[發明專利]基于FDR數據的民用航空器起飛爬升階段推力仿真方法在審
| 申請號： | 201910525237.4 | 申請日： | 2019-06-18 |
| 公開（公告）號： | CN110263425A | 公開（公告）日： | 2019-09-20 |
| 發明（設計）人： | 張軍峰;祖海寧;歸旭豪 | 申請（專利權）人： | 南京航空航天大學 |
| 主分類號： | G06F17/50 | 分類號： | G06F17/50 |
| 代理公司： | 南京經緯專利商標代理有限公司 32200 | 代理人： | 熊玉瑋 |
| 地址： | 210016 江*** | 國省代碼： | 江蘇;32 |
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| 摘要： | |||
| 搜索關鍵詞： | 民用航空器 爬升 起飛 渦扇發動機 構建 涵道 發動機 發動機部件模型 發動機推力 飛行記錄儀 飛行軌跡 環境模型 燃油消耗 相關參數 性能參數 航空器 機型 推算 估算 采集 預測 | ||
1.基于FDR數據的民用航空器起飛爬升階段推力仿真方法，其特征在于，獲取民用航空器發動機的相關基礎性能參數，構建環境模型與發動機部件模型并根據內外涵道空氣流量、內外涵道尾噴管空氣流速、進氣道空氣流速構建推力模型，將飛行記錄儀采集的航空器起飛爬升階段相關數據帶入推力模型得到推力剖面。
2.根據權利要求1所述的基于FDR數據的民用航空器起飛爬升階段推力仿真方法，其特征在于，所述發動機相關基礎性能參數包括：進氣道等熵效率、渦輪等熵效率、涵道比、發動機總壓比。
3.根據權利要求1所述的基于FDR數據的民用航空器起飛爬升階段推力仿真方法，其特征在于，飛行記錄儀采集的航空器起飛爬升階段相關數據包括：大氣靜溫、大氣靜壓、真空速、馬赫數、燃油流量、排氣溫度、高壓壓氣機出口溫度。
4.根據權利要求1所述的基于FDR數據的民用航空器起飛爬升階段推力仿真方法，其特征在于，所述推力模型為：
其中，為內涵道空氣流量，為燃油流量，f為燃料與內涵道空氣流量比，為外涵道空氣流量，bpr為涵道比，V0為進氣道空氣流速，VTAS為真空流速，V9為內涵道尾噴管空氣流速，λ為空氣絕熱指數，τλ為燃燒室出口/大氣熱焓比，τr為大氣總/靜態溫度比，τc為壓氣機總/靜溫度比，α為發動機涵道比，τf為風扇出/入口總溫比，a0為聲速，V19為外涵道尾噴管空氣流速，M19為外涵道尾噴管出口馬赫數，F為發動機推力。
5.根據權利要求1所述的基于FDR數據的民用航空器起飛爬升階段推力仿真方法，其特征在于，環境模型包括大氣總溫Tt0、大氣總壓Pt0、大氣總/靜態溫度比τr，其中，T0為大氣靜溫，M0為馬赫數，γc為正?？諝鈼l件下的絕熱指數，P0為大氣靜壓。
6.根據權利要求1所述的基于FDR數據的民用航空器起飛爬升階段推力仿真方法，其特征在于，所述發動機部件模型包括：進氣道模型、壓氣機模型、燃燒室模型、風扇模型、渦輪模型、尾噴管部件模型。
7.根據權利要求6所述的基于FDR數據的民用航空器起飛爬升階段推力仿真方法，其特征在于，
進氣道模型為：
壓氣機模型為：
燃燒室模型為：
渦輪模型為：
風扇模型為：
尾噴管部件模型為：
其中，Tt2為壓氣機入口總溫，Tt0為大氣總溫，Pt2為壓氣機入口總壓，Pt0為大氣總壓，ηduct為進氣道等熵效率，γc為正?？諝鈼l件下的絕熱指數，M0為馬赫數，τc為壓氣機總/靜溫度比，Tt3為壓氣機出口總溫，Tt2為壓氣機入口總溫，Pt3為壓氣機出口總壓，τλ為燃燒室出口/大氣熱焓比，Cpc為燃燒前空氣恒壓比熱，Cph為燃燒后空氣恒壓比熱，Tt4為燃燒室出口總溫，γh為燃燒后條件下的空氣絕熱指數，f為燃料與內涵道空氣流量比，LCV為燃料低熱值，Tt5為渦輪出口總溫，EGT為排氣溫度，Pt5為渦輪出口總壓，EPR為發動機總壓比，Tt13為風扇出口總溫，bpr為發動機涵道比，τf為風扇出/入口總溫比，M19為外涵道尾噴管出口馬赫數，τr為大氣總/靜態溫度比。
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