CN113899557A - 确定航空发动机空气***特性的方法和装置 - Google Patents

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Abstract

本公开提出一种确定航空发动机空气***特性的方法和装置，涉及航空发动机领域。基于航空发动机低转速阶段的空气***的特性测试数据，构建表示空气***特性变化规律的空气***特性的预测模型；利用预测模型，预测航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据。利用航空发动机低转速阶段的空气***的特性测试数据，发现空气***特性变化规律，并构建相应的预测模型，通过预测来获得航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据。

Description

确定航空发动机空气***特性的方法和装置
技术领域
本公开涉及航空发动机领域，特别涉及一种确定航空发动机空气***特性的方法和装置。
背景技术
在生产实践中，获得航空发动机的空气***的特性数据非常重要，可以用于指导航空发动机的设计，评估航空发动机的特性等。
航空发动机低转速阶段的空气***的特性数据可以通过测试获得。发明人发现，还需要预先知道航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据，以判定定高转速时航空发动机的安全性等。
发明内容
本公开实施例利用航空发动机低转速阶段的空气***的特性测试数据，发现空气***特性变化规律，并构建相应的预测模型，通过预测来获得航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据。
本公开一些实施例提出一种确定航空发动机空气***特性的方法，包括：
基于航空发动机低转速阶段的空气***的特性测试数据，构建表示空气***特性变化规律的空气***特性的预测模型；
利用所述预测模型，预测航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据。
在一些实施例中，航空发动机低转速阶段包括基准局部历程，所述基准局部历程包括：航空发动机低转速上升阶段和航空发动机低转速平稳阶段；构建所述预测模型，包括：
根据航空发动机低转速上升阶段空气***的温度与高压压气机出口温度的测试数据，构建以高压压气机出口温度为自变量和以空气***的温度为因变量的第一预测模型；
根据航空发动机低转速平稳阶段空气***单位时间温度升高量的测试数据,构建以时间为自变量和以空气***单位时间温度升高量为因变量的第二预测模型；
将所述第一预测模型和所述第二预测模型作为预测空气***温度的预测模型。
在一些实施例中，所述第一预测模型为线性关系模型；所述第二预测模型为对数关系模型。
在一些实施例中，预测航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据，包括：
获取设定的航空发动机高转速阶段的预测目标以及测试历程，其中，航空发动机高转速阶段包括至少一个待预测局部历程，预测目标包括航空发动机的目标转速和目标转速上的目标稳定时间，测试历程包括基准局部历程0和至少一个待预测局部历程，特性测试数据还包括航空发动机低转速平稳阶段空气***的温度变化量ΔT0；
根据所述第一预测模型和目标转速相应的高压压气机出口温度，确定目标转速相应的空气***的温度Tn；
根据所述第二预测模型，结合测试历程和目标稳定时间，确定各个待预测局部历程i中航空发动机高转速平稳阶段空气***的温度变化量ΔTi以及目标转速所在待预测局部历程n中航空发动机高转速平稳阶段在目标稳定时间内空气***的温度变化量ΔTn’，其中，待预测局部历程i是基准局部历程0之后至目标转速所在待预测局部历程n之间的待预测局部历程；
根据Tn、ΔT0、ΔTi以及ΔTn’，确定空气***在预测目标相应的预测温度。
在一些实施例中，确定ΔTi和ΔTn’，包括：
根据测试历程，将各个待预测局部历程i中航空发动机高转速平稳阶段的持续时间，分别输入所述第二预测模型，分别输出各个ΔTi；
根据测试历程，将目标转速上的目标稳定时间输入所述第二预测模型，输出ΔTn’。
在一些实施例中，将Tn、ΔT0、ΔTi和ΔTn’的累加值，确定为空气***在预测目标相应的预测温度。
在一些实施例中，n的范围是1～3。
在一些实施例中，航空发动机低转速阶段包括基准局部历程；构建所述预测模型，包括：根据基准局部历程中空气***的压力与高压压气机出口压力的测试数据，构建以高压压气机出口压力为自变量、以空气***的压力为因变量的第三预测模型，将所述第三预测模作为预测空气***压力的预测模型。
在一些实施例中，所述第三预测模型为线性关系模型。
在一些实施例中，预测航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据，包括：
获取设定的航空发动机高转速阶段的预测目标，其中，预测目标包括航空发动机的目标转速；
根据所述第三预测模型和目标转速相应的高压压气机出口压力，确定目标转速相应的空气***的压力。
在一些实施例中，特性测试数据是空气***的一腔室的特性测试数据；预测模型是空气***的所述腔室的特性的预测模型；预测的特性数据是航空发动机高转速阶段的空气***的所述腔室的特性数据。
本公开一些实施例提出一种确定航空发动机空气***特性的装置，包括：存储器；以及耦接至所述存储器的处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行任一个实施例所述的确定航空发动机空气***特性的方法。
本公开一些实施例提出一种非瞬时性计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现任一个实施例所述的确定航空发动机空气***特性的方法的步骤。
附图说明
下面将对实施例或相关技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。根据下面参照附图的详细描述，可以更加清楚地理解本公开。
显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示出本公开一些实施例的确定航空发动机空气***特性的方法的流程示意图。
图2示出本公开另一些实施例的确定航空发动机空气***特性的方法的流程示意图。
图3示出本公开一些实施例的构建预测空气***温度的预测模型的方法的流程示意图。
图4示出本公开一些实施例的空气***的温度与高压压气机出口温度之间的关系示意图。
图5示出本公开一些实施例的空气***单位时间温度升高量与时间之间的关系示意图。
图6示出本公开一些实施例的预测航空发动机高转速阶段的空气***的温度的方法的流程示意图。
图7示出本公开应用例的预测航空发动机高转速阶段的空气***的温度的示意图。
图8示出本公开一些实施例的构建预测空气***压力的预测模型的方法和预测航空发动机高转速阶段的空气***的压力的方法的流程示意图。
图9示出本公开一些实施例的空气***的压力与高压压气机出口压力之间的关系示意图。
图10为本公开一些实施例的确定航空发动机空气***特性的装置的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本公开实施例中的附图，对本公开实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
除非特别说明，否则，本公开中的“第一”“第二”“第三”等描述用来区分不同的对象，并不用来表示大小或时序等含义。
本公开各个实施例中的航空发动机的转速例如可以是物理转速或相对换算转速。物理转速经过换算可以得到相对换算转速。根据物理转速N和相应的高压压气机进口温度Tt25，计算得到高压压气机的换算转速N25R＝N/sqrt(Tt25/288.15)；根据预设的设计点的物理转速N_ds和相应的高压压气机进口温度Tt25_ds，计算得到设计点的换算转速N25R_ds＝N_ds/sqrt(Tt25_ds/288.15)；根据高压压气机的换算转速N25R和设计点的换算转速N25R_ds计算得到物理转速N的相对换算转速N25R_relative＝N25R/N25R_ds。
图1示出本公开一些实施例的确定航空发动机空气***特性的方法的流程示意图。
如图1所示，该实施例的方法包括：
在步骤110，基于航空发动机低转速阶段的空气***的特性测试数据，构建表示空气***特性变化规律的空气***特性的预测模型。
在步骤120，利用预测模型，预测航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据。
其中，航空发动机在高转速阶段的转速比在低转速阶段的转速大。本公开并不限定高转速阶段的转速范围或低转速阶段的转速范围。
利用航空发动机低转速阶段的空气***的特性测试数据，发现空气***特性变化规律，并构建相应的预测模型，通过预测获得航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据。
当空气***包括多个腔室时，针对每个腔室，分别执行步骤110-120的方法，从而预测空气***每个腔室的特性数据。具体来说，如图2所示，该实施例的确定航空发动机空气***特性的方法包括：
在步骤210，基于航空发动机低转速阶段的空气***任一个腔室的特性测试数据，构建表示空气***该腔室特性变化规律的空气***该腔室特性的预测模型。
在步骤220，利用预测模型，预测航空发动机高转速阶段的空气***的该腔室的特性数据。
在航空发动机高转速阶段的空气***某腔室的特性数据在实践中难以通过测试获得的情况下，利用航空发动机低转速阶段的空气***该腔室的特性测试数据，发现空气***该腔室特性变化规律，并构建相应的预测模型，通过预测获得航空发动机高转速阶段的空气***该腔室的特性数据。
可见，预测空气***的特性和预测空气***某腔室的特性的方法是一致的，预测空气***的特性的方法同样适用于预测空气***某腔室的特性。为了使描述更简洁，后续不特别区分预测空气***的特性或预测空气***某腔室的特性。
空气***的特性参数例如包括温度、压力等，下面分别描述预测航空发动机高转速阶段的空气***的温度和压力的方法。
图3示出本公开一些实施例的构建预测空气***温度的预测模型的方法的流程示意图。
如图3所示，该实施例的方法包括：
在步骤310，获取航空发动机低转速阶段的基准局部历程的特性测试数据，基准局部历程包括：航空发动机低转速上升阶段和航空发动机低转速平稳阶段，温度预测相关的特性测试数据包括：航空发动机低转速上升阶段空气***的温度和高压压气机出口温度、航空发动机低转速平稳阶段空气***单位时间温度升高量、航空发动机低转速平稳阶段空气***的温度变化量ΔT0等。
通过图4所示的空气***的温度(综坐标)与高压压气机出口温度(横坐标)之间的关系示意图可以看出，在各个局部历程的转速上升阶段空气***的温度与高压压气机出口温度之间呈现线性关系，据此构建第一预测模型。
在步骤320，根据航空发动机低转速上升阶段空气***的温度与高压压气机出口温度的测试数据，拟合空气***的温度与高压压气机出口温度的关系曲线，构建以高压压气机出口温度为自变量和以空气***的温度为因变量的第一预测模型。
第一预测模型例如为线性关系模型，公式表示如下：
y1＝a1×x1+b1
其中，y1表示作为因变量的空气***的温度，x1表示作为自变量的高压压气机出口温度，a1和b1为通过测试数据确定的线性关系模型的常数。
通过图5所示的空气***单位时间温度升高量(综坐标)与时间(横坐标)之间的关系示意图可以看出，在各个局部历程的转速平稳阶段空气***单位时间温度升高量与时间之间呈现对数关系，据此构建第二预测模型。此外，图5中还示出了在各个局部历程的转速平稳阶段空气***温度与时间的关系，如图5中位置更靠上的连续曲线。
在步骤330，根据航空发动机低转速平稳阶段空气***单位时间温度升高量的测试数据,拟合空气***单位时间温度升高量与时间的关系曲线，构建以时间为自变量和以空气***单位时间温度升高量为因变量的第二预测模型。
第二预测模型例如为对数关系模型，公式表示如下：
y2＝a2×lnx2+b2
其中，y2表示作为因变量的空气***单位时间温度升高量，x2表示作为自变量的时间，a2和b2为通过测试数据确定的对数关系模型的常数。
在步骤340，将第一预测模型和第二预测模型作为预测航空发动机高转速阶段的空气***温度的预测模型。
基于航空发动机低转速阶段的特性测试数据，构建预测模型，用来预测航空发动机高转速阶段的空气***的温度。
图6示出本公开一些实施例的预测航空发动机高转速阶段的空气***的温度的方法的流程示意图。
如图6所示，该实施例的方法包括：
在步骤610，获取设定的航空发动机高转速阶段的预测目标以及测试历程，其中，航空发动机高转速阶段包括至少一个待预测局部历程，预测目标包括航空发动机的目标转速和目标转速上的目标稳定时间，测试历程包括基准局部历程0和至少一个待预测局部历程，温度预测相关的特性测试数据参考步骤310的描述。
在步骤620，根据第一预测模型和目标转速相应的高压压气机出口温度，确定目标转速相应的空气***的温度Tn。
将目标转速相应的高压压气机出口温度作为自变量的值输入第一预测模型，输出相应的因变量的值作为目标转速相应的空气***的温度Tn。
其中，确定目标转速相应的高压压气机出口温度可以参考现有技术，这里仅简单说明。利用航空发动机的总体特性仿真模型，基于能量、流量、压力和转速平衡方程，匹配得到目标转速下的高压压气机出口的温度。
在步骤630，根据第二预测模型，结合测试历程和目标稳定时间，确定各个待预测局部历程i中航空发动机高转速平稳阶段空气***的温度变化量ΔTi以及目标转速所在待预测局部历程n中航空发动机高转速平稳阶段在目标稳定时间内空气***的温度变化量ΔTn’，其中，待预测局部历程i设为基准局部历程0之后至目标转速所在待预测局部历程n之间的待预测局部历程。
根据测试历程，将各个待预测局部历程i中航空发动机高转速平稳阶段的持续时间，作为自变量的值，分别输入第二预测模型，分别输出相应的因变量的值作为各个ΔTi。
根据测试历程，将目标转速上的目标稳定时间，作为自变量的值，输入第二预测模型，输出相应的因变量的值作为ΔTn’。
在步骤640，根据Tn、ΔT0、各个ΔTi以及ΔTn’，确定空气***在预测目标相应的预测温度。
将Tn、ΔT0、各个ΔTi和ΔTn’的累加值，确定为空气***在预测目标相应的预测温度。
在一些实施例中，n的范围是1～3。从而，尽量使用转速差距不太大的低转速的特性测试数据去预测高转速的温度数据，尽量避免用过低的转速的特性测试数据去预测太高转速的温度数据，进一步提高预测的准确性。
在航空发动机高转速阶段的空气***的温度在实践中难以通过测试获得的情况下，利用航空发动机低转速阶段的空气***的温度预测相关的特性测试数据，发现空气***温度变化规律，并构建相应的预测模型，通过预测获得航空发动机高转速阶段的空气***的温度数据。
下面列举一个温度预测的应用例，如图7所示。
假设通过测试获得基准局部历程中相对换算转速为0.9的低转速平稳阶段空气***的温度变化量ΔT0，预测目标包括航空发动机的目标转速为相对换算转速为0.95和目标转速上的目标稳定时间为0秒(s)与190秒，预测目标还包括相对换算转速为1，目标转速上的目标稳定时间为0秒。其中，若目标转速上的目标稳定时间为0秒，说明需要预测瞬态温度，若目标转速上的目标稳定时间大于0秒，说明需要预测稳态温度。
首先，通过测试获得基准局部历程(相对换算转速由0.85至0.9)的特性测试数据，例如，航空发动机低转速平稳阶段(相对换算转速稳定在0.9)空气***的温度变化量ΔT0等，具体参考步骤310的描述。
然后，根据航空发动机低转速上升阶段(相对换算转速由0.85上升至0.9)空气***的温度与高压压气机出口温度的测试数据，拟合空气***的温度与高压压气机出口温度的关系曲线，构建以高压压气机出口温度为自变量x1和以空气***的温度为因变量y1的第一预测模型，y1＝0.7135x1+94.05。
接着，根据航空发动机低转速平稳阶段(相对换算转速稳定在0.9)空气***单位时间温度升高量的测试数据,拟合空气***单位时间温度升高量与时间的关系曲线，构建以时间为自变量x2和以空气***单位时间温度升高量为因变量y2的第二预测模型，y2＝-0.0144lnx1+0.0744。
接着，针对预测目标(相对换算转速为0.95，目标稳定时间为0秒或190秒)：
根据第一预测模型y1＝0.7135x1+94.05和目标转速0.95相应的高压压气机出口温度，确定目标转速0.95相应的空气***的温度T0。
根据第二预测模型y2＝-0.0144lnx1+0.0744，结合测试历程和目标稳定时间，确定目标转速所在待预测局部历程1中航空发动机高转速平稳阶段(相对换算转速稳定在0.95)在目标稳定时间(190秒)内空气***的温度变化量ΔT1’，如果目标稳定时间为0秒，ΔT1’＝0。
因此，空气***在预测目标(相对换算转速为0.95，目标稳定时间为0秒)相应的预测温度为：T0+T0。
因此，空气***在预测目标(相对换算转速为0.95，目标稳定时间为190秒)相应的预测温度为：T0+T0+ΔT1’。
最后，针对预测目标(相对换算转速为1，目标稳定时间为0秒)：
根据第一预测模型y1＝0.7135x1+94.05和目标转速1相应的高压压气机出口温度，确定目标转速1相应的空气***的温度T1。
根据第二预测模型y2＝-0.0144lnx1+0.0744，结合测试历程和目标稳定时间，确定航空发动机高转速平稳阶段(相对换算转速稳定在0.95)在总体稳定时间(根据测试历程确定)内空气***的温度变化量ΔT1。
因此，空气***在预测目标(相对换算转速为1，目标稳定时间为0秒)相应的预测温度为：T1+T0+T1。
空气***某个腔室的温度预测结果如下：
表1
Figure BDA0002550438890000101
图8示出本公开一些实施例的构建预测空气***压力的预测模型的方法(步骤810-820)和预测航空发动机高转速阶段的空气***的压力的方法(步骤830-840)的流程示意图。
如图8所示，该实施例的方法包括：
在步骤810，获取航空发动机低转速阶段的基准局部历程的特性测试数据，压力预测相关的特性测试数据包括：基准局部历程中空气***的压力与高压压气机出口压力等。
通过图9所示的空气***的压力(综坐标)与高压压气机出口压力(横坐标)之间的关系示意图可以看出，空气***的压力与高压压气机出口压力之间呈现线性关系，据此构建第三预测模型。
在步骤820，根据基准局部历程中空气***的压力与高压压气机出口压力的测试数据，拟合空气***的压力与高压压气机出口压力的关系曲线，构建以高压压气机出口压力为自变量、以空气***的压力为因变量的第三预测模型，将第三预测模作为预测空气***压力的预测模型。
第三预测模型例如为线性关系模型，公式表示为：
y3＝a3×x3+b3
其中，y3表示作为因变量的空气***的压力，x3表示作为自变量的高压压气机出口压力，a3和b3为通过测试数据确定的线性关系模型的常数。
在步骤830，获取设定的航空发动机高转速阶段的预测目标，其中，预测目标包括航空发动机的目标转速。
在步骤840，根据第三预测模型和目标转速相应的高压压气机出口压力，确定目标转速相应的空气***的压力。
将目标转速相应的高压压气机出口压力作为自变量的值输入第三预测模型，输出相应的因变量的值作为目标转速相应的空气***的压力。
其中，确定目标转速相应的高压压气机出口压力可以参考现有技术，这里仅简单说明。利用航空发动机的总体特性仿真模型，基于能量、流量、压力和转速平衡方程，匹配得到目标转速下的高压压气机出口的压力。
基于航空发动机低转速阶段的特性测试数据，构建预测模型，用来预测航空发动机高转速阶段的空气***的压力。在航空发动机高转速阶段的空气***的压力在实践中难以通过测试获得的情况下，利用航空发动机低转速阶段的空气***的压力预测相关的特性测试数据，发现空气***压力变化规律，并构建相应的预测模型，通过预测获得航空发动机高转速阶段的空气***的压力数据。
下面列举一个压力预测的应用例。
假设：根据相对换算转速由0增长至0.9的压力测试数据的变化规律拟合的第三预测模型为y＝0.6359x+16.09，将需要预测的目标转速(如0.95，1等)相应的高压压气机出口压力作为自变量的值输入第三预测模型，输出相应的因变量的值(如702，959等)作为目标转速相应的空气***的压力。
空气***某个腔室的压力预测结果如下：
表2
Figure BDA0002550438890000121
图10为本公开一些实施例的确定航空发动机空气***特性的装置的结构示意图。
如图10所示，该实施例的装置1000包括：存储器1010以及耦接至该存储器1010的处理器1020，处理器1020被配置为基于存储在存储器1010中的指令，执行前述任意一些实施例中的确定航空发动机空气***特性的方法。
例如，基于航空发动机低转速阶段的空气***的特性测试数据，构建表示空气***特性变化规律的空气***特性的预测模型；利用预测模型，预测航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据，如温度、压力等。其中，构建温度预测模型并预测温度，构建压力预测模型，并预测压力的具体方法参考前述实施例，这里不再赘述。
其中，存储器1010例如可以包括***存储器、固定非易失性存储介质等。***存储器例如存储有操作***、应用程序、引导装载程序(Boot Loader)以及其他程序等。
装置1000还可以包括输入输出接口1030、网络接口1040、存储接口1050等。这些接口1030，1040，1050以及存储器1010和处理器1020之间例如可以通过总线1060连接。其中，输入输出接口1030为显示器、鼠标、键盘、触摸屏等输入输出设备提供连接接口。网络接口1040为各种联网设备提供连接接口。存储接口1050为SD卡、U盘等外置存储设备提供连接接口。
本公开实施例还提出一种非瞬时性计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现任一个实施例的确定航空发动机空气***特性的方法的步骤。
例如，基于航空发动机低转速阶段的空气***的特性测试数据，构建表示空气***特性变化规律的空气***特性的预测模型；利用预测模型，预测航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据，如温度、压力等。其中，构建温度预测模型并预测温度，构建压力预测模型，并预测压力的具体方法参考前述实施例，这里不再赘述。
本领域内的技术人员应当明白，本公开的实施例可提供为方法、***、或计算机程序产品。因此，本公开可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本公开可采用在一个或多个其中包含有计算机程序代码的非瞬时性计算机可读存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本公开是参照根据本公开实施例的方法、设备(***)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解为可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
以上所述仅为本公开的较佳实施例，并不用以限制本公开，凡在本公开的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本公开的保护范围之内。

Claims (13)

1.一种确定航空发动机空气***特性的方法，其特征在于，包括：
基于航空发动机低转速阶段的空气***的特性测试数据，构建表示空气***特性变化规律的空气***特性的预测模型；
利用所述预测模型，预测航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，航空发动机低转速阶段包括基准局部历程，所述基准局部历程包括：航空发动机低转速上升阶段和航空发动机低转速平稳阶段；
构建所述预测模型，包括：
根据航空发动机低转速上升阶段空气***的温度与高压压气机出口温度的测试数据，构建以高压压气机出口温度为自变量和以空气***的温度为因变量的第一预测模型；
根据航空发动机低转速平稳阶段空气***单位时间温度升高量的测试数据,构建以时间为自变量和以空气***单位时间温度升高量为因变量的第二预测模型；
将所述第一预测模型和所述第二预测模型作为预测空气***温度的预测模型。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述第一预测模型为线性关系模型；所述第二预测模型为对数关系模型。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，预测航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据，包括：
获取设定的航空发动机高转速阶段的预测目标以及测试历程，其中，航空发动机高转速阶段包括至少一个待预测局部历程，预测目标包括航空发动机的目标转速和目标转速上的目标稳定时间，测试历程包括基准局部历程0和至少一个待预测局部历程，特性测试数据还包括航空发动机低转速平稳阶段空气***的温度变化量ΔT0；
根据所述第一预测模型和目标转速相应的高压压气机出口温度，确定目标转速相应的空气***的温度Tn；
根据所述第二预测模型，结合测试历程和目标稳定时间，确定各个待预测局部历程i中航空发动机高转速平稳阶段空气***的温度变化量ΔTi以及目标转速所在待预测局部历程n中航空发动机高转速平稳阶段在目标稳定时间内空气***的温度变化量ΔTn’，其中，待预测局部历程i是基准局部历程0之后至目标转速所在待预测局部历程n之间的待预测局部历程；
根据Tn、ΔT0、ΔTi以及ΔTn’，确定空气***在预测目标相应的预测温度。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，确定ΔTi和ΔTn’，包括：
根据测试历程，将各个待预测局部历程i中航空发动机高转速平稳阶段的持续时间，分别输入所述第二预测模型，分别输出各个ΔTi；
根据测试历程，将目标转速上的目标稳定时间输入所述第二预测模型，输出ΔTn’。
6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，
将Tn、ΔT0、ΔTi和ΔTn’的累加值，确定为空气***在预测目标相应的预测温度。
7.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，n的范围是1～3。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，航空发动机低转速阶段包括基准局部历程；
构建所述预测模型，包括：
根据基准局部历程中空气***的压力与高压压气机出口压力的测试数据，构建以高压压气机出口压力为自变量、以空气***的压力为因变量的第三预测模型，将所述第三预测模作为预测空气***压力的预测模型。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述第三预测模型为线性关系模型。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，预测航空发动机高转速阶段的空气***的特性数据，包括：
获取设定的航空发动机高转速阶段的预测目标，其中，预测目标包括航空发动机的目标转速；
根据所述第三预测模型和目标转速相应的高压压气机出口压力，确定目标转速相应的空气***的压力。
11.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
特性测试数据是空气***的一腔室的特性测试数据；
预测模型是空气***的所述腔室的特性的预测模型；
预测的特性数据是航空发动机高转速阶段的空气***的所述腔室的特性数据。
12.一种确定航空发动机空气***特性的装置，包括：
存储器；以及耦接至所述存储器的处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行权利要求1-11中任一项所述的确定航空发动机空气***特性的方法。
13.一种非瞬时性计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-11中任一项所述的确定航空发动机空气***特性的方法的步骤。
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