[發明專利]一種計算引入航空發動機內引氣流量的方法

有效

• 申請號: 201510589023.5
• 申請日: 2015-09-15
• 公開（公告）號: CN105117563B
• 公開（公告）日: 2019-12-31
• 發明（設計）人: 史志勇;李洪軍;廉正彬;馮凱;李盈建;樊照遠
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司沈陽發動機設計研究所
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 11526 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙)
• 代理人: 周良玉

本發明公開了一種計算引入航空發動機內引氣流量的方法。所述計算引入航空發動機內引氣流量的方法包括如下步驟：步驟1：獲取發動機短艙的結構參數和材料參數，發動機內的附件的質量和材料參數以及飛機氣源的參數；步驟2：根據上述數據以及預計加熱時間，通過公式計算總預計熱量；步驟3：根據所述總預計熱量，通過公式計算引入航空發動機內引氣流量。在本發明的計算引入航空發動機內引氣流量的方法中，通過計算得到引入航空發動機內引氣流量，從而能夠為下一步設計航空發動機附件加溫系統中的噴口直徑以及設計航空發動機附件加溫系統中的降溫管路提供基礎，從而得到一套飛機在高寒地區機載加溫系統設計方法，解決了現有技術在該方面的空白。

技術領域

本發明涉及發動機技術領域，特別是涉及一種計算引入航空發動機內引氣流量的方法、航空發動機附件加溫系統中的噴口直徑計算方法、航空發動機附件加溫系統中的降溫管路的直徑計算方法及驗證航空發動機附件加溫系統的方法。

背景技術

隨著社會的進步和經濟的發展，飛機進入高寒地區工作的機會也越來越多，由于低溫環境，影響發動機的工作，使發動機不能正常起動。除非機場具備必要的專用地面加溫設備以及輔助的設施，但這并不是所有的機場的都具備的。因此需求一種發動機機載的加溫設備。

發動機表面分布這大量的管路和電纜以及附件等，同時還受飛機結構的限制，這就要求加溫系統結構緊湊。同時，飛機自帶的氣源溫度較高，直接加熱將會損壞發動機電纜和傳感器，這就要求對氣源進行降溫，而溫度過低又影響加溫效果。

因此，需要設計機載加溫系統，而在設計機載加溫系統之前，首先要確定在預設的加熱時間以及想要加熱的溫度條件下，引入航空發動機內引氣流量的多少。

目前，尚無飛機在高寒地區機載加溫系統設計方法的資料。

因此，希望有一種技術方案來克服或至少減輕現有技術的至少一個上述缺陷。

發明內容

本發明的目的在于提供一種計算引入航空發動機內引氣流量的方法來克服或至少減輕現有技術的中的至少一個上述缺陷。

為實現上述目的，本發明提供一種計算引入航空發動機內引氣流量的方法，所述計算引入航空發動機內引氣流量的方法包括如下步驟：步驟1：獲取發動機短艙的結構參數和材料參數，發動機內的附件的質量和材料參數以及飛機氣源的參數；步驟2：根據上述步驟1獲取的各項參數以及預計加熱時間，通過公式計算總預計熱量；步驟3：根據所述總預計熱量，通過公式計算引入航空發動機內引氣流量；所述發動機短艙的結構參數具體為短艙的體積參數；所述發動機短艙內的材料參數具體為：導熱系數；所述發動機內的附件包括：機匣、轉子、靜子、支撐轉子的支點、滑油箱、轉接齒輪箱；所述發動機內的附件的質量和材料參數具體為：機匣外徑、機匣質量、機匣比熱、轉子質量、轉子比熱、靜子質量、靜子比熱、支撐轉子的支點的質量、支撐轉子的支點的比熱、滑油箱的質量、滑油箱的比熱、轉接齒輪箱的質量、轉接齒輪箱的比熱；所述飛機氣源的參數包括：飛機氣源的溫度以及飛機氣源的壓力；所述總預計熱量為：Q_總＝Q_混+Q_附件+Q_機匣內+Q_短艙；其中，Q_混為短艙內冷空氣吸熱量，Q_附件為短艙內附件吸熱量、Q_機匣內為短艙向發動機內部的傳熱損失，Q_短艙為短艙向外部傳熱損失；

Q_附件＝Q_油+Q_金屬+Q_其他＝(C_油m_油+C_金屬m_金屬+c_其他M_其他)Δt；其中Q為熱量，C

為相應的比熱容，m為相應的質量，Δt為溫度差，M_其他為電器元器件的

質量等；