CN110631837A - 估计流体参数 - Google Patents

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CN110631837A CN201910536102.8A CN201910536102A CN110631837A CN 110631837 A CN110631837 A CN 110631837A CN 201910536102 A CN201910536102 A CN 201910536102A CN 110631837 A CN110631837 A CN 110631837A
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Abstract

本公开题为“估计流体参数”。本公开提供了一种估计在通道中流动的流体的参数的方法，该方法包括：提供能够操作以测量在该通道中流动的流体的一种或多种属性的多个仪器，该多个仪器设置在该通道中并布置在公共测量平面内；将流管分配给每个仪器，其中每个流管表示该公共测量平面中位于该通道内的空间区域，并且每个流管围绕该多个仪器中的一个仪器，其中该流管一起对应于该公共测量平面中的该通道的截面形状和面积；使用仪器来测量该流体的一种或多种属性，以获得每个流管的一个或多个测量值；使用每个流管的测量值来计算每个流管的推导值；以及对所有流管上的推导值求和。

Description

估计流体参数
本公开涉及估计在通道中流动的流体的一个或多个参数的装置和方法。
在用于飞行器的气体涡轮引擎中，进入进气口的空气由风扇加速以产生两股气流：进入压缩机的第一气流和通过旁路管道以提供推进推力的第二气流。该第二气流可大于该第一气流。
该旁路管道包括大致环形的通道。在气体涡轮引擎的该旁路管道中，在压力和温度方面存在强的不均匀分布。
准确估计通过旁路管道的空气流量对于执行飞行器的气体涡轮引擎的性能验证和合规性非常重要。估计通过旁路管道的空气流量可作为新飞行器引擎飞行测试的一部分来执行。估计总推力（例如，理想的总推力）可作为新飞行器引擎飞行测试的一部分来执行。在分析飞行器引擎的操作时，估计旁路管道内的焓通量也可为有意义的。
新飞行器引擎的飞行测试通知引擎电源管理的最终修正。电源管理将由正在测试的引擎分析和输送的飞行中推力的量关联起来，并将飞行中推力与一组生产测量值关联起来，这些测量值随后将用于生产引擎。
所分析的飞行中推力的不确定性可导致被测试的引擎对于其实际上可能不会产生的性能而言被扣除或计入。机身和引擎制造商希望尽可能减少飞行中推力的不确定性。
对于已知的引擎，通常认为海平面静态喷嘴装置的性能足以代表飞行中条件，因此只需进行较小的修正。
例如，由于无锁冷喷嘴以及该发动机更靠近翼部的安装，所以这种假设可能不适用于新引擎，诸如低比推力引擎。
推导出的质量流量和速度的不确定性增加导致引擎制造商承诺提供的推力的不确定性增加并且/或者可能影响特定的燃料消耗保证。
根据第一方面，提供了一种估计在通道中流动的流体的参数的方法，该方法包括：
提供能够操作以测量在通道中流动的流体的一种或多种属性的多个仪器，该多个仪器设置在通道中并布置在公共测量平面内；
将流管分配给每个仪器，其中每个流管表示该公共测量平面中位于该通道内的空间区域，并且每个流管围绕该多个仪器中的一个仪器，其中该流管一起对应于该公共测量平面中的该通道的截面形状和面积；
使用该仪器来测量该流体的一种或多种属性，以获得每个流管的一个或多个测量值；
使用每个流管的测量值来计算每个流管的推导值；以及
对所有流管上的推导值求和。
该流体可包括空气。
该通道可包括环形空间。该通道可为气体涡轮引擎的旁路管道。该环形空间可在气体涡轮引擎的旁路管道内。该通道可为电驱动的导管风扇的管道。
该公共测量平面可与该通道的纵向轴线成一角度。例如，该公共测量平面可与该通道的纵向轴线成最多至或至少20°、最多至或至少30°、最多至或至少45°、最多至或至少60°、最多至或至少75°、和/或最多至90°的角度。该公共测量平面可垂直于该通道的纵向轴线。
该多个仪器可位于推进式风扇的下游的旁路管道内。该多个仪器可位于冷喷嘴的上游的旁路管道内。该多个仪器可位于旁路管道内的一个或多个出口导向叶片的区域中。每个出口导向叶片可包括前缘和后缘。该多个仪器可设置在至少一个出口导向叶片的前缘的附近或上游。该多个仪器可设置在至少一个出口导向叶片的后缘的附近或下游。该多个仪器可设置在出口导向叶片的前缘和后缘之间。
该公共测量平面可位于推进式风扇的下游的旁路管道内。该公共测量平面可位于冷喷嘴的上游的旁路管道内。该公共测量平面可位于旁路管道内的一个或多个出口导向叶片的区域中。每个出口导向叶片可包括前缘和后缘。该公共测量平面可设置在至少一个出口导向叶片的前缘的附近或上游。该公共测量平面可设置在至少一个出口导向叶片的后缘的附近或下游。该公共测量平面可设置在出口导向叶片的前缘和后缘之间。
该多个仪器可以规则或不规则图案布置在该公共测量平面内。
该规则图案可包括一条或多条对称线。该规则图案可具有两重或更多重旋转对称性。该规则图案可具有两重、三重、四重、五重、六重、七重、八重、九重、十重、十一重或十二重旋转对称性。
该多个仪器可布置在一个或多个环中，每个环包括多个间隔开的仪器，例如，规则或不规则地间隔开的仪器。该多个仪器可布置在多个环中。该多个环可为同心的。在每个环（例如同心环）中，仪器之间的周向间距可相同或可变化。
该多个仪器可以间隔（例如，规则或不规则的间隔）沿周向和/或径向隔开。
由该多个仪器测量的流体的属性可包括以下中的一者或多者：压力，例如静态压力或总压力；温度；流体流速；流体流动速率；和/或流体流动方向，例如流动的偏航角、螺旋角或涡流角。
每个仪器可包括压力传感器。每个仪器可包括能够操作以测量或推导流体流速的传感器，诸如皮托管或偏航探头。
每个仪器可包括能够操作以测量或推导除总压力和静态压力之外的气流方向的传感器。每个仪器可包括偏航探头。
对所有流管上的推导值求和可包括对所有流管上的推导值进行积分。
每个流管的推导值可包括推导的流体（质量或体积）流量值。每个流管的推导值可包括推导的推力值。每个流管的推导值可包括推导的焓值。
每个流管的推导值可构成估计值。
在通道中流动的流体的参数可包括流体（质量或体积）流量。在通道中流动的流体的参数可包括推力，例如总推力或理想的总推力。在其中仪器能够操作以测量温度的实施方案中，在通道中流动的流体的参数可包括焓。
在对所有流管上的推导值求和之前，通过使用每个流管的测量值来计算每个流管的推导值，可获得在通道中流动的流体的参数的更精确估计值。
流管可全部具有相同的形状，或者可在公共测量平面内具有一种或多种不同的截面形状。每个流管在公共测量平面内可具有环形扇区的截面形状。
该方法可在飞行中或在地面测试设施中实施。
第二方面提供了一种用于估计在通道中流动的流体的参数的装置，该装置包括：
能够操作以测量在通道中流动的流体的一种或多种属性的多个仪器，该多个仪器设置在通道中并布置在公共测量平面内；
该通道可包括环形空间。该通道可为气体涡轮引擎的旁路管道。该环形空间可在气体涡轮引擎的旁路管道内。
该公共测量平面可与该通道的纵向轴线成角度。例如，该公共测量平面可与该通道的纵向轴线成最多至或至少20°、最多至或至少30°、最多至或至少45°、最多至或至少60°、最多至或至少75°、和/或最多至90°的角度。该公共测量平面可垂直于该通道的纵向轴线。
该多个仪器可位于推进式风扇的下游的旁路管道内。该多个仪器可位于冷喷嘴的上游的旁路管道内。该多个仪器可位于旁路管道内的一个或多个出口导向叶片的区域中。每个出口导向叶片可包括前缘和后缘。该多个仪器可设置在至少一个出口导向叶片的前缘的附近或上游。该多个仪器可设置在至少一个出口导向叶片的后缘的附近或下游。该多个仪器可设置在出口导向叶片的前缘和后缘之间。
该公共测量平面可位于推进式风扇的下游的旁路管道内。该公共测量平面可位于冷喷嘴的上游的旁路管道内。该公共测量平面可位于旁路管道内的一个或多个出口导向叶片的区域中。每个出口导向叶片可包括前缘和后缘。该公共测量平面可设置在至少一个出口导向叶片的前缘的附近或上游。该公共测量平面可设置在至少一个出口导向叶片的后缘的附近或下游。该公共测量平面可设置在出口导向叶片的前缘和后缘之间。
该多个仪器可以规则或不规则图案布置在该公共测量平面内。
该规则图案可包括一条或多条对称线。该规则图案可具有两重或更多重旋转对称性。该规则图案可具有两重、三重、四重、五重、六重、七重、八重、九重、十重、十一重或十二重旋转对称性。
该多个仪器可布置在一个或多个环中，每个环包括多个间隔开的仪器，例如，规则或不规则地间隔开的仪器。该多个仪器可布置在多个环中。该多个环可为同心的。在每个环（例如同心环）中，仪器之间的周向间距可相同。
该多个仪器可以间隔（例如，规则或不规则的间隔）沿周向和/或径向隔开。
由多个仪器测量的流体的属性可包括以下中的一者或多者：压力，例如，静态压力或总压力；温度；流体流速；流体流动速率和/或流体流动方向，例如流动的偏航角。
每个仪器可包括压力传感器。每个仪器可包括能够操作以测量或推导流体流速的传感器，诸如皮托管或偏航探头。
每个仪器可包括能够操作以测量或推导除总压力和静态压力之外的气流方向的传感器。每个仪器可包括偏航探头。
该装置可包括一个或多个数据存储设备，例如数据记录器，其适于存储仪器所测量的测量值和/或使用测量值计算的推导值。该数据存储设备可适于永久或临时存储测量值和/或推导值。
该多个仪器或该一个或多个数据存储设备可耦接到数据传输设备，该数据传输设备用于将测量值传输到计算机或其他数据处理设备。
第三方面提供了一种用于估计在通道中流动的流体的参数的***，该***包括：
根据第二方面的装置；和
计算机，该计算机适于与该多个仪器通信并用于：
接收由该多个仪器测量的流体的该一种或多种属性的测量值；
将流管分配给每个仪器，其中每个流管表示该公共测量平面中位于该通道内的空间区域，并且每个流管围绕该多个仪器中的一个仪器，其中该流管一起对应于该公共测量平面中的该通道的截面形状和面积；
使用每个流管的该测量值来计算每个流管的推导值；以及
对所有流管上的推导值求和。
由该多个仪器测量的测量值可以实时或接近实时地传送到计算机。
计算机可位于远离该多个仪器的位置。
测量值可例如以规则的间隔连续地、间歇地或周期性地传送。
该计算机还可适于生成在通道中流动的流体的参数的估计值。
每个流管的推导值可包括推导的流体（质量或体积）流量值。每个流管的推导值可包括推导的推力值。每个流管的推导值可包括推导的焓值。
每个流管的推导值可构成估计值。
在通道中流动的流体的参数可包括流体（质量或体积）流量。在通道中流动的流体的参数可包括推力，例如总推力或理想的总推力。在其中仪器能够操作以测量温度的实施方案中，在通道中流动的流体的参数可包括焓。
在环形空间位于飞行器的气体涡轮引擎的旁路管道中的情况下，该计算机可适于提供飞行中推力的估计值。
第四方面提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括根据第二方面的装置和/或根据第三方面的***。
第五方面包括载具，该载具包括根据第四方面的气体涡轮引擎和/或根据第三方面的***。
该载具可为飞行器。该载具可为飞行测试载具。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征如作适当变动，可以应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征可以应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征组合。
现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：
图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的前部的示意性剖视图；
图3是出口导向叶片的横截面；
图4示出了涡流角；
图5示出了在出口导向叶片前缘附近位置处的侧向横截面中的旁路管道；
图6示出了施加到与图5相同横截面的流管；
图7是旁路管道的一部分的示意性纵向剖视图，该旁路管道具有用于估计穿过设置在其中的环形空间的流体的流量的装置；
图8是旁路管道的一部分的示意性纵向剖视图，该旁路管道具有用于估计穿过设置在其中的环形空间的流体的流量的另一个装置；
图9是流程图，示出了估计流体通过环形空间的流量的方法；
图10示出了用于飞行器的控制***的操作，该控制***能够操作以为飞行器提供经修改的主控制参数；并且
图11是可应用本公开的方法和装置的飞行器的示例的示意图。
在附图中，类似的参考标号用于类似的部件。
参考图1，气体涡轮引擎通常用10表示，具有主轴线和旋转轴线11。引擎10以轴流式串联方式包括进气口12、推进式风扇13、中压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、中压涡轮18、低压涡轮19和排气喷嘴20。短舱21通常围绕引擎10并且限定进气口12和排气喷嘴20。
气体涡轮引擎10以常规方式运转，使得进入进气口12的空气被风扇13加速以产生两股气流：进入中压压缩机14的第一气流和通过旁路管道22以提供推进推力的第二气流。中压压缩机14在将空气输送到高压压缩机15（其中发生进一步的压缩）之前，压缩被引导至其中的气流。
从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮17、中压涡轮18和低压涡轮19膨胀，从而驱动该高压涡轮、中压涡轮和低压涡轮以提供额外推进推力。该高压涡轮17、中压涡轮18和低压涡轮19各自通过合适的互连轴分别驱动高压压缩机15、中压压缩机14和风扇13。
在旁路管道22中，在风扇13的下游，存在多个出口导向叶片23。出口导向叶片23以间隔沿周向隔开。旁路管道22在其下游端在冷喷嘴25处终止。冷喷嘴25在热喷嘴24周围形成环形空间。热燃烧产物在驱动低压涡轮19后穿过热喷嘴24。冷喷嘴25和热喷嘴24与排气喷嘴20连通。
本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选配置。以举例的方式，此类引擎可具有另选数量的互连轴（例如，两个）和/或另选数量的压缩机和/或涡轮。另外，该引擎可包括设置在从涡轮到压缩机和/或风扇的驱动系中的齿轮箱。
图2示意性地示出了相对于图1放大的气体涡轮引擎10的前部。为了清楚起见，仅示出了主轴11的一侧，但是应当理解，主轴11的另一侧可与示出的一侧大致相同。进气口12位于推进式风扇13的上游。在推进式风扇13的下游的旁路管道22中，存在多个出口导向叶片23。
图3以示意性横截面示出了出口导向叶片23之一。出口导向叶片23具有翼面形状。出口导向叶片23具有在前缘233和后缘234之间延伸的两个轴向侧231、232。
图5示出了在出口导向叶片23前缘附近位置处的侧向横截面中的旁路管道22。旁路管道22具有环形空间的形式并且由内壁221和外壁222限定。在规则的周向间距处，多个出口导向叶片23各自从内壁221径向延伸至外壁222。
如图所示，存在16个出口导向叶片23，它们围绕旁路管道22周向地规则隔开。在实施方案中，该多个出口导向叶片可包括不同数量的出口导向叶片。该出口导向叶片之间的周向间距可以不是规则的。
用于估计在通道中流动的流体的参数例如（质量或体积）流量的装置设置在旁路管道22中。该装置包括多个传感器50。四个传感器50设置在每隔一个出口导向叶片23的前缘处。传感器50沿着每隔一个出口导向叶片23的前缘以间隔隔开，该间隔可以是规则的或不规则的间隔。因此，在例示的示例中，四个传感器50设置在16个出口导向叶片23中的八个出口导向叶片上。因此，在出口导向叶片23的前缘附近的公共测量平面中存在32个传感器50的规则图案。该公共测量平面可与出口导向叶片23的前缘重合。传感器50的数量和布置可变化。例如，可存在设置在每隔一个出口导向叶片23的前缘处的多于或少于四个的传感器50。传感器50可设置在多于或少于出口导向叶片23的总数一半的前缘处。
公共测量平面可位于旁路管道22内的任何轴向位置处。
每个传感器50能够操作以测量或推导气流的方向。每个传感器50可包括偏航探头。
图6示出了如图5所示的旁路管道22的相同横截面。类似特征用类似的参考标号标记。为了清楚起见，仅示出了在其前缘设置有传感器50的出口导向叶片23。公共测量平面被分成32个流管60，如虚线所示。每个流管60表示公共测量平面中的空间区域。每个流管60具有环形扇区的形状。每个流管60在其中的中心位置处包括一个传感器50。流管60的数量、布置和形状可根据公共测量平面中传感器的数量和布置而变化。
图7为旁路管道22的一部分的示意性纵向剖视图，该旁路管道包括图5和图6所示的装置。气体涡轮引擎的主轴11由虚线表示。推进式风扇13包括多个风扇转子叶片131。该风扇转子叶片131中的三个风扇转子叶片示于图6中。该风扇转子叶片131沿箭头70指示的方向旋转。该出口导向叶片23中的三个出口导向叶片示于图7中。可包括偏航探头的传感器50设置在出口导向叶片23之一的前缘233处。
图7中还示出了三个矢量。第一矢量u表示由于推进式风扇13的旋转而产生的周向速度。第二矢量w表示通过旋转风扇叶片观察到的气流相对速度。第三矢量v表示通过风扇出口导向叶片23观察到的实际速度矢量。
来自设置在（至少一些）风扇出口导向叶片的前缘处的偏航管的测量值可用于推导每个流管的总压力、静态压力和涡流角的值。推导出每个流管的涡流角的值，可提供有关流体流与出口导向叶片的入射角以及由此产生的压力损失的信息。
图8是旁路管道22的一部分的示意性纵向剖视图，包括用于估计通道中流体流动的参数例如（质量或体积）流量的装置的另一个实施方案。如图7所示，气体涡轮引擎的主轴11由虚线表示。推进式风扇13包括多个风扇转子叶片131。该风扇转子叶片131中的三个风扇转子叶片示于图8中。风扇转子叶片131沿箭头70指示的方向旋转。该出口导向叶片23中的三个出口导向叶片示于图8中。
多个传感器80布置在距出口导向叶片23的后缘234的下游较短距离处的公共测量平面中。传感器80中的两个传感器示于图8中。传感器80被设置成使得它们各自与一对相邻出口导向叶片23之间的间隙的中心部分纵向对齐。该多个传感器80可以规则或不规则图案布置在公共测量平面内。每个传感器80可包括能够操作以测量流体流速的压力测量仪器，诸如皮托管。每个传感器80可包括偏航管。流管可与每个传感器80相关联。
图8中还示出了三个矢量。第一矢量u表示由于推进式风扇13的旋转而产生的周向速度。第二矢量w表示通过风扇转子叶片观察到的气流相对速度。第三矢量v表示通过风扇出口导向叶片23观察到的实际速度矢量。
传感器80可位于出口导向叶片23的下游位置，在该位置处流体流动可能受到或可能不受来自出口导向叶片23尾流的干扰。传感器80可包括皮托管或偏航探头，其可能够操作以测量总压力和静态压力。可假设涡流角接近出口导向叶片出口角。
用于估计在通道中流动的流体的参数的装置可包括能够操作以测量在通道中流动的流体的一种以上属性的传感器。可测量的流体属性可包括：压力，例如总压力或静态压力；温度；流体流速；流体流动速率和/或流体流动方向，例如流动的偏航角。
由传感器50、80测量的每个流管的测量值可存储在本地，例如存储在数据记录器的存储器中，以供日后分析。测量值可临时或永久保存。另选地，由传感器50、80测量的测量值可被传送到处理器或计算机，以便实时或近实时处理。处理器或计算机可远离传感器定位。测量值可例如以规则的间隔连续地、间歇地或周期性地传送。
处理器或计算机被配置为使用每个流管的测量值来计算每个流管的推导值。处理器被配置为对所有流管上的推导值求和。该计算机被配置成基于所有流管上的导出值的总和来生成在通道中流动的流体的参数的估计。
该参数可为流体（质量或体积）流量。通过通道（例如，旁路管道）的流体流量的估计值可用于提供飞行中推力的估计值。
通过对在通道（例如，旁路管道）中流动的流体的一种或多种属性进行多次同时测量，可实现良好的覆盖和/或减少的取样误差。
本公开可减少飞行测试期间飞行中产生的推力的不确定性。
在公共测量平面中的多个仪器可同时提供在通道中流动的流体的一种或多种属性的多个读数。测量在公共测量平面内的特定径向位置和周向位置处的一种或多种属性，例如压力。
通过将公共测量平面定位在旁路管道中的出口导向叶片的附近或下游，可推导出流体（质量或体积）流量的更精确估计值。流体（质量或体积）流量的推导估计值可能比使用已知方法获得的更精确，已知方法诸如：(i)基于进气压力测量值的推导流体（质量）流量估计值，因为这可能由于假设的进气有效面积和/或假设的进气排放系数中的不确定性而不准确；或者(ii)基于喷嘴性能推导的流体（质量）流量估计值，因为这可能由于假设的喷嘴排放系数中的不确定性而不准确。
图9示出了估计在通道中流动的流体的参数的方法，该通道诸如气体涡轮引擎的旁路管道。
第一步骤91包括提供能够操作以测量在通道中流动的流体的一种或多种属性的多个仪器，该多个仪器设置在通道中并布置在公共测量平面内。该公共测量平面可与该环形空间的纵向轴线成角度。
在第二步骤92中，将流管分配给每个仪器。每个流管表示通道内的公共测量平面中的空间区域，并且每个流管围绕该多个仪器中的一个仪器。流管一起对应于公共测量平面中的通道的截面形状和面积。
第三步骤93包括使用仪器测量流体的一种或多种属性，以获得每个流管的一个或多个测量值。
第四步骤95包括使用每个流管的测量值来计算每个流管的推导值。
第五步骤95包括对所有流管上的推导值求和。
根据静态压力和总压力的测量值估计环形空间中质量流量的公式由下面的公式1给出。
·
·
Figure DEST_PATH_IMAGE001
· 公式1
·
在公式1中：
• Ps =静态压力
• Pt =总压力
• W =质量-流量
• γ =比热的比率，其为温度和化学组成的显函数的气体性质；对于上述公式的推导，它被认为是常数。对于空气，γ ≈ 1.4是旁路管道中非常好的近似值。
• R =气体常数
• Tt =总温度
• A =面积
图4也是指公式1。图4示出了有效区域A。有效区域A可以是环形空间中侧向平面内的区域。垂直于有效区域A的虚线42指示穿过环形空间的纵向方向。箭头41表示通过有效区域A的质量流的流动矢量。涡流角α是通过环形空间的纵向方向（虚线42）和流动矢量（箭头41）之间的角度。
本公开可减少飞行测试期间飞行中产生的推力的不确定性。
在本公开中，将注意到，根据典型的已知零维流体（质量）流量推导，在估计流体（质量）流量之前不执行对所测量的量的求平均。在本公开中，对公共测量平面中的所有流单独进行流体（质量）流量推导。穿过通道（例如气体涡轮引擎的旁路管道内）的总流体（质量）流量是单个流管流体（质量）流量的空间总和。
根据本公开，可基于测量值并且不依赖于不确定精度的假定喷嘴排放系数，推导出在引擎环境中的流体（质量或体积）流量的估计值。
在飞行中，例如在飞行测试期间，在引擎环境中推导出的估计流体（质量或体积）流量可用于推导喷嘴排放系数的飞行中估计值。喷嘴排放系数的飞行中估计值可与假定值（例如，海平面静态测试结果）进行比较以识别差异。喷管排放系数的飞行中估计值和假定值之间的差异在实验上提供了翼部-引擎相互作用影响在公差范围内的估计值。否则，使用分析方法估计翼部-引擎相互作用的影响。
通过比较，已知基于流体（质量）流量和喷射速度的推导来推导飞行中推力，假定：
• 冷喷嘴性能，即排放系数和速度系数，
• 一系列总压力测量值，对其求平均和校正，以推导出冷喷嘴平面处的总压力；
• 喷嘴平面处的总压力与环境压力或基础压力的比率提供喷嘴平面处的马赫数；
• 假定的风扇效率提供了温度估计值，该值与上述马赫数一起提供了排气喷射速度；
• 喷射速度和有效喷嘴面积（有效面积是几何喷嘴面积乘以假定的喷嘴排放系数）用于估计流体体积流量(WTAP)；
• 使用绝对平均总压力和温度的知识从流体体积流量(WTAP)推导出流体质量流量(W)；
• 如上所述的估计的流体质量流量和喷射速度以及假定的喷嘴速度系数共同提供总推力的估计值。
实际上，在已知方法中，基于喷嘴排放系数来估计用于估计飞行中推力的推导的流体（质量或体积）流量和喷射速度两者，喷嘴排放系数通过引擎环境外部的其他装置推导而不是由引擎制造商负责或参与。因此，任何推导出的流体（质量或体积）流量估计值的准确性将是不确定的。
图10示出了用于飞行器的控制***100。该控制***100为飞行器提供经修改的主控制参数105。
该控制***100包括主控制参数支路和主控制参数补偿支路。
在主控制参数支路中，飞行器信号101（例如，来自监视飞行器的操作的飞行器传感器）使飞行员或自动驾驶仪实现飞行器引擎的推力需求102，以传递增大或减小的推力。推力需求102产生主控制参数103中的需求。
在主控制参数补偿支路中，检测涡流角和/或风扇压力在相对于参考的主控制参数下的绝对水平和/或空间分布的检测到的变化107。推导并因此检测涡流角和/或风扇压力的绝对水平和/或空间分布的任何变化可包括利用通过飞行器引擎的旁路管道的流体的估计流量，例如，通过使用本文公开的方法（诸如图9的方法）和/或通过使用本文公开的装置（诸如图5、图6、图7或图8中任一者的装置）产生的流量。
在主控制参数补偿支路中，涡流角和/或风扇压力的绝对水平和/或空间分布的检测到的变化107然后被转换成主控制参数106的变化。
主控制参数支路和主控制参数补偿支路均馈入处理器104中。处理器104接收从主控制参数支路输出的主控制参数103中的需求和从主控制参数补偿支路输出的主控制参数106的变化。
处理器104比较来自主控制参数支路的主控制参数103中的需求和从主控制参数补偿支路输出的主控制参数106的变化，并产生经修改的主控制参数105。
图11示出了飞行器110的示例，该飞行器可为飞行测试飞行器。飞行器110包括机身111。第一翼部112从机身111的一侧延伸，并且第二翼部113从机身111的另一侧延伸。第一翼部112具有安装在其下方的第一引擎114。第二翼部113具有安装在其下方的第二引擎115。第一引擎114和第二引擎115是气体涡轮引擎。第一引擎114和第二引擎115包括如本文所述的装置，例如如图5、图6、图7或图8所述的装置，用于估计通过旁路管道的空气流量。通过实施本文公开的方法，可基于由位于旁路管道内公共测量平面内的仪器进行的测量来获得通过旁路管道的空气流量的估计值。飞行器110的操作可包括使用控制***，该控制***利用通过旁路管道的估计空气流量和/或涡流角或压力的分布，以向飞行器提供经修改的主控制参数。本文关于图10描述了示例性控制***。
该飞行器可包括与关于图11所示的示例所述的引擎不同的数量和布置。
本公开可用于估计穿过环形空间的流体流量，例如压力和/或温度具有强不均匀分布的环形空间。因此，例如，本公开可用于航空航天、船舶或工业气体涡轮引擎的冷段或热段。类似地，本公开可应用于电驱动的飞行器推进器，诸如马达驱动的导管风扇。
应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (20)

1.一种估计在通道中流动的流体的参数的方法，所述方法包括：
提供能够操作以测量在所述通道中流动的所述流体的一种或多种属性的多个仪器，所述多个仪器设置在所述通道中并布置在公共测量平面内；
将流管分配给每个仪器，其中每个流管表示所述公共测量平面中位于所述通道内的空间区域，并且每个流管围绕所述多个仪器中的一个仪器，其中所述流管一起对应于所述公共测量平面中的所述通道的截面形状和面积；
使用所述仪器来测量所述流体的所述一种或多种属性，以获得每个流管的一个或多个测量值；
使用每个流管的所述测量值来计算每个流管的推导值；以及
对所有所述流管上的所述推导值求和。
2.根据权利要求1所述的方法，其中所述公共测量平面与所述通道的纵向轴线成角度。
3.根据权利要求1所述的方法，其中所述通道为气体涡轮引擎的旁路管道。
4.根据权利要求3所述的方法，其中所述公共测量平面位于推进式风扇的下游的所述旁路管道内。
5.根据权利要求3所述的方法，其中所述公共测量平面位于所述旁路管道内的一个或多个出口导向叶片的区域的上游、下游或区域中。
6.根据权利要求1所述的方法，其中由所述多个仪器测量的所述流体的所述属性包括以下中的一者或多者：压力，例如静态压力或总压力；温度；流体流速；流体流动速率和/或流体流动方向，例如流动的偏航角、螺旋角或涡流角。
7.根据权利要求1所述的方法，其中每个流管的所述推导值包括推导的流体（质量或体积）流量值、推导的推力值或推导的焓值。
8.根据权利要求1所述的方法，其中在所述通道中流动的所述流体的所述参数包括流体（质量或体积）流量、推力或焓。
9.一种用于估计在通道中流动的流体的参数的装置，所述装置包括：
能够操作以测量在所述通道中流动的所述流体的属性的多个仪器，所述多个仪器设置在所述通道中并布置在公共测量平面内。
10.根据权利要求9所述的装置，其中所述公共测量平面与所述通道的纵向轴线成角度。
11.根据权利要求9所述的装置，其中所述通道为气体涡轮引擎的旁路管道。
12.根据权利要求9所述的装置，其中所述多个仪器以规则或不规则图案布置在所述公共测量平面内。
13.根据权利要求9所述的装置，其中所述多个仪器以间隔例如规则或不规则的间隔沿周向和/或径向隔开。
14.根据权利要求9所述的装置，其中每个仪器包括压力传感器、能够操作以测量或推导流体流速的传感器和/或能够操作以测量或推导气流方向的传感器。
15.根据权利要求13至18中任一项所述的装置，包括适于存储由所述仪器测量的所述测量值的一个或多个数据存储设备。
16.一种用于估计在通道中流动的流体的参数的***，所述***包括：
根据权利要求9所述的装置；并且
计算机，所述计算机适于与所述多个仪器通信并用于：
接收由所述多个仪器测量的所述流体的所述一种或多种属性的测量值；
将流管分配给每个仪器，其中每个流管表示所述公共测量平面中位于所述通道内的空间区域，并且每个流管围绕所述多个仪器中的一个仪器，其中所述流管一起对应于所述公共测量平面中的所述通道的截面形状和面积；
使用每个流管的所述测量值来计算每个流管的推导值；以及
对所有所述流管上的所述推导值求和。
17.根据权利要求16所述的***，其中所述计算机适于对所有所述流管上的所述推导值求积分。
18.根据权利要求16所述的***，其中所述计算机还适于生成在所述通道中流动的所述流体的所述参数的估计值。
19.根据权利要求18所述的***，其中所述通道为用于飞行器的气体涡轮引擎的旁路管道，并且在所述通道中流动的所述流体的所述参数为流体质量流量或流体体积流量，其中所述计算机还适于基于所生成的所述通道中的流体质量流量或流体体积流量的估计值来提供飞行中推力的估计值。
20.一种气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎包括根据权利要求9所述的装置和/或根据权利要求16所述的***。
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CN112485013A (zh) * 2020-11-16 2021-03-12 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置及测压试验方法

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