状态时的动态变化参数，并通过模糊自适应PID算法实现了对航空发动机导向叶片表温的精确控制以及冷却气流的温度、压力、流量的快速、精确跟踪控制等，有效解决了近工况下对航空发动机导向叶片变参数动态的模拟问题，为叶片冷却通道形状的设计、热障涂层隔热效果测量、叶片服役寿命预测提供了实验条件，方便了研究者对航空发动机导向叶片在不同服役条件下的动态模拟研究。

技术研发人员：尚勇,王一帆,张曾凯,裴延玲,宫声凯
受保护的技术使用者：北航成都航空动力创新研究院有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15