CN113962026B - 航空燃气涡轮过渡态性能相似方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本申请提供一种航空燃气涡轮过渡态性能相似方法及装置，该方法包括：获取燃气涡轮的高温工况特征曲线，将高温工况特性曲线中任一时刻作为高温工况基准点，并确定高温工况基准点的高温工况参数；根据高低温工况无量纲时刻的一致性，确定低温工况基准点对应的目标时刻，并根据实际物理条件对应基本参考量确定低温工况基准点的低温工况参数；根据高温工况基准点的参考温度与低温工况基准点的参考温度，确定高温工况特性曲线与低温工况特性曲线在时间尺度上的对应关系；基于对应关系以及高温工况特征曲线，确定低温工况下各时刻的参数随时间变化的变化率；根据低温工况基准点的低温工况参数以及变化率，生成低温工况各时刻的工况参数。
Description
技术领域
本申请涉及涡轮过渡态性能研究试验领域，尤其涉及一种航空燃气涡轮过渡态性能相似方法及装置。
背景技术
涡轮被广泛应用于航空航天、车船动力、发电站等领域，其气动性能是影响发动机的工作状态以及能量转化效率的关键因素。通常，涡轮气动性能分析与设计体系是基于稳态条件下建立的，而对于过渡态过程中的涡轮瞬态特征的相关研究还处于起步阶段，亟需开展针对涡轮典型过渡态过程的相关实验，以充分、全面的把握过渡态过程中的涡轮性能。
在相关领域，帝国理工大学已开展过大量涡轮增压器的瞬态涡轮试验，以研究时变来流条件对涡轮过渡态气动性能的影响。这些试验是在低温工况涡轮试验台进行的，通过脉冲装置提供周期性时变进气条件。然而，帝国理工大学各位学者所采用的相似准则均是基于稳态方法的，并没有考虑到时间尺度上的相似缩放问题，这导致了高低温工况下过渡态特性，尤其是迟滞效应具有明显的差异。此外，中国北方发动机研究所的相关研究指出，当来流温度/压力等特性参数呈正弦函数周期性变化时，可结合反映周期长度及工质传播速率的准则数St数(Strhouhal Number)建立不同工作环境下时间尺度的对应关系。然而，航机涡轮常见的过渡态过程通常不具有明确的周期性，这种依据St数的相似方法也并不适用。
目前，全世界范围内针对过渡态相似的研究还处于刚刚起步阶段，很难查到可以参考的理论与成果，这恰恰又是开展涡轮过渡态试验的痛点，亟需提炼工程适用的过渡态相似方法。
发明内容
本申请的目的是提供一种航空燃气涡轮过渡态性能相似方法及装置，用于指导中温中压条件下的涡轮过渡态特性实验。
本申请提供一种航空燃气涡轮过渡态性能相似方法，包括：基于航空燃气涡轮高温工况过渡态过程的工况参数，获取燃气涡轮的高温工况特征曲线；将所述高温工况特性曲线中任一时刻作为高温工况基准点，并确定所述高温工况基准点的高温工况参数；根据高低温工况无量纲时刻的一致性，确定低温工况基准点对应的目标时刻，并根据实际物理条件对应的基本参考量确定所述低温工况基准点的低温工况参数；其中，基于相似方法，所述低温工况在所述目标时刻的目标参数与所述高温工况基准点的目标参数相同；根据所述高温工况基准点的参考温度与所述低温工况基准点的参考温度，确定所述高温工况特性曲线与低温工况特性曲线在时间尺度上的对应关系；所述低温工况特性曲线为基于所述低温工况参数得到的；基于所述对应关系以及所述高温工况特征曲线，确定低温工况下各时刻的参数随时间变化的变化率；根据所述低温工况基准点的低温工况参数以及所述变化率，生成低温工况各时刻的工况参数；其中，所述基本参考量包括以下至少一项：参考尺寸，参考速度，参考温度，参考压力；所述目标参数包括以下至少一项：膨胀比、折合转速以及出口马赫数。
可选地，所述工况参数包括以下至少一项：出口背压，进口总压，进口总温，进口气流角，转速；所述根据实际物理条件对应的基本参考量确定所述低温工况基准点的低温工况参数，包括：根据所述低温工况基准点的进口总温和出口背压，确定所述低温工况基准点的进口总压和转速。
可选地，所述相似方法依据高温工况和低温工况间时变定解条件在无量纲形式下的一致性。
可选地，所述时变定解条件包括以下至少一项：出口背压,进口总压,进口总温,进口气流角,转速。
本申请还提供一种航空燃气涡轮过渡态性能相似装置，包括：获取模块，用于提取航空燃气涡轮高温工况过渡态过程的工况参数，获取所述燃气涡轮的高温工况特征曲线；确定模块，用于将所述高温工况特性曲线中任一时刻作为高温工况基准点，并确定所述高温工况基准点的高温工况参数；确定模块，还用于根据高低温工况无量纲时刻的一致性，确定低温工况基准点对应的目标时刻，并根据实际物理条件对应的基本参考量确定所述低温工况基准点的低温工况参数；其中，基于相似方法，所述低温工况在所述目标时刻的目标参数与所述高温工况基准点的目标参数相同；确定模块，还用于根据所述高温工况基准点的参考温度与所述低温工况基准点的参考温度，确定所述高温工况特性曲线与低温工况特性曲线在时间尺度上的对应关系；所述低温工况特性曲线为基于所述低温工况参数得到的；确定模块，还用于基于所述对应关系以及所述高温工况特征曲线，确定低温工况下各时刻的参数随时间变化的变化率；生成模块，用于根据所述低温工况基准点的低温工况参数以及所述变化率，生成低温工况各时刻的工况参数；其中，所述目标参数包括以下至少一项：膨胀比、折合转速以及出口马赫数。
可选地，所述工况参数包括以下至少一项：进口总温，出口背压，进口总压，转速；所述确定模块，具体用于根据所述低温工况基准点的进口总温和出口背压，确定所述低温工况基准点的进口总压和转速。
可选地，所述相似方法依据高温工况和低温工况间时变定解条件在无量纲形式下的一致性。
可选地，所述时变定解条件包括以下至少一项：出口背压，进口总压，进口总温，进口气流角，转速。
本申请还提供一种计算机程序产品，包括计算机程序/指令，该计算机程序/指令被处理器执行时实现如上述任一种所述航空燃气涡轮过渡态性能相似方法的步骤。
本申请还提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如上述任一种所述航空燃气涡轮过渡态性能相似方法的步骤。
本申请还提供一种非暂态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如上述任一种所述航空燃气涡轮过渡态性能相似方法的步骤。
本申请提供的航空燃气涡轮过渡态性能相似方法及装置，考虑到过渡态过程中时间尺度的相似问题，因而可以更加准确地模化涡轮过渡态过程中的迟滞效应和充盈排空效应。同时，该方法可以广泛的应用于各类涡轮的各种典型过渡态过程中，准则的形式与涡轮气动性能直接关联，具有工程价值，可以应用于实际涡轮过渡态实验。并且，当过渡态过程为时变定解条件呈周期性变化过程或近似视为稳态过程时，该方法也可以退化为周期性或稳态相似方法，换言之，周期/稳态相似方法均为该过渡态相似方法的特殊形式。
附图说明
为了更清楚地说明本申请或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本申请提供的航空燃气涡轮过渡态性能相似方法的流程示意图；
图2是本申请提供的有量纲尺度下的高低温工况时变输入参数示意图；
图3是本申请提供的无量纲尺度下的高低温工况时变输入参数示意图；
图4是本申请提供的两种相似方法相似模化前后参数曲线对比图；
图5是本申请提供的两种相似方法的相似精度对比图；
图6是本申请提供的航空燃气涡轮过渡态性能相似装置的结构示意图；
图7是本申请提供的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请中的附图，对本申请中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。
本申请的说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便本申请的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施，且“第一”、“第二”等所区分的对象通常为一类，并不限定对象的个数，例如第一对象可以是一个，也可以是多个。此外，说明书以及权利要求中“和/或”表示所连接对象的至少其中之一，字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。
涡扇发动机是航空器最核心的组成部分，其运行状态直接决定着整个航空器的稳定性和安全性。涡扇发动机的过渡态性能直接影响飞机的起飞、加速、机动飞行等性能的好坏。
针对目前燃气涡轮过渡态相似的研究没有可供参考的研究成功的情况，本申请实施例提供的技术方案，可以用于指导中温中压条件下的涡轮过渡态特性实验。
下面结合附图，通过具体的实施例及其应用场景对本申请实施例提供的航空燃气涡轮过渡态性能相似方法进行详细地说明。
如图1所示，本申请实施例提供的一种航空燃气涡轮过渡态性能相似方法，该方法可以包括下述步骤101至步骤105：
步骤101、基于燃气涡轮的高温工况过渡态过程的工况参数，获取燃气涡轮的高温工况特征曲线，将所述高温工况特性曲线中任一时刻作为高温工况基准点，并确定所述高温工况基准点的高温工况参数。
示例性地，上述燃气涡轮的高温工况特征曲线为燃气涡轮在真实高温工况下获取的气动参数。
示例性地，上述高温工况基准点可以为燃气涡轮过渡态过程中的任一时刻，在实际操作中，为了便于计算，通常情况下选择过渡态过程的起始点作为高温工况基准点。
示例性地，上述高温工况参数可以包括以下至少一项：出口背压，进口总压，进口总温，进口气流角，转速，膨胀比，折合转速。
示例性地，为了方便理解，以下表1提供了某型涡轮高温工况典型过渡态过程的参数：
表1
需要说明的是，在实验过程中，可以根据基本参考量计算得到上述参数。上述基本参考量包括一下至少一项：参考尺寸Lref，参考速度uref，参考温度Tref，参考压力Pref。上述进口总温，出口背压，进口总压，转速，膨胀比，折合转速均可以根据上述基本参考量计算得到。上述ref表示该参数为参数。上述参数可以根据实际需要进行选择，但需要保证高低温工况间的一致性。
步骤102、根据高低温工况无量纲时刻的一致性，确定低温工况基准点对应目标时刻，并根据基本参考量确定所述低温工况基准点的低温工况参数。
其中，基于相似方法，所述低温工况在所述目标时刻的目标参数与所述高温工况基准点的目标参数相同。所述基本参考量包括以下至少一项：参考尺寸，参考速度，参考温度，参考压力；所述目标参数包括以下至少一项：膨胀比、折合转速以及出口马赫数。
示例性地，所述相似方法依据高温工况和低温工况间时变定解条件在无量纲形式下的一致性。所述时变定解条件包括以下至少一项：出口背压,进口总压,进口总温,进口气流角,转速。所述相似方法的成立不依赖于基准点时刻以及参数的具体选取方式。
示例性地，上述低温工况基准点为根据实际试验条件的限制进行选择的，即在实际试验条件的限制下，任一低温工况的时刻。但基于相似方法，高温工况基准点和低温工况基准点的膨胀比、折合转速、出口马赫数等参数相等。
需要说明的是，相似准则(即上述相似方法)又叫“相似参数”、“相似模数”、“相似判据”等，是在判断两个物理现象之间相似性时使用的概念，目前在模化实验中应用比较广泛。在流体力学中，流场相似包括几何相似、运动相似、动力相似，其中几何相似要求流场的几何形状相同，尺寸成比例；运动相似要求流场中各对应点的速度方向一致，大小成比例；动力相似要求流场中各对应点的受力类型相同，方向一致，大小成比例，可等价转化为相关无量纲准则数的一致性。
在一种实现方式中，可以选择参考压力和参考温度，并基于相似方法，确定低温工况的进口总温和出口背压。
示例性地，上述步骤102可以包括以下步骤102a：
步骤102a、根据所述低温工况基准点的进口总温和出口背压，确定所述低温工况基准点的进口总压和转速。
具体地，在保证任意时刻高低温工况间进口气流角相等，几何一致，工质为摩尔质量相同的完全气体，高低温工况间相同无量纲时刻工质比热一致，工作点位于自模区，壁面绝热且忽略重力假设下，高低温工况间基准点无量纲进口总温和出口背压满足：
示例性地，在获取到低温工况基准点的进口总温和出口背压后，再根据相似方法，保证高低温工况基准点的膨胀比、折合转速、出口马赫数相等，即：
便可获得低温工况基准点的进口总压和转速。此时，低温工况基准点的参数便已全部获取到。
步骤103、根据所述高温工况基准点的参考温度与所述低温工况基准点的参考温度，确定所述高温工况特性曲线与低温工况特性曲线在时间尺度上的对应关系。
其中，所述低温工况特性曲线为基于所述低温工况参数得到的。
示例性地，在获取到低温工况基准点的参数之后，根据实际情况，选取高温工况基准点的参考温度与所述低温工况基准点的参考温度，并根据高温工况基准点的参考温度与所述低温工况基准点的参考温度，确定所述高温工况特性曲线与低温工况特性曲线在时间尺度上的对应关系。
具体地，时间尺度的对应关系如下：
步骤104、基于所述对应关系以及所述高温工况特征曲线，确定低温工况下各时刻的参数随时间变化的变化率。
示例性地，在得到上述时间尺度对应关系的基础上，结合高温工况特征曲线(也可以称为高温工况无量纲参数曲线)，根据相似方法，确定低温工况无量纲出口背压、膨胀比、无量纲进口总温以及折合转速随时间变化的变化率：
步骤105、根据所述低温工况基准点的低温工况参数以及所述变化率，生成低温工况各时刻的工况参数。
示例性地，在获取到上述变化率之后，结合低温工况基准点的低温工况参数以及以下公式，得到低温工况各个时刻的参数。其中，低温工况下各个时刻的参数包括：低温工况下各个时刻的气动参数。
示例性地，以下表2为获得的高低温工况起始点和终止点的气动参数的对比：
表2
示例性地，通过相似方法，已获得低温工况的气动参数曲线。图2和图3分别为有量纲和无量纲尺度高低温工况气动参数曲线。
示例性地，为验证本发明所述的过渡态相似方法，以某型涡轮典型过渡态过程为例，利用商用数值模拟软件ANSYS CFX求解URANS方程组，对不同相似方法的相似精度加以分析。
数值模拟计算中，湍流模型采用SST k-ω模型，空间离散采用二阶迎风格式，时间离散采用二阶欧拉后差格式。
高温工况过渡态数值模拟过程中，进口总温、进口总压和转速给定随时间呈现周期性变化，以便于求得若干周期对应相位的平均结果以提高相似精度。各参数周期性变化的平均值均与设计点参数一致，确保过渡态工作范围基本位于实际涡轮工作包线之内。
分别采用过渡态相似方法和稳态相似方法求得对应低温工况的时变边条参数。基于此，完成高温过渡态过程、采用过渡态相似方法模化得到的低温过渡态过程以及采用稳态相似方法模化得到的低温过渡态过程的过渡态数值模拟，通过比较三种过渡态过程的参数曲线，以分析两种方法的相似精度。
采用两种相似模化方法得到的低温工况过渡态参数曲线与高温工况参数曲线的对比如图4所示。可见，过渡态相似方法得到的低温工况折合功、气流角与相对马赫数曲线与高温工况曲线的贴合度均远高于稳态方法，证明了过渡态相似方法的准确性。
为了更直观的对比两种相似方法的相似精度，下面给出各高低温工况气动参数之间的最大差异和平均差异的定义式。
折合功/相对马赫数最大偏差：
折合功/相对马赫数平均偏差：
气流角最大偏差：
MaxDiff(α)＝maxT|αtest-αori|
气流角平均偏差：
图5为过渡态与稳态相似方法的最大偏差与平均偏差，可见，过渡态相似方法相比于稳态方法的相似精度提高了一个数量级，这证明了过渡态相似方法的优势。
当然，本相似方法不局限于单一型号涡轮或单一过渡态过程，提出的过渡态相似关系可以普遍应用于各种涡轮的典型过渡态过程中，通过相似方法建立原型过渡态与中温中压条件过渡态涡轮实验之间的联系。
可选地，所述时变定解条件的无量纲形式在高低温工况下各参数之间的函数关系，包括：
无量纲出口背压：
无量纲进口总压：
无量纲进口总温：
进口气流角：
无量纲转速：
n*(t*)|ori＝n*(t*)|test公式六
其中，ori表示高温工况下的参数，test表示低温工况的参数；*表示无量纲参数，t*表示无量纲时刻；P2为出口背压，P1t为进口总压，T1t为进口总温，αxy与αxz为进口气流角，n为转速。
可选地，所述无量纲出口背压的函数关系通过还原量纲等价转化为：
其中，Pref表示参考压力。
可选地，所述无量纲进口总压的函数关系通过还原量纲等价转化为：
根据所述公式七，将所述公式八等价转化为以下公式九：
其中，πt＝P1t/P2t为涡轮总膨胀比；
所述出口马赫数的计算公式为以下公式十：
所述公式十的结果等于出口静压和总压的比值。
可选地，所述无量纲进口总温的函数关系通过还原量纲等价转化为：
其中，Tref标识参考温度。
可选地，所述无量纲转速的函数关系通过还原量纲等价转化为：
其中，nref为参考转速，定义为：
其中，uref表示参考速度，Lref表示参考长度，γref表示参考比热；ku表示速度系数，表示转子切向速度与参考速度uref之比；kL为长度系数，表示转子平均回转周长与参考长度Lref之比；
根据上述关系式，所述无量纲转速的函数关系可等价转化为：
即
根据所述无量纲进口总温的函数关系公式十一，所述公式十六可等价转化为：
可选地，所述参数为气动参数，所述变化率为气动参数的变化率；
所述高温工况与低温工况之间物理时间尺度的对应关系满足：
其中，t为物理时间，t*为无量纲时间；
同时，对于任意无量纲时刻的时变气动参数在任意te*时刻均可写作关于基准时刻ts*气动参数以及气动参数变化率的表达式：
可选地，在保证任一时刻高低温工况间进口气流角相等，工质为完全气体，工作点位于自模区，壁面绝热且忽略重力假设下，无量纲准则数可等价转化为：
/>
可选地，在添加高低温工况为对应无量纲时刻下具有相同比热的同种工质，且缩尺比为1的假设下，所述无量纲准则数可等价转化为：
本申请提供的航空燃气涡轮过渡态性能相似方法，考虑到过渡态过程中时间尺度的相似问题，因而可以更加准确地模化涡轮过渡态过程中的迟滞效应和充盈排空效应。同时，该方法可以广泛的应用于各类涡轮的各种典型过渡态过程中，准则的形式与涡轮气动性能直接关联，具有工程价值，可以应用于实际涡轮过渡态实验。并且，当过渡态过程为时变定解条件呈周期性变化过程或近似视为稳态过程时，该方法也可以退化为周期性或稳态相似方法，换言之，周期/稳态相似方法均为该过渡态相似方法的特殊形式。
需要说明的是，本申请实施例提供的航空燃气涡轮过渡态性能相似方法，执行主体可以为航空燃气涡轮过渡态性能相似装置，或者该航空燃气涡轮过渡态性能相似装置中的用于执行航空燃气涡轮过渡态性能相似方法的控制模块。本申请实施例中以航空燃气涡轮过渡态性能相似装置执行航空燃气涡轮过渡态性能相似方法为例，说明本申请实施例提供的航空燃气涡轮过渡态性能相似装置。
需要说明的是，本申请实施例中，上述各个方法附图所示的航空燃气涡轮过渡态性能相似方法均是以结合本申请实施例中的一个附图为例示例性的说明的。具体实现时，上述各个方法附图所示的航空燃气涡轮过渡态性能相似方法还可以结合上述实施例中示意的其它可以结合的任意附图实现，此处不再赘述。
下面对本申请提供的进行描述，下文描述的与上文描述的航空燃气涡轮过渡态性能相似方法可相互对应参照。
图6为本申请实施例提供的航空燃气涡轮过渡态性能相似装置的结构示意图，如图6所示，具体包括：
获取模块601，用于基于航空燃气涡轮高温工况过渡态过程的工况参数，获取燃气涡轮的高温工况特征曲线；确定模块602，用于将所述高温工况特性曲线中任一时刻作为高温工况基准点，并确定所述高温工况基准点的高温工况参数；所述高温工况特征曲线为基于所述燃气涡轮的高温工况过渡态过程的工况参数得到的；确定模块602，还用于根据高低温工况无量纲时刻的一致性，确定低温工况基准点对应的目标时刻，并根据实际物理条件对应的基本参考量确定所述低温工况基准点的低温工况参数；其中，基于相似方法，所述低温工况在所述目标时刻的目标参数与所述高温工况基准点的目标参数相同；确定模块602，还用于根据所述高温工况基准点的参考温度与所述低温工况基准点的参考温度，确定所述高温工况特性曲线与低温工况特性曲线在时间尺度上的对应关系；所述低温工况特性曲线为基于所述低温工况参数得到的；确定模块602，还用于基于所述对应关系以及所述高温工况特征曲线，确定低温工况下各时刻的参数随时间变化的变化率；生成模块603，用于根据所述低温工况基准点的低温工况参数以及所述变化率，生成低温工况各时刻的工况参数；其中，所述目标参数包括以下至少一项：膨胀比、折合转速以及出口马赫数。
可选地，所述工况参数包括以下至少一项：出口背压，进口总压，进口总温，进口气流角，转速；所述确定模块，具体用于根据所述低温工况基准点的进口总温和出口背压，确定所述低温工况基准点的进口总压和转速。
可选地，所述相似方法依据高温工况和低温工况间时变定解条件在无量纲形式下的一致性。
可选地，所述时变定解条件包括以下至少一项：出口背压,进口总压,进口总温,进口气流角,转速。
可选地，所述时变定解条件的无量纲形式在高低温工况下各参数之间的函数关系，包括：
无量纲出口背压：
无量纲进口总压：
无量纲进口总温：
进口气流角：
αxy(t*)|ori＝αxy(t*)|test 公式四
αxz(t*)|ori＝αxz(t*)|test 公式五
无量纲转速：
n*(t*)|ori＝n*(t*)|test公式六
其中，ori表示高温工况下的参数，test表示低温工况的参数；*表示无量纲参数，t*表示无量纲时刻；P2为出口背压，P1t为进口总压，T1t为进口总温，αxy与αxz为进口气流角，n为转速。
可选地，所述无量纲出口背压的函数关系通过还原量纲等价转化为：
其中，Pref表示参考压力。
可选地，所述无量纲进口总压的函数关系通过还原量纲等价转化为：
根据所述公式七，将所述公式八等价转化为以下公式九：
其中，πt＝P1t/P2t为涡轮总膨胀比；
所述出口马赫数的计算公式为以下公式十：
所述公式十的结果等于出口静压和总压的比值。
可选地，所述无量纲进口总温的函数关系通过还原量纲等价转化为：
其中，Tref标识参考温度。
可选地，所述无量纲转速的函数关系通过还原量纲等价转化为：
/>
其中，nref为参考转速，定义为：
其中，uref表示参考速度，Lref表示参考长度，γref表示参考比热；ku表示速度系数，表示转子切向速度与参考速度uref之比；kL为长度系数，表示转子平均回转周长与参考长度Lref之比；
根据上述关系式，所述无量纲转速的函数关系可等价转化为：
即
根据所述无量纲进口总温的函数关系公式十一，所述公式十六可等价转化为：
可选地，所述参数为气动参数，所述变化率为气动参数的变化率；
所述高温工况与低温工况之间物理时间尺度的对应关系满足：
其中，t为物理时间，t*为无量纲时间；
同时，对于任意无量纲时刻的时变气动参数在任意te*时刻均可写作关于基准时刻ts*气动参数以及气动参数变化率的表达式：
可选地，在保证任一时刻高低温工况间进口气流角相等，工质为完全气体，工作点位于自模区，壁面绝热且忽略重力假设下，无量纲准则数可等价转化为：
/>
可选地，在添加高低温工况为对应无量纲时刻下具有相同比热的同种工质，且缩尺比为1的假设下，所述无量纲准则数可等价转化为：
/>
本申请提供的航空燃气涡轮过渡态性能相似装置，考虑到过渡态过程中时间尺度的相似问题，因而可以更加准确地模化涡轮过渡态过程中的迟滞效应和充盈排空效应。同时，该方法可以广泛的应用于各类涡轮的各种典型过渡态过程中，准则的形式与涡轮气动性能直接关联，具有工程价值，可以应用于实际涡轮过渡态实验。并且，当过渡态过程为时变定解条件呈周期性变化过程或近似视为稳态过程时，该方法也可以退化为周期性或稳态相似方法，换言之，周期/稳态相似方法均为该过渡态相似方法的特殊形式。
图7示例了一种电子设备的实体结构示意图，如图7所示，该电子设备可以包括：处理器(processor)510、通信接口(Communications Interface)520、存储器(memory)430和通信总线540，其中，处理器510，通信接口520，存储器530通过通信总线540完成相互间的通信。处理器510可以调用存储器530中的逻辑指令，以执行航空燃气涡轮过渡态性能相似方法，该方法包括：基于航空燃气涡轮高温工况过渡态过程的工况参数，获取所述燃气涡轮的高温工况特征曲线，将所述高温工况特性曲线中任一时刻作为高温工况基准点，并确定所述高温工况基准点的高温工况参数；根据高低温工况无量纲时刻的一致性，确定低温工况基准点对应的目标时刻，并根据实际物理条件对应的基本参考量确定所述低温工况基准点的低温工况参数；其中，基于相似方法，所述低温工况在所述目标时刻的目标参数与所述高温工况基准点的目标参数相同；根据所述高温工况基准点的参考温度与所述低温工况基准点的参考温度，确定所述高温工况特性曲线与低温工况特性曲线在时间尺度上的对应关系；所述低温工况特性曲线为基于所述低温工况参数得到的；基于所述对应关系以及所述高温工况特征曲线，确定低温工况下各时刻的参数随时间变化的变化率；根据所述低温工况基准点的低温工况参数以及所述变化率，生成低温工况各时刻的工况参数；其中，所述基本参考量包括以下至少一项：参考尺寸，参考速度，参考温度，参考压力；所述目标参数包括以下至少一项：膨胀比、折合转速以及出口马赫数。
此外，上述的存储器530中的逻辑指令可以通过软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
另一方面，本申请还提供一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括存储在非暂态计算机可读存储介质上的计算机程序，所述计算机程序包括程序指令，当所述程序指令被计算机执行时，计算机能够执行上述各方法所提供的航空燃气涡轮过渡态性能相似方法，该方法包括：基于航空燃气涡轮高温工况过渡态过程的工况参数，获取所述燃气涡轮的高温工况特征曲线，将所述高温工况特性曲线中任一时刻作为高温工况基准点，并确定所述高温工况基准点的高温工况参数；根据高低温工况无量纲时刻的一致性，确定低温工况基准点对应的目标时刻，并根据实际物理条件对应的基本参考量确定所述低温工况基准点的低温工况参数；其中，基于相似方法，所述低温工况在所述目标时刻的目标参数与所述高温工况基准点的目标参数相同；根据所述高温工况基准点的参考温度与所述低温工况基准点的参考温度，确定所述高温工况特性曲线与低温工况特性曲线在时间尺度上的对应关系；所述低温工况特性曲线为基于所述低温工况参数得到的；基于所述对应关系以及所述高温工况特征曲线，确定低温工况下各时刻的参数随时间变化的变化率；根据所述低温工况基准点的低温工况参数以及所述变化率，生成低温工况各时刻的工况参数；其中，所述基本参考量包括以下至少一项：参考尺寸，参考速度，参考温度，参考压力；所述目标参数包括以下至少一项：膨胀比、折合转速以及出口马赫数。
又一方面，本申请还提供一种非暂态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以执行上述各提供的航空燃气涡轮过渡态性能相似方法，该方法包括：基于航空燃气涡轮高温工况过渡态过程的工况参数，获取所述燃气涡轮的高温工况特征曲线，将所述高温工况特性曲线中任一时刻作为高温工况基准点，并确定所述高温工况基准点的高温工况参数；根据高低温工况无量纲时刻的一致性，确定低温工况基准点对应的目标时刻，并根据实际物理条件对应的基本参考量确定所述低温工况基准点的低温工况参数；其中，基于相似方法，所述低温工况在所述目标时刻的目标参数与所述高温工况基准点的目标参数相同；根据所述高温工况基准点的参考温度与所述低温工况基准点的参考温度，确定所述高温工况特性曲线与低温工况特性曲线在时间尺度上的对应关系；所述低温工况特性曲线为基于所述低温工况参数得到的；基于所述对应关系以及所述高温工况特征曲线，确定低温工况下各时刻的参数随时间变化的变化率；根据所述低温工况基准点的低温工况参数以及所述变化率，生成低温工况各时刻的工况参数；其中，所述基本参考量包括以下至少一项：参考尺寸，参考速度，参考温度，参考压力；所述目标参数包括以下至少一项：膨胀比、折合转速以及出口马赫数。
以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (10)
1.一种航空燃气涡轮过渡态性能相似方法，其特征在于，包括：
基于航空燃气涡轮高温工况过渡态过程的工况参数，获取所述燃气涡轮的高温工况特征曲线，将所述高温工况特征曲线中任一时刻作为高温工况基准点，并确定所述高温工况基准点的高温工况参数；
根据高低温工况无量纲时刻的一致性，确定低温工况基准点对应的目标时刻，并根据实际物理条件对应的基本参考量确定所述低温工况基准点的低温工况参数；其中，基于相似方法，所述低温工况在所述目标时刻的目标参数与所述高温工况基准点的目标参数相同；
根据所述高温工况基准点的参考温度与所述低温工况基准点的参考温度，确定所述高温工况特征曲线与低温工况特征曲线在时间尺度上的对应关系；所述低温工况特征曲线为基于所述低温工况参数得到的；
基于所述对应关系以及所述高温工况特征曲线，确定低温工况下各时刻的参数随时间变化的变化率；
根据所述低温工况基准点的低温工况参数以及所述变化率，生成低温工况各时刻的工况参数；
其中，所述基本参考量包括以下至少一项：参考尺寸，参考速度，参考温度，参考压力；所述目标参数包括以下至少一项：膨胀比、折合转速以及出口马赫数；所述工况参数包括以下至少一项：出口背压，进口总压，进口总温，进口气流角，转速；相似方法依据高温工况和低温工况间时变定解条件在无量纲形式下的一致性；
所述根据实际物理条件对应的基本参考量确定所述低温工况基准点的低温工况参数，包括：
根据所述低温工况基准点的进口总温和出口背压，确定所述低温工况基准点的进口总压和转速。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述时变定解条件包括以下至少一项：出口背压，进口总压，进口总温，进口气流角，转速。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述时变定解条件的无量纲形式在高低温工况下各参数之间的函数关系，包括：
无量纲出口背压：
无量纲进口总压：
无量纲进口总温：
进口气流角：
αxy(t*)|ori＝αxy(t*)|test公式四
αxz(t*)|ori＝αxz(t*)|test公式五
无量纲转速：
n*(t*)|ori＝n*(t*)|test公式六
其中，ori表示高温工况下的参数，test表示低温工况的参数；*表示无量纲参数，t*表示无量纲时刻；p2为出口背压，p1t为进口总压，T1t为进口总温，αxy与αxz为进口气流角，n为转速。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述无量纲出口背压的函数关系公式一通过还原量纲等价转化为：
其中，pref表示参考压力。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述无量纲进口总压的函数关系公式二通过还原量纲等价转化为：
根据所述公式七，将所述公式八等价转化为以下公式九：
其中，πt＝p1t/p2t为涡轮总膨胀比；
所述出口马赫数Ma2的计算公式为以下公式十：
所述公式十的结果等于出口静压和总压的比值，γ为比热。
6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述无量纲进口总温的函数关系公式三通过还原量纲等价转化为：
其中，Tref表示参考温度。
7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述无量纲转速的函数关系公式六通过还原量纲等价转化为：
其中，nref为参考转速，定义为：
其中，uref表示参考速度，Lref表示参考长度，γref表示参考比热；ku表示速度系数，表示转子切向速度与参考速度uref之比；kL为长度系数，表示转子平均回转周长与参考长度Lref之比；根据相似关系，彼此相似的工况间速度系数与长度系数均一致；
根据上述关系式，所述无量纲转速的函数关系公式十二可等价转化为：
即
根据所述无量纲进口总温的函数关系公式十一，所述公式十六可等价转化为：
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述参数为气动参数，所述变化率为气动参数的变化率；
所述高温工况与低温工况之间物理时间尺度的对应关系满足：
其中，t为物理时间，t*为无量纲时间；
同时，对于任一无量纲时刻的时变气动参数在任一te*时刻均可写作关于基准时刻ts*气动参数以及气动参数变化率的表达式：
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述相似方法的成立不依赖于基准点时刻以及基本参考量的具体选取方式。
10.一种航空燃气涡轮过渡态性能相似装置，其特征在于，所述装置包括：
获取模块，用于基于航空燃气涡轮高温工况过渡态过程的工况参数，获取所述燃气涡轮的高温工况特征曲线；
确定模块，用于将所述高温工况特征曲线中任一时刻作为高温工况基准点，并确定所述高温工况基准点的高温工况参数；
确定模块，还用于根据高低温工况无量纲时刻的一致性，确定低温工况基准点对应的目标时刻，并根据实际物理条件对应的基本参考量确定所述低温工况基准点的低温工况参数；其中，基于相似方法，所述低温工况基准点与所述高温工况基准点的目标参数相同；
确定模块，还用于根据所述高温工况基准点的参考温度与所述低温工况基准点的参考温度，确定所述高温工况特征曲线与低温工况特征曲线在时间尺度上的对应关系；所述低温工况特征曲线为基于所述低温工况参数得到的；
确定模块，还用于基于所述对应关系以及所述高温工况特征曲线，确定低温工况下各时刻的参数随时间变化的变化率；
生成模块，用于根据所述低温工况基准点的低温工况参数以及所述变化率，生成低温工况各时刻的工况参数；
其中，所述基本参考量包括以下至少一项：参考尺寸，参考速度，参考温度，参考压力；所述目标参数包括以下至少一项：膨胀比、折合转速以及出口马赫数；所述工况参数包括以下至少一项：出口背压，进口总压，进口总温，进口气流角，转速；相似方法依据高温工况和低温工况间时变定解条件在无量纲形式下的一致性；
所述确定模块，具体用于根据所述低温工况基准点的进口总温和出口背压，确定所述低温工况基准点的进口总压和转速。
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