一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法与流程

本发明涉及航空发动机，具体涉及一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法。

背景技术：

1、航空燃气涡轮轴发动机中的燃烧室部件在稳定状态工作时，保持燃烧室进口空气流量不变，逐渐减少燃烧室的供油量，直至火焰筒内的火焰熄灭，火焰熄灭时的瞬间油气比称为燃烧室的贫油熄火边界。因此飞机在飞行过程中如果进行快速减速时，由于供油量瞬时减少，发动机进口空气流量还未及时下降，使得燃烧室的瞬间油气比超过贫油熄火边界，很容易造成燃烧室贫油熄火和发动机空中停车，严重影响飞行安全。

2、为了确保装配有航空发动机的飞机的飞行安全性能，航空发动机适航规章明确规定，发动机在适航取证前需要进行发动机熄火裕度验证，以表明在发动机工作包线内有足够的熄火裕度，不会发生贫油熄火现象。但目前对航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度进行试验验证的方法的准确度不足，无法满足适航规章要求，因此目前亟需一种可满足适航规章要求的航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法。

技术实现思路

1、因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中缺少可满足适航规章要求的航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法的缺陷，从而提供一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法。

2、根据本发明提供的一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法，包括以下步骤：

3、在发动机的工作包线内分别选取多个验证点的飞行高度，并根据每个验证点的飞行高度选取对应的大气温度；

4、根据理想发动机建立第一发动机性能模型和第一燃烧室部件性能模型；

5、将第一发动机性能模型分别在每个所述验证点的飞行高度和大气温度的条件下模拟运行，并获取第一发动机性能模型在每个所述验证点的起飞转速至慢车转速下的第一空气流量；

6、将发动机燃油泄漏量和火焰筒加工偏差应用到第一燃烧室部件性能模型中建立第二燃烧室部件性能模型；

7、将第二燃烧室部件性能模型分别以每个所述验证点的所述第一空气流量作为进口空气流量模拟运行，并获取第二燃烧室部件性能模型在每个所述验证点的起飞转速至慢车转速下的每小时耗油量，且计算得到极限熄火油气比；

8、将发动机分别在每个所述验证点的飞行高度和大气温度的条件下实际运行，同时将发动机在0.3秒至1秒内从起飞转速减速至慢车转速，并获取发动机在每个所述验证点实际运行的每小时耗油量和每小时耗空气量，且计算得到快速减速试验油气比；

9、若是每个所述验证点的所述快速减速试验油气比均大于所述极限熄火油气比，则发动机工作时不会发生贫油熄火现象；否则发动机工作时会发生贫油熄火现象。

10、根据本发明的一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法，至少具有如下技术效果：

11、通过选取发动机工作包线内的多个验证点，并获取每个验证点的飞行高度和大气温度，一方面将第二燃烧室部件性能模型分别以每个验证点的第一空气流量作为进口空气流量，并在每个验证点的飞行高度和大气温度的条件下进行模拟运行试验，且计算得到极限熄火油气比；同时在计算得到极限熄火油气比的过程中充分的考虑到了实际发动机的燃油泄漏量和火焰筒加工偏差的影响，确保计算得到的极限熄火油气比更符合实际情况；另一方面将发动机在每个验证点的飞行高度和大气温度的条件下实际运行，并将发动机的转速在0.3秒至1秒内快速从起飞转速减速至慢车转速，且获取在每个验证点实际运行的每小时耗油量和每小时耗空气量计算得到快速减速试验油气比；通过验证多处验证点的极限熄火油气比和快速减速试验油气比的大小关系，确保对航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度进行试验验证的准确度和严格性，并且本验证方法得到中国民航适航审定中心批准，通过本验证方法得到的验证结论可充分验证航空燃气涡轮轴发动机在其工作包线内是否有足够的熄火裕度。

12、优选地，将发动机性能衰减应用到第一发动机性能模型中建立第二发动机性能模型，将第二发动机性能模型分别在每个所述验证点的飞行高度和大气温度的条件下模拟运行，并获取第二发动机性能模型在每个所述验证点的起飞转速至慢车转速下的第二空气流量；所述计算得到极限熄火油气比包括以下步骤：

13、将第二燃烧室部件性能模型分别以每个所述验证点的所述第二空气流量作为进口空气流量模拟运行，并获取第二燃烧室部件性能模型在每个所述验证点的起飞转速至慢车转速下的每小时耗油量，且计算得到极限熄火油气比。

14、优选地，还包括以下步骤：

15、将第一燃烧室部件性能模型分别以每个所述验证点的所述第一空气流量作为进口空气流量模拟运行，并获取第一燃烧室部件性能模型在每个所述验证点的起飞转速至慢车转速下的每小时耗油量，且计算得到正常熄火油气比；

16、若是每个所述验证点的所述极限熄火油气比均大于所述正常熄火油气，则发动机在其工作包线内的极限熄火油气比计算合理。

17、优选地，所述大气温度包括最低温度和最高温度，所述根据每个验证点的飞行高度选取对应的大气温度包括以下步骤：

18、根据每个验证点的飞行高度选取对应高度条件下的最低温度；

19、根据每个验证点的飞行高度选取对应高度条件下的最高温度。

20、优选地，所述大气温度还包括标准大气温度，所述根据每个验证点的飞行高度选取对应的大气温度还包括以下步骤：

21、根据每个验证点的飞行高度选取对应高度条件下的标准大气温度。

22、优选地，所述在发动机的工作包线内分别选取多个验证点的飞行高度包括以下步骤：

23、根据发动机的最高飞行高度，从低至高依次等间隔选取四个验证点的飞行高度。

24、优选地，发动机的所述最高飞行高度设置为6000m，从低至高依次间隔2000m选取四个验证点的飞行高度。

25、优选地，所述发动机在0.5秒内从起飞转速减速至慢车转速。

26、本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

技术特征：

1.一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法，其特征在于，将发动机性能衰减应用到第一发动机性能模型中建立第二发动机性能模型，将第二发动机性能模型分别在每个所述验证点的飞行高度和大气温度的条件下模拟运行，并获取第二发动机性能模型在每个所述验证点的起飞转速至慢车转速下的第二空气流量；所述计算得到极限熄火油气比包括以下步骤：

3.根据权利要求2所述的一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法，其特征在于，还包括以下步骤：

4.根据权利要求1至3任一项所述的一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法，其特征在于，所述大气温度包括最低温度和最高温度，所述根据每个验证点的飞行高度选取对应的大气温度包括以下步骤：

5.根据权利要求4所述的一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法，其特征在于，所述大气温度还包括标准大气温度，所述根据每个验证点的飞行高度选取对应的大气温度还包括以下步骤：

6.根据权利要求1至3任一项所述的一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法，其特征在于，所述在发动机的工作包线内分别选取多个验证点的飞行高度包括以下步骤：

7.根据权利要求6所述的一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法，其特征在于，发动机的所述最高飞行高度设置为6000m，从低至高依次间隔2000m选取四个验证点的飞行高度。

8.根据权利要求1所述的一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法，其特征在于，所述发动机在0.5秒内从起飞转速减速至慢车转速。

技术总结本发明公开了一种航空燃气涡轮轴发动机熄火裕度验证方法，包括以下步骤：在发动机的工作包线内分别选取多个验证点的飞行高度和大气温度；根据理想发动机建立第一发动机性能模型和第一燃烧室部件性能模型；将第一发动机性能模型在每个验证点的条件下模拟运行，并获取第一空气流量；将燃油泄漏量和火焰筒加工偏差应用到第一燃烧室部件性能模型中建立第二燃烧室部件性能模型；第二燃烧室部件性能模型以第一空气流量作为进口空气流量模拟运行，并计算得到在每个验证点的极限熄火油气比；将发动机在每个验证点的条件下实际运行，并计算得到快速减速试验油气比。本发明得到的验证结论可充分验证发动机在其工作包线内是否有足够的熄火裕度。技术研发人员：罗宿明,张晓爽,王涛,周四平受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所技术研发日：技术公布日：2024/7/29