一种持久试车进气加温温度确定方法及装置与流程

本申请属于发动机试验，具体涉及一种持久试车进气加温温度确定方法及装置。

背景技术：

1、在《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》中，将航空发动机研制分为三个阶段，即初始飞行前阶段、设计定型阶段、生产定型阶段，每个阶段均需完成相应的考核试验才能进入下一研制阶段。在各阶段的考核试验中，持久试车是最为重要且难度最大的整机考核试验，是对发动机的性能保持、结构完整性、强度寿命的全面考核，对发动机的技术鉴定具有重要意义。

2、在《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》要求中，持久试车过程中发动机进气温度需与飞行任务相关。在现行发动机初始飞行前持久试车试验技术方案中，为了充分考核发动机热端部件的承温能力，通常按照《军用设备气候极值空中气温》热天5％或1％风险极值率选取进气温度，以提高发动机热端部件的热负荷。该方案虽然提高了发动机的进口温度，但忽略了发动机的转速、排气温度调节计划。通常航空发动机在热天没有明确的性能指标要求，此时整机的设计转速、功率均较低，虽然发动机进口温度较高，但涡轮等热端部件的工作温度可能低于标准天条件下的工作温度，综上，现有技术中未考虑此时发动机进口温度条件下的设计转速、排气温度低于标准天的情况，存在涡轮等热端部件的工作温度低于标准天条件下工作温度的可能性，导致试验考核不到位。

技术实现思路

1、为了解决上述问题，本申请提供一种持久试车进气加温温度确定方法及装置，解决持久试车过程中存在热端部件考核不到位的问题，有效支撑发动机外场飞行使用，避免出现因考核试验不到位而影响外场使用的情况。

2、本申请第一方面提供了一种持久试车进气加温温度确定方法，主要包括：

3、步骤s1、确定用于模拟飞机处于指定高度及马赫数下第一发动机进口温度；

4、步骤s2、确定在所述指定高度及马赫数下，对应的热天1％风险极值率大气温度下的第二发动机进口温度；

5、步骤s3、在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间形成多个离散温度点；

6、步骤s4、对每一个离散温度点，根据发动机转速及排气温度控制计划确定压气机出口截面参数及涡轮进口截面参数；

7、步骤s5、根据所述压气机出口截面参数及发动机空气系统流路参数确定由压气机引出的涡轮冷却气参数，并基于所述涡轮冷却气参数与所述涡轮进口截面参数确定涡轮基体温度；

8、步骤s6、选取所述涡轮基体温度最高值所对应的离散温度点，并将其作为发动机持久试车时所需的进口温度。

9、优选的是，在步骤s1进一步包括：

10、步骤s11、确定与所述指定高度对应的标准大气温度；

11、步骤s12、根据指定马赫数，将所述标准大气温度转换为第一发动机进口温度。

12、优选的是，步骤s2进一步包括：

13、步骤s21、确定与所述指定高度对应的热天1％风险极值率大气温度；

14、步骤s12、根据指定马赫数，将所述热天1％风险极值率大气温度转换为第二发动机进口温度。

15、优选的是，步骤s3中，在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间，每个5℃形成一个离散温度点。

16、优选的是，步骤s4中，压气机出口截面参数包括压气机进口流量w25、压气机出口温度t3、压气机出口压力p3，涡轮进口截面参数包括涡轮前燃气温度t4、流量w4、压力p4。

17、本申请第二方面提供了一种持久试车进气加温温度确定装置，主要包括：

18、第一发动机进口温度确定模块，用于确定用于模拟飞机处于指定高度及马赫数下第一发动机进口温度；

19、第二发动机进口温度确定模块，用于确定在所述指定高度及马赫数下，对应的热天1％风险极值率大气温度下的第二发动机进口温度；

20、温度点离散模块，用于在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间形成多个离散温度点；

21、截面参数计算模块，用于对每一个离散温度点，根据发动机转速及排气温度控制计划确定压气机出口截面参数及涡轮进口截面参数；

22、涡轮基体温度确定模块，用于根据所述压气机出口截面参数及发动机空气系统流路参数确定由压气机引出的涡轮冷却气参数，并基于所述涡轮冷却气参数与所述涡轮进口截面参数确定涡轮基体温度；

23、试车温度选取模块，用于选取所述涡轮基体温度最高值所对应的离散温度点，并将其作为发动机持久试车时所需的进口温度。

24、优选的是，所述第一发动机进口温度确定模块包括：

25、标准大气温度查询单元，用于确定与所述指定高度对应的标准大气温度；

26、第一发动机进口温度计算单元，用于根据指定马赫数，将所述标准大气温度转换为第一发动机进口温度。

27、优选的是，所述第一发动机进口温度确定模块包括：

28、热天1％风险极值率大气温度查询单元，用于确定与所述指定高度对应的热天1％风险极值率大气温度；

29、第二发动机进口温度计算单元，用于根据指定马赫数，将所述热天1％风险极值率大气温度转换为第二发动机进口温度。

30、优选的是，在所述温度点离散模块中，在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间，每个5℃形成一个离散温度点。

31、优选的是，所述压气机出口截面参数包括压气机进口流量w25、压气机出口温度t3、压气机出口压力p3，涡轮进口截面参数包括涡轮前燃气温度t4、流量w4、压力p4。

32、本申请能够保障热端部件考核到位，有效支撑了发动机外场的飞行使用。

技术特征：

1.一种持久试车进气加温温度确定方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的持久试车进气加温温度确定方法，其特征在于，在步骤s1进一步包括：

3.如权利要求1所述的持久试车进气加温温度确定方法，其特征在于，步骤s2进一步包括：

4.如权利要求1所述的持久试车进气加温温度确定方法，其特征在于，步骤s3中，在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间，每个5℃形成一个离散温度点。

5.如权利要求1所述的持久试车进气加温温度确定方法，其特征在于，步骤s4中，压气机出口截面参数包括压气机进口流量w25、压气机出口温度t3、压气机出口压力p3，涡轮进口截面参数包括涡轮前燃气温度t4、流量w4、压力p4。

6.一种持久试车进气加温温度确定装置，其特征在于，包括：

7.如权利要求6所述的持久试车进气加温温度确定装置，其特征在于，所述第一发动机进口温度确定模块包括：

8.如权利要求6所述的持久试车进气加温温度确定装置，其特征在于，所述第一发动机进口温度确定模块包括：

9.如权利要求6所述的持久试车进气加温温度确定装置，其特征在于，在所述温度点离散模块中，在所述第一发动机进口温度与所述第二发动机进口温度之间，每个5℃形成一个离散温度点。

10.如权利要求6所述的持久试车进气加温温度确定装置，其特征在于，所述压气机出口截面参数包括压气机进口流量w25、压气机出口温度t3、压气机出口压力p3，涡轮进口截面参数包括涡轮前燃气温度t4、流量w4、压力p4。

技术总结
本申请属于发动机试验技术领域，具体涉及一种持久试车进气加温温度确定方法及装置。该方法包括步骤S1、确定用于模拟飞机处于指定高度及马赫数下第一发动机进口温度；步骤S2、确定在指定高度及马赫数下，对应的热天1％风险极值率大气温度下的第二发动机进口温度；步骤S3、在第一发动机进口温度与第二发动机进口温度之间形成多个离散温度点；步骤S4、对每一个离散温度点，根据发动机转速及排气温度控制计划确定压气机出口截面参数及涡轮进口截面参数；步骤S5、确定涡轮基体温度；步骤S6、将涡轮基体温度最高值对应的离散温度点作为发动机持久试车时所需的进口温度。本申请能够保障热端部件考核到位，有效支撑了发动机外场的飞行使用。

技术研发人员：陈伟博,程荣辉,柏帅宇,于明,姜繁生,张志舒,边家亮,陈仲光,邴连喜
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：2024/2/19