CN114996978B - 涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算方法及装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算方法及装置，其中，该方法包括在标准大气表中，根据需要计算的飞行高度和飞行马赫数，获取不同飞行高度和飞行马赫数的发动机远前方的空气压力PH和空气温度TH；获取涡轮风扇发动机在风车状态下的风车特性数值；所述风车特性数值包括压气机的压缩比、温升比和发动机的密流比；根据所述风车特性数值，计算所述涡轮风扇发动机燃烧室的进口气流参数。通过本发明实施例提供的计算方法及装置，根据涡轮风扇发动机风车特性的统计数据，得到涡轮风扇发动机在风车状态下燃烧室进口气流参数的确切数据，进而估算出涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数。

Description

涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算方法及装置
技术领域
本发明涉及航空技术领域，具体而言，涉及一种涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算方法及装置。
背景技术
在燃烧室基本尺寸的确定以及在燃烧室高空点火模拟试验中，都需要高空风车状态下燃烧室的进口空气压力、进口空气温度和通过燃烧室的空气流量等参数。所以风车状态下燃烧室进口参数的计算是燃烧室设计中必不可少的计算项目。然而由于压气机和涡轮在低转速下的特性是很难得到的，因此很难完成风车状态下燃烧室进口参数的精准计算。
发明内容
为解决上述问题，本发明实施例的目的在于提供一种涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算方法及装置。
第一方面，本发明实施例提供了一种涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算方法，包括：
在标准大气表中，根据需要计算的飞行高度和飞行马赫数，获取不同飞行高度和飞行马赫数的发动机远前方的空气压力PH和空气温度TH；
获取涡轮风扇发动机在风车状态下的风车特性数值；
所述风车特性数值包括压气机的压缩比、温升比和发动机的密流比；
根据所述风车特性数值，计算所述涡轮风扇发动机燃烧室的进口气流参数；其中，
根据选用的飞行MH数，所述涡轮风扇发动机在风车状态下的压气机的压缩比：
∏K = （0.4～0.6）M4 H-（1～2）M3 H + （2.5～3）M2 H-（2～2.5）MH +1；
所述涡轮风扇发动机在风车状态下的压气机的温升比：
τK = 1～2；
所述涡轮风扇发动机在风车状态下的密流比：
q3= （1～1.5）MH-0.1；
根据所述涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数绘制涡轮风扇发动机风车状态下燃烧室进口气流参数的地毯图。
第二方面，本发明实施例还提供了一种涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算装置，包括：
参数获取模块，用于在标准大气表中，根据需要计算的飞行高度和飞行马赫数，获取不同飞行高度和飞行马赫数的发动机远前方的空气压力PH和空气温度TH；
特性获取模块，用于获取涡轮风扇发动机在风车状态下的风车特性数值；所述风车特性数值包括压气机的压缩比、温升比和发动机的密流比；
参数计算模块，用于根据所述风车特性数值，计算所述涡轮风扇发动机燃烧室的进口气流参数；其中，
根据选用的飞行MH数，所述涡轮风扇发动机在风车状态下的压气机的压缩比：
∏K = （0.4～0.6）M4 H - （1～2）M3 H + （2.5～3）M2 H -（2～2.5）MH +1；
所述涡轮风扇发动机在风车状态下的压气机的温升比：
τK = 1～2；
所述涡轮风扇发动机在风车状态下的密流比：
q3= （1～1.5）MH -0.1；
地毯图绘制模块，用于根据所述涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数绘制涡轮风扇发动机风车状态下燃烧室进口气流参数的地毯图。
本发明实施例的涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算方法和装置，根据涡轮风扇发动机风车特性的统计数据，得到涡轮风扇发动机在风车状态下燃烧室进口气流参数的确切数据，进而估算出涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数，降低了涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数对燃烧室高空点火试验结果的影响。
为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例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简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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示出了本发明实施例所提供的涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算方法的流程图；
图2示出了本发明实施例所提供的涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数的地毯图；
图3示出了本发明实施例所提供的涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算装置的结构示意图。
具体实施方式
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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的限制。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在燃烧室基本尺寸的确定以及在燃烧室高空点火模拟试验中，需要高空风车状态下燃烧室的进口空气压力、进口空气温度和通过燃烧室的空气流量等参数，故在风车状态下燃烧室进口参数的计算是燃烧室设计中必不可少的计算项目。由于压气机和涡轮在低转速下的特性是很难得到的，因此较难完成风车状态下燃烧室进口气流参数的精准计算。
发动机风车状态是指发动机空中停车后，在一定的飞行高度和飞行马赫数下，发动机转速稳定不变的状态。此时发动机的工作是靠发动机进口的空气冲量维持的，压气机前几级为透平状态，后几级为压气机状态，当飞行马赫数超过某一数值（称临界飞行马赫数）压气机会有压力升和温度升。我们将这种结果称之为“风车效应”。
风车特性仅仅与飞行马赫数相关，与飞行高度无关。
本发明实施例在研究中发现，无论是什么类型的压气机、压气机的设计水平有多高以及压气机的性能参数如何，在风车状态下都远远偏离了设计点，故其性能水平差别不大，具备近似相同的统计规律。换言之，发动机在风车状态下，压气机的增压比、温升比以及流过发动机的密流同飞行马赫数的关系（即风车特性）具有通用性。因此，采用涡轮风扇发动机通用的风车特性来计算燃烧室进口参数成为可能，从工程角度，该种计算方法的精确度是可以接受的。
以往在计算风车状态下燃烧室进口气动参数时，采用各种版本的计算方法，对计算结果的工程使用价值给不出确切结论，这对燃烧室尺寸设计以及燃烧室高空点火试验结果影响较大。
如图1所示，本发明实施例根据涡轮风扇发动机风车特性的统计数据，给出了具有工程实用价值的风车状态下燃烧室进口气流参数的简易计算方法。
步骤S101：在标准大气表中，按照需要计算的计算域参数，如飞行高度和飞行马赫数，查出不同飞行高度和飞行马赫数下的发动机远前方的空气压力PH和空气温度TH；
步骤S103：按照选用的飞行MH数，作如下计算：
计算涡轮风扇发动机在风车状态下的压气机的压缩比：
∏K = （0.4～0.6）M4 H - （1～2）M3 H + （2.5～3）M2 H -（2～2.5）MH +1；
计算涡轮风扇发动机在风车状态下的压气机的温升比：
τK = 1～2；
计算涡轮风扇发动机在风车状态下的密流比：
q3= （1～1.5）MH-0.1；
Figure 321835DEST_PATH_IMAGE001
；
q3设计：涡轮风扇发动机在设计状态下的密流函数；
q3风车：涡轮风扇发动机在风车状态下的密流函数；
P3设计：涡轮风扇发动机在设计状态下的燃烧室进口空气压力；
P3风车：涡轮风扇发动机在风车状态下的燃烧室进口空气压力；
G：流过涡轮风扇发动机内涵空气流量；
Figure 176658DEST_PATH_IMAGE002
：涡轮风扇发动机在风车状态下的发动机内涵空气流量与燃烧室进口空气温度的组合参数；
Figure 894079DEST_PATH_IMAGE003
：涡轮风扇发动机在设计状态下的发动机内涵空气流量与燃烧室进口空气温度的组合参数；
步骤S105：涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数包括燃烧室进口空气压力，计算燃烧室进口空气压力：
P3=PH*σ进气道*∏K；其中，
此处发动机进气道的损失：σ进气道=1.0；
PH：涡轮风扇发动机燃烧室的远前方空气压力；
步骤S107：涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数包括燃烧室进口空气温度，计算燃烧室进口空气温度：T3=TH*τK ；
TH：涡轮风扇发动机燃烧室的远前方空气温度；
步骤S109：涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数包括燃烧室进口空气密流，计算燃烧室进口空气密流：G3=q3*q3设计；
步骤S111：涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数包括燃烧室进口气流流量，计算燃烧室进口气流流量：
G=m* P4* G3*F4/ T4 0.5；其中，
m=常数0.3965；
P4≈P3 ，此处忽略了燃烧室的损失；
T4=T3 ，燃烧室内没有燃烧；
F4：高压涡轮一级导向器的喷管环面积；
步骤S113：采用上述计算结果绘制涡轮风扇发动机风车状态下燃烧室进口气流参数的地毯图，如图2所示。
本发明实施例的涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算方法，根据涡轮风扇发动机风车特性的统计数据，得到涡轮风扇发动机在风车状态下燃烧室进口气流参数的确切数据，进而估算出涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数，降低了涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数对燃烧室高空点火试验结果的影响。
所属技术领域的技术人员应当知道，本发明实施例可以实现为方法、装置、电子设备及计算机可读存储介质。因此，本发明实施例可以具体实现为以下形式：完全的硬件、完全的软件（包括固件、驻留软件、微代码等）、硬件和软件结合的形式。此外，在一些实施例中，本发明实施例还可以实现为在一个或多个计算机可读存储介质中的计算机程序产品的形式，该计算机可读存储介质中包含计算机程序代码。
上述计算机可读存储介质可以采用一个或多个计算机可读存储介质的任意组合。计算机可读存储介质包括：电、磁、光、电磁、红外或半导体的***、装置或器件，或者以上任意的组合。计算机可读存储介质更具体的例子包括：便携式计算机磁盘、硬盘、随机存取存储器（RAM）、只读存储器（ROM）、可擦除可编程只读存储器（EPROM）、闪存（Flash Memory）、光纤、光盘只读存储器（CD-ROM）、光存储器件、磁存储器件或以上任意组合。在本发明实施例中，计算机可读存储介质可以是任意包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行***、装置、器件使用或与其结合使用。
上述计算机可读存储介质包含的计算机程序代码可以用任意适当的介质传输，包括：无线、电线、光缆、射频（Radio Frequency，RF）或者以上任意合适的组合。
可以以一种或多种程序设计语言或其组合来编写用于执行本发明实施例操作的计算机程序代码，所述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言，例如：Java、Smalltalk、C++，还包括常规的过程式程序设计语言，例如：C语言或类似的程序设计语言。计算机程序代码可以完全的在用户计算机上执行、部分的在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行以及完全在远程计算机或服务器上执行。在涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络，包括：局域网（LAN）或广域网（WAN），可以连接到用户计算机，也可以连接到外部计算机。
下面将参照本发明实施例的方法、装置、电子设备及计算机可读存储介质的流程图和/或方框图描述本发明实施例。
应当理解，流程图和/或方框图的每个方框以及流程图和/或方框图中各方框的组合，都可以由计算机可读程序指令实现。这些计算机可读程序指令可以提供给通用计算机、专用计算机或其他可编程数据处理装置的处理器，从而生产出一种机器，这些计算机可读程序指令通过计算机或其他可编程数据处理装置执行，产生了实现流程图和/或方框图中的方框规定的功能/操作的装置。
也可以将这些计算机可读程序指令存储在能使得计算机或其他可编程数据处理装置以特定方式工作的计算机可读存储介质中。这样，存储在计算机可读存储介质中的指令就产生出一个包括实现流程图和/或方框图中的方框规定的功能/操作的指令装置产品。
也可以将计算机可读程序指令加载到计算机、其他可编程数据处理装置或其他设备上，使得在计算机、其他可编程数据处理装置或其他设备上执行一系列操作步骤，以产生计算机实现的过程，从而使得在计算机或其他可编程数据处理装置上执行的指令能够提供实现流程图和/或方框图中的方框规定的功能/操作的过程。
下面结合本发明实施例中的附图对本发明实施例进行描述。
图3示出了本发明实施例所提供的涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算装置的结构示意图，如图3所示：
包括：参数获取模块10，用于在标准大气表中，根据需要计算的飞行高度和飞行马赫数，获取不同飞行高度和飞行马赫数的发动机远前方的空气压力PH和空气温度TH；
特性获取模块20，用于获取涡轮风扇发动机在风车状态下的风车特性数值；所述风车特性数值包括压气机的压缩比、温升比和发动机的密流比；
参数计算模块30，用于根据所述风车特性数值，计算所述涡轮风扇发动机燃烧室的进口气流参数；其中，
根据选用的飞行MH数，所述涡轮风扇发动机在风车状态下的压气机的压缩比：
∏K = （0.4～0.6）M4 H - （1～2）M3 H + （2.5～3）M2 H -（2～2.5）MH +1；
所述涡轮风扇发动机在风车状态下的压气机的温升比：
τK = 1～2；
所述涡轮风扇发动机在风车状态下的密流比：
q3= （1～1.5）MH-0.1；
地毯图绘制模块40，用于根据所述涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数绘制涡轮风扇发动机风车状态下燃烧室进口气流参数的地毯图。
其中，在所述参数计算模块中，所述涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数包括燃烧室进口空气压力：
P3=PH*σ进气道*∏K；其中，
发动机进气道的损失：σ进气道=1.0 。
其中，在所述参数计算模块30中，所述涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数包括燃烧室进口空气温度：
T3=TH*τK 。
其中，在所述参数计算模块30中，所述涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数包括燃烧室进口空气密流：
G3=q3*q3设计。
其中，在所述参数计算模块30中，所述涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数包括燃烧室进口气流流量：
G=m* P4* G3*F4/ T4 0.5；其中，
m=常数0.3965；
P4≈P3 ，此处忽略了燃烧室的损失；
T4 =T3 ，燃烧室内没有燃烧；
F4：高压涡轮一级导向器的喷管环面积。
本发明实施例的涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算装置，根据涡轮风扇发动机风车特性的统计数据，得到涡轮风扇发动机在风车状态下燃烧室进口气流参数的确切数据，进而估算出涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数，降低了涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数对燃烧室高空点火试验结果的影响。
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，可轻易想到变化或替换的技术方案，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 (10)

1.一种涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算方法，其特征在于，包括：
在标准大气表中，根据需要计算的飞行高度和飞行马赫数，获取不同飞行高度和飞行马赫数的发动机远前方的空气压力PH和空气温度TH；
获取涡轮风扇发动机在风车状态下的风车特性数值；
所述风车特性数值包括压气机的压缩比、温升比和发动机的密流比；
根据所述风车特性数值，计算所述涡轮风扇发动机燃烧室的进口气流参数；
其中，所述涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数包括：燃烧室进口空气压力、进口空气温度、进口空气密流、进口气流流量；
根据选用的飞行MH数，所述涡轮风扇发动机在风车状态下的压气机的压缩比：
∏K = （0.4～0.6）M4 H - （1～2）M3 H + （2.5～3）M2 H -（2～2.5）MH +1；
所述涡轮风扇发动机在风车状态下的压气机的温升比：
τK = 1～2；
所述涡轮风扇发动机在风车状态下的密流比：
q3= （1～1.5）MH-0.1；
根据所述涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数绘制涡轮风扇发动机风车状态下燃烧室进口气流参数的地毯图。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述燃烧室进口空气压力：
P3=PH*σ进气道*∏K ；其中，
发动机进气道的损失：σ进气道=1.0 。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述燃烧室进口空气温度：
T3=TH*τK 。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述燃烧室进口空气密流：
G3=q3*q3设计，其中，q3设计为涡轮风扇发动机在设计状态下的密流函数。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述燃烧室进口气流流量：
G=m* P4* G3*F4/ T4 0.5；其中，
m=常数0.3965；
P4≈P3 ，此处忽略了燃烧室的损失；
T4 =T3 ，燃烧室内没有燃烧；
F4：高压涡轮一级导向器的喷管环面积。
6.一种涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数计算装置，其特征在于，包括：
参数获取模块，用于在标准大气表中，根据需要计算的飞行高度和飞行马赫数，获取不同飞行高度和飞行马赫数的发动机远前方的空气压力PH和空气温度TH；
特性获取模块，用于获取涡轮风扇发动机在风车状态下的风车特性数值；所述风车特性数值包括压气机的压缩比、温升比和发动机的密流比；
参数计算模块，用于根据所述风车特性数值，计算所述涡轮风扇发动机燃烧室的进口气流参数；
其中，所述涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数包括：燃烧室进口空气压力、进口空气温度、进口空气密流、进口气流流量；
根据选用的飞行MH数，所述涡轮风扇发动机在风车状态下的压气机的压缩比：
∏K = （0.4～0.6）M4 H - （1～2）M3 H + （2.5～3）M2 H -（2～2.5）MH +1；
所述涡轮风扇发动机在风车状态下的压气机的温升比：
τK = 1～2；
所述涡轮风扇发动机在风车状态下的密流比：
q3= （1～1.5）MH-0.1；
地毯图绘制模块，用于根据所述涡轮风扇发动机燃烧室进口气流参数绘制涡轮风扇发动机风车状态下燃烧室进口气流参数的地毯图。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，在所述参数计算模块中，所述燃烧室进口空气压力：
P3=PH*σ进气道*∏K；其中，
发动机进气道的损失：σ进气道=1.0 。
8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，在所述参数计算模块中，所述燃烧室进口空气温度：
T3=TH*τK 。
9.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，在所述参数计算模块中，所述燃烧室进口空气密流：
G3=q3*q3设计，其中，q3设计为涡轮风扇发动机在设计状态下的密流函数。
10.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，在所述参数计算模块中，所述燃烧室进口气流流量：
G=m* P4* G3*F4/ T4 0.5；其中，
m=常数0.3965；
P4≈P3 ，此处忽略了燃烧室的损失；
T4 =T3 ，燃烧室内没有燃烧；
F4：高压涡轮一级导向器的喷管环面积。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8627799B2 (en) * 2006-10-24 2014-01-14 David Littlewood Johnson Induction and fuel delivery system for piston engine
CN101532910B (zh) * 2009-04-16 2011-05-25 北京理工大学 涡轮增压器加速性能评价测试方法及试验装置
CN103267644A (zh) * 2012-06-28 2013-08-28 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 发动机性能仿真方法
CN107885891B (zh) * 2016-09-29 2021-02-12 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种航空发动机总体性能优化方法
CN108131231A (zh) * 2017-12-14 2018-06-08 天津成立航空技术有限公司 一种航空发动机主燃烧室高空点火性能调试方法
CN111914362B (zh) * 2020-07-22 2022-09-20 中国航发沈阳发动机研究所 一种研发阶段涡扇发动机模型自适应方法
CN113532688B (zh) * 2021-06-23 2022-09-06 中国航发沈阳发动机研究所 一种燃气涡轮发动机主燃烧室出口温度实时计算方法
CN114491837A (zh) * 2021-12-31 2022-05-13 南京航空航天大学 一种航空发动机设计点参数设计方法

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