一种装机状态下评估军用航空涡扇发动机性能衰减的方法与流程

1.本技术属于发动机设计技术领域，具体涉及一种装机状态下评估军用航空涡扇发动机性能衰减的方法。


背景技术：

2.涡扇发动机凭借着稳定裕度高、巡航航程大的优势特点，已经逐渐发展成为军用发动机的首选动力装置。发动机正式服役后，在完整寿命期内，客观存在着一定程度的性能衰减，性能衰减的直接表现是发动机推力水平的下降，对飞机的使用会造成一定的影响：
3.1、发动机存在着高温天、高原等典型恶劣环境下使用推力下降的问题，在性能衰减严重的发动机上表现会更为明显，增加了飞机的起飞滑跑距离，严重威胁了飞机的起飞安全；
4.2、性能衰减程度差异大的两台发动机安装在同一架飞机上使用时，容易对飞机配平产生影响，造成飞机滑跑偏航。
5.因此，评估发动机在装机状态下的性能衰减水平是非常必要的，但由于装机环境下缺少直接测量推力的方法，无法客观、直接的评价性能衰减。
6.目前国内普遍采用的性能衰减评价方法是将发动机实际排气温度修正至海平面标准大气同一转速水平状态，通过排气温度的增加量来间接评估性能衰减情况，使用排气温度增加量来间接评价发动机性能衰减水平的方法，存在以下缺点：
7.1、评价方法不直观。传统的性能衰减评价方法，评价的是排气温度水平的变化量，但对于飞机或用户来说，性能衰减的直观表现是推力水平的降低，排气温度与推力水平之间无法迅速、准确的进行转换，原有的评价方法在实际使用过程中缺少可操作性。
8.2、排气温度与推力间缺少明确的对应关系。涡轮后排气温度在一定程度上可以表征内涵排气速度，但对涡扇发动机来说，推力的另一个重要因素是空气流量，在不同的转速状态下，流经发动机内外涵的空气流量是有变化的，装机状态下又存在一定的进气畸变，无法准确建立排气温度和推力之间的关联关系。


技术实现要素：

9.为了解决上述问题之一，本技术提供了一种装机状态下评估军用航空涡扇发动机性能衰减的方法，能够精确表征发动机推力水平随使用时间的变化规律，解决原性能衰减评价方法存在的不直观等问题，提升装机条件下推力评价的可操作性。
10.本技术提供了一种装机状态下评估军用航空涡扇发动机性能衰减的方法，主要包括：
11.步骤s1、在飞机起飞时段，发动机工作状态为最大状态，地速在设定范围内，获取各时刻的飞机飞行参数；
12.步骤s2、基于飞机飞行参数确定各时刻的单台发动机起飞推力f；
13.步骤s3、将单台发动机起飞推力f统一修正至战斗状态推力f
战斗
，并确定对应的战
斗状态下的发动机低压物理转速n
l-战斗
，及发动机排气温度t
6-战斗
；
14.步骤s4、将战斗状态推力f
战斗
修正至海平面高度下的推力f
p
；
15.步骤s5、战斗状态下的发动机低压物理转速n
l-战斗
，及发动机排气温度t
6-战斗
确定推力修正系数，并基于所述推力修正系数将海平面高度下的推力f
p
修正至海平面标准温度推力f
t
；
16.步骤s6、建立海平面标准温度推力f
t
随飞行架次或飞行时间的关系曲线，形成发动机推力性能衰减变化趋势，所述发动机推力性能衰减变化趋势用于表征航空涡扇发动机性能衰减程度。
17.优选的是，步骤s1中，地速的设定范围为140km/h～160km/h。
18.优选的是，步骤s2中，计算单台发动机起飞推力包括：
19.计算总发动机推力；
20.根据发动机数量确定，单台发动机起飞推力。
21.优选的是，计算总发动机推力f
合
包括：
[0022][0023]
其中，m0为飞机起飞构型重量，m
fuel
为飞机油量，a
x
为飞机纵向加速度，f
阻
为飞机起飞过程产生的气动阻力与摩擦阻力之和，α为飞机迎角，为发动机推力角。
[0024]
优选的是，计算总发动机推力包括：
[0025][0026]
其中，m0为飞机起飞构型重量，m
fuel
为飞机油量，v为飞机地速，f
阻
为飞机起飞过程产生的气动阻力与摩擦阻力之和，α为飞机迎角，为发动机推力角。
[0027]
优选的是，步骤s3中，计算战斗状态推力f
战斗
包括：
[0028]
若步骤s1中，飞机起飞阶段的状态为战斗状态起飞，则计算的单台发动机起飞推力f即为战斗状态推力f
战斗
，同时，对步骤s1中获取的飞行参数n
l
、t6取平均值，记录为n
l-战斗
、t
6-战斗
，其中，n
l
为发动机低压物理转速，t6为发动机排气温度；
[0029]
若步骤s1中，飞机起飞阶段的状态为训练状态起飞，则步骤s1中获取的飞行参数n
l
、t6取平均值，然后根据预置的起飞推力与状态参数的变化关系进行插值，对插值结果向上调整，直至n
l
或t6达到对应的战斗状态限制值，获取此时的战斗状态推力f
战斗
，及对应的n
l-战斗
、t
6-战斗
。
[0030]
优选的是，步骤s4中，计算海平面高度下的推力f
p
包括：
[0031][0032]
其中，p1为发动机进口总压。
[0033]
优选的是，步骤s4中，计算海平面高度下的推力f
p
包括：
[0034][0035]
其中，h为飞机起飞高度，ma为飞行马赫数。
[0036]
优选的是，步骤s5中，确定推力修正系数包括：
[0037]
使用整机性能仿真模型，通过调整低压物理转速控制计划和排气温度控制计划，获取不同大气温度、不同低压物理转速、不同排气温度水平下的发动机推力修正系数，形成推力修正系数表，之后根据步骤s3确定的发动机低压物理转速n
l-战斗
，及发动机排气温度t
6-战斗
，在所述推力修正系数表中插值，确定对应的推力修正系数。
[0038]
本技术能够直观地显示推力随工作时间或飞行架次的变化规律，代替了原有的涡轮后温度间接表征性能衰减的方式，能够有效指导用户快速、直接的掌握发动机性能水平，具有较高的外场可操作性，另一方面，本技术规避了原评价方法中排气温度和推力间关联关系不明确的问题，并通过相应的修正方法，将实际推力修正至海平面标准大气条件下战斗状态推力水平，建立了统一的性能衰减评价基准。
附图说明
[0039]
图1为本技术装机状态下评估军用航空涡扇发动机性能衰减的方法的一优选实施例的流程图。
[0040]
图2为本技术图1所示实施例的发动机推力性能衰减变化趋势示意图。
具体实施方式
[0041]
为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施方式中的附图，对本技术实施方式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。所描述的实施方式是本技术一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施方式进行详细说明。
[0042]
本技术提供了一种装机状态下评估军用航空涡扇发动机性能衰减的方法，如图1所示，主要包括：
[0043]
步骤s1、在飞机起飞时段，发动机工作状态为最大状态，地速在设定范围内，获取各时刻的飞机飞行参数。
[0044]
该步骤中，使用matlab或其他数据分析工具，选取军用飞机起飞时段，发动机工作状态为最大状态，地速为a km/h～b km/h区域，截取m
fuel
、a
x
(或v)、α、n
l
、t6等数据随时间的变化曲线。其中，m
fuel
为飞机油量，a
x
为飞机纵向加速度，α为飞机迎角，n
l
为发动机低压物理转速，t6为发动机排气温度。
[0045]
需要说明的是，最大状态是指发动机加力燃烧室工作时，能够持续提供最大推力的工作状态。
[0046]
在一些可选实施方式中，地速的设定范围为140km/h～160km/h。
[0047]
步骤s2、基于飞机飞行参数确定各时刻的单台发动机起飞推力f。
[0048]
在一些可选实施方式中，计算单台发动机起飞推力包括：计算总发动机推力；根据发动机数量确定，单台发动机起飞推力。例如对于双发装机来说，单台发动机起飞推力为f
合
/2。
[0049]
其中，在一些可选实施方式中，计算总发动机推力f
合
包括：
[0050][0051]
其中，m0为飞机起飞构型重量，m
fuel
为飞机油量，a
x
为飞机纵向加速度，f
阻
为飞机起飞过程产生的气动阻力与摩擦阻力之和，α为飞机迎角，为发动机推力角。
[0052]
备选实施方式中，计算总发动机推力f
合
也可以包括：
[0053][0054]
其中，m0为飞机起飞构型重量，m
fuel
为飞机油量，v为飞机地速，f
阻
为飞机起飞过程产生的气动阻力与摩擦阻力之和，α为飞机迎角，为发动机推力角。
[0055]
另外需要说明的是，对军用发动机来说，在地速为a km/h～b km/h区域，摩擦阻力较小，基本可以忽略，气动阻力约为新机状态单台发动机起飞推力的c倍左右，可以近似处理。如果已掌握飞机气动特性模型，可以进行f阻详细计算，也可以借用其他相似飞机气动特性模型进行计算。这里c一般为3％～5％。在实际应用过程中，采用该步骤对新机状态第一架次起飞数据进行处理，将f
阻
设置为f
合
的c倍，获取f
阻
作为后续性能衰减计算的边界条件。
[0056]
步骤s3、将单台发动机起飞推力f统一修正至战斗状态推力f
战斗
，并确定对应的战斗状态下的发动机低压物理转速n
l-战斗
，及发动机排气温度t
6-战斗
。
[0057]
需要说明的是，发动机最大状态工作时区分战斗状态和训练状态，战斗状态下，n
l
、t6控制计划较高。
[0058]
在一些可选实施方式中，步骤s3中，计算战斗状态推力f
战斗
包括：
[0059]
若步骤s1中，飞机起飞阶段的状态为战斗状态起飞，则计算的单台发动机起飞推力f即为战斗状态推力f
战斗
，同时，对步骤s1中获取的飞行参数n
l
、t6取平均值，记录为n
l-战斗
、t
6-战斗
，其中，n
l
为发动机低压物理转速，t6为发动机排气温度；
[0060]
若步骤s1中，飞机起飞阶段的状态为训练状态起飞，则步骤s1中获取的飞行参数n
l
、t6取平均值，然后根据预置的起飞推力与状态参数的变化关系进行插值，对插值结果向上调整，直至n
l
或t6达到对应的战斗状态限制值，获取此时的战斗状态推力f
战斗
，及对应的n
l-战斗
、t
6-战斗
。
[0061]
这里对第二种情况进行说明。对训练状态起飞的发动机来说，使用整机性能仿真模型，通过调整低压物理转速控制计划，获取不同起飞高度、不同大气温度条件下，起飞推力与状态参数的变化关系，即n
l
每增加1％，t6增加a℃，f增加b kn，如表1所示。根据步骤1获取的n
l
、t6取平均值，通过h和t1，按照表1进行插值，将n
l
、t6、f按照表1插值结果向上调整，直至n
l
或t6达到对应的战斗状态限制值(低选)，获取战斗状态f战斗，并记录对应的n
l-战斗
、t
6-战斗
。这里t1为发动机进口总温。
[0062]
表1起飞推力与状态参数的变化关系表
[0063][0064]
步骤s4、将战斗状态推力f战斗修正至海平面高度下的推力f
p
。
[0065]
在一些可选实施方式中，步骤s4中，计算海平面高度下的推力f
p
包括：
[0066][0067]
其中，p1为发动机进口总压。
[0068]
备选实施方式中，步骤s4中，计算海平面高度下的推力f
p
还可以包括：
[0069][0070]
其中，h为飞机起飞高度，ma为飞行马赫数。
[0071]
步骤s5、战斗状态下的发动机低压物理转速n
l-战斗
，及发动机排气温度t
6-战斗
确定推力修正系数，并基于所述推力修正系数将海平面高度下的推力f
p
修正至海平面标准温度推力f
t
。
[0072]
在一些可选实施方式中，步骤s5中，确定推力修正系数包括：
[0073]
使用整机性能仿真模型，通过调整低压物理转速控制计划和排气温度控制计划，获取不同大气温度、不同低压物理转速、不同排气温度水平下的发动机推力修正系数xf，形成推力修正系数表，如表2所示，之后根据步骤s3确定的发动机低压物理转速n
l-战斗
，及发动机排气温度t
6-战斗
，在所述推力修正系数表中插值，确定对应的推力修正系数。其中，f
t
＝f
p
×
xf。
[0074]
表2海平面标准温度推力修正系数表
[0075][0076]
其中，δt为发动机进气温度与海平面标准温度15℃的温度偏差。
[0077]
步骤s6、建立海平面标准温度推力f
t
随飞行架次或飞行时间的关系曲线，形成发动机推力性能衰减变化趋势，如图2所示，所述发动机推力性能衰减变化趋势用于表征航空
涡扇发动机性能衰减程度。
[0078]
本技术能够直观地显示推力随工作时间或飞行架次的变化规律，代替了原有的涡轮后温度间接表征性能衰减的方式，能够有效指导用户快速、直接的掌握发动机性能水平，具有较高的外场可操作性，另一方面，本技术规避了原评价方法中排气温度和推力间关联关系不明确的问题，并通过相应的修正方法，将实际推力修正至海平面标准大气条件下战斗状态推力水平，建立了统一的性能衰减评价基准。
[0079]
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本技术作了详尽的描述，但在本技术基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本技术精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本技术要求保护的范围。