CN108197342B - 一种航空发动机空气***非设计性漏气计算方法 - Google Patents

一种航空发动机空气***非设计性漏气计算方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及航空发动机空气***设计领域，特别涉及一种航空发动机空气***非设计性漏气计算方法。计算方法包括如下步骤：将流路分为上游典型流动结构、复杂漏气结构和下游典型流动结构；分别针对上、下游典型流动结构开展单元级流量特性试验，分别获得上、下游典型流动结构的流量与进出口压比对应关系；分别开展上、下游典型流动结构的进出口压力测量，获得上、下游典型流动结构的进、出口压力；分别计算上、下游典型流动结构流量；计算复杂漏气结构的非设计性漏气量；本发明的航空发动机空气***非设计性漏气计算方法，能够准确获得复杂结构的非设计性漏气量，大大提高航空发动机空气***设计精度，实现空气***功能，保证航空发动机的运行安全。

Description

一种航空发动机空气***非设计性漏气计算方法
技术领域
本发明涉及航空发动机空气***设计领域，特别涉及一种航空发动机空气***非设计性漏气计算方法。
背景技术
航空发动机空气***是由高压压气机引气，经管路、集气腔、通气孔和篦齿等结构，流到发动机盘腔，实现盘轴均温/冷却、转子轴向力调节、盘缘封严等功能。发动机设计中空气***流路沿程结构均采用相应的密封形式，按完全密封考虑，但由于受加工、装配及热态工作环境的影响不能实现完全密封存在泄漏，即非设计性漏气。空气***流路如存在非设计性漏气，将造成流路下游腔室压力不足、冷气量减少等，从而使空气***偏离设计目标，相关功能无法实现，严重时影响航空发动机的运行安全，所以对航空发动机空气***流路非设计性漏气的分析尤为重要。
航空发动机空气***流路沿程结构复杂，漏气位置结构形式多样，且由于漏气结构受热态工作环境影响，使分析难度增加。
以往对于航空发动机空气***流路沿程复杂结构非设计性漏气，通常根据经验，预估非设计性漏气面积，在空气***网络中模化非设计性漏气单元，计算非设计性漏气量；但是，该方法中非设计性漏气面积的预估以设计经验为基础，且漏气位置通常为复杂的非典型单元结构，单元模化计算存在偏差，所以该方法误差很大，这可能使空气***偏离设计目标，相关功能无法实现，影响航空发动机的运行安全。
另外，如果设计阶段不能精确分析复杂结构非设计性漏气，使空气***功能无法实现。发动机试车过程中，出现相关故障，没有现场的解决措施，而只能下台分解，重新设计，这会导致试验周期大大加长，无论是经济成本还是时间成本都会显著增加。
发明内容
本发明的目的是提供了一种航空发动机空气***非设计性漏气计算方法，以解决现有航空发动机空气***非设计性漏气计算方法存在的至少一个问题。
本发明的技术方案是：
一种航空发动机空气***非设计性漏气计算方法，包括如下步骤：
步骤一、将航空发动机空气***流路分为上游典型流动结构、复杂漏气结构和下游典型流动结构三个单元级模块；
步骤二、分别针对上游典型流动结构和下游典型流动结构开展单元级流量特性试验，分别获得所述上游典型流动结构和下游典型流动结构的流量与进出口压比对应关系；
步骤三、在所述航空发动机空气***流路上，分别开展上游典型流动结构和下游典型流动结构的进出口压力测量，获得上游典型流动结构和下游典型流动结构的进、出口压力；
步骤四、根据所述步骤二获得的流量与进出口压比对应关系以及所述步骤三获得的进、出口压力，分别计算所述上游典型流动结构和下游典型流动结构流量；
步骤五、计算复杂漏气结构的非设计性漏气量。
可选的，所述的航空发动机空气***非设计性漏气计算方法还包括：
步骤六、在航空发动机空气***上，在不同热态工作环境下分别进行上述步骤三至步骤五的测试，获得不同热态工作环境下复杂结构的非设计性漏气量。
可选的，在所述步骤二中，对上游典型流动结构开展单元级流量特性试验包括：
步骤2.11、应用流量计测量上游典型结构的流量；
步骤2.12、应用压力传感器测量相应状态进、出口的压力；
步骤2.13、获得上游典型结构流量与进、出口压比的对应关系；
对上游典型流动结构开展单元级流量特性试验包括：
步骤2.21、应用流量计测量下游典型结构的流量；
步骤2.22、应用压力传感器测量相应状态进、出口的压力；
步骤2.23、获得下游典型结构流量与进、出口压比的对应关系。
可选的，在所述步骤三中，上游典型流动结构进出口压力测量包括：
在上游典型流动结构进出口布置压力测点，获得上游典型结构的进、出口压力；
在下游典型流动结构进出口布置压力测点，获得下游典型结构的进、出口压力。
可选的，在所述步骤五中，根据漏气量等于进口流量与出口流量的差值，来计算复杂漏气结构的漏气量
发明效果：
本发明的航空发动机空气***非设计性漏气计算方法，能够准确获得复杂结构的非设计性漏气量，大大提高航空发动机空气***设计精度，实现空气***功能，保证航空发动机的运行安全。
附图说明
图1是本发明航空发动机空气***非设计性漏气计算方法的流路原理图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
下面结合附图1对本发明航空发动机空气***非设计性漏气计算方法做进一步详细说明。
本发明提供了一种航空发动机空气***非设计性漏气计算方法，包括如下步骤：
步骤一、根据需分析流路特点，将航空发动机空气***流路分为上游典型流动结构、复杂漏气结构和下游典型流动结构三个单元级模块。
步骤二、分别针对上游典型流动结构和下游典型流动结构开展单元级流量特性试验，分别获得所述上游典型流动结构和下游典型流动结构的流量与进出口压比对应关系。
具体地，对上游典型流动结构开展单元级流量特性试验包括：
步骤2.11、应用流量计测量上游典型结构的流量Gs；
步骤2.12、应用压力传感器测量相应状态进口的压力Pin、出口的压力Pout；
步骤2.13、获得上游典型结构流量与进、出口压比的对应关系：
Figure BDA0001485907110000051
其中，ξs为流量系数；
对上游典型流动结构开展单元级流量特性试验包括：
步骤2.21、应用流量计测量下游典型结构的流量Gx；
步骤2.22、应用压力传感器测量相应状态进口的压力Pin、出口的压力Pout；
步骤2.23、获得下游典型结构流量与进、出口压比的对应关系：
Figure BDA0001485907110000052
其中，ξx为流量系数；
步骤三、在航空发动机空气***流路上，分别开展上游典型流动结构和下游典型流动结构的进出口压力测量，获得上游典型流动结构和下游典型流动结构的进、出口压力。
具体地，上游典型流动结构进出口布置压力测点，进口压力测点
Figure BDA00014859071100000610
出口压力测点
Figure BDA0001485907110000069
获得上游典型结构的进、出口压力；
下游典型流动结构进出口布置压力测点，进口压力测点
Figure BDA0001485907110000063
出口压力测点
Figure BDA0001485907110000064
获得下游典型结构的进、出口压力。
步骤四、根据步骤二获得的流量与进出口压比对应关系以及步骤三获得的进、出口压力，分别计算上游典型流动结构和下游典型流动结构流量。
具体地，依据零单元级流量特性试验获得的上游典型结构流量与进、出口压比的对应关系：
Figure BDA0001485907110000061
和***流路测试得到的
Figure BDA0001485907110000065
和
Figure BDA0001485907110000066
计算获得***流路中测试状态上游典型结构流量Gs；
依据单元级流量特性试验获得的下游典型结构流量与进、出口压比的对应关系：
Figure BDA0001485907110000062
和***流路测试得到的
Figure BDA0001485907110000067
和
Figure BDA0001485907110000068
计算获得***流路中测试状态下游典型结构流量Gx。
步骤五、计算复杂漏气结构的非设计性漏气量。
具体地，根据漏气量＝进口流量-出口流量，即Gr＝GS-GX，计算复杂漏气结构的非设计性漏气量。
进一步，本发明的航空发动机空气***非设计性漏气计算方法还包括：
步骤六、在航空发动机空气***上，在不同热态工作环境下分别进行上述步骤三至步骤五的测试，获得不同热态工作环境下复杂结构的非设计性漏气量。
本文发明的分析方法中，通过流量特性和进出口压力试验测量结果，获得上、下游典型流动结构流量，并在此基础上，得到复杂漏气结构漏气量，可见该复杂结构非设计性漏气分析方法可行，获得的漏气量准确，同时可进行不同热态工作环境下复杂结构非设计性漏气分析。
本文发明的航空发动机空气***非设计性漏气计算方法，能够准确获得复杂结构的非设计性漏气量，大大提高航空发动机空气***设计精度，实现空气***功能，保证航空发动机的运行安全；另外，本方法可用于不同热态工作环境下复杂结构非设计性漏气分析，所以对于不同工作状态下的航空发动机，该方法均适用。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (3)

1.一种航空发动机空气***非设计性漏气计算方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、将航空发动机空气***流路分为上游典型流动结构、复杂漏气结构和下游典型流动结构三个单元级模块；
步骤二、分别针对上游典型流动结构和下游典型流动结构开展单元级流量特性试验，分别获得所述上游典型流动结构和下游典型流动结构的流量与进出口压比对应关系；
对上游典型流动结构开展单元级流量特性试验包括：
步骤2.11、应用流量计测量上游典型结构的流量；
步骤2.12、应用压力传感器测量相应状态进、出口的压力；
步骤2.13、获得上游典型结构流量与进、出口压比的对应关系；
Figure FDA0003324680500000011
其中，Gs为上游典型结构的流量，Pin为上游典型结构进口的压力，Pout为上游典型结构出口的压力，ξs为流量系数；
对下游典型流动结构开展单元级流量特性试验包括：
步骤2.21、应用流量计测量下游典型结构的流量；
步骤2.22、应用压力传感器测量相应状态进、出口的压力；
步骤2.23、获得下游典型结构流量与进、出口压比的对应关系；
Figure FDA0003324680500000012
其中，Gx为下游典型结构的流量，Pin为下游典型结构进口的压力，Pout为下游典型结构出口的压力，ξx为流量系数；
步骤三、在所述航空发动机空气***流路上，分别开展上游典型流动结构和下游典型流动结构的进出口压力测量，获得上游典型流动结构和下游典型流动结构的进、出口压力；
步骤四、根据所述步骤二获得的流量与进出口压比对应关系以及所述步骤三获得的进、出口压力，分别计算所述上游典型流动结构和下游典型流动结构流量；
步骤五、计算复杂漏气结构的非设计性漏气量；
步骤六、在航空发动机空气***上，在不同热态工作环境下分别进行上述步骤三至步骤五的测试，获得不同热态工作环境下复杂结构的非设计性漏气量。
2.根据权利要求1所述的航空发动机空气***非设计性漏气计算方法，其特征在于，在所述步骤三中，上游典型流动结构进出口压力测量包括：
在上游典型流动结构进出口布置压力测点，获得上游典型结构的进、出口压力；
在下游典型流动结构进出口布置压力测点，获得下游典型结构的进、出口压力。
3.根据权利要求1所述的航空发动机空气***非设计性漏气计算方法，其特征在于，在所述步骤五中，根据漏气量等于进口流量与出口流量的差值，来计算复杂漏气结构的漏气量。
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