[發明專利]一種航空發動機進氣溫度畸變發生器設計方法

有效

• 申請號: 202011106676.0
• 申請日: 2020-10-15
• 公開（公告）號: CN112240831B
• 公開（公告）日: 2021-06-29
• 發明（設計）人: 徐文江;滕健
• 申請（專利權）人: 廈門大學
• 主分類號: G01M15/04
• 分類號: G01M15/04
• 代理公司: 廈門南強之路專利事務所(普通合伙) 35200
• 代理人: 張素斌

一種航空發動機進氣溫度畸變發生器設計方法，屬于航空發動機測試系統領域，基于高溫工質射流原理，提出利用可替換射流噴嘴，向發動機通道中注入高溫熱源，在不改變溫度畸變發生器基本結構的前提下實現高溫區周向和徑向空間分布單獨可控，利用該方法設計得到的溫度畸變發生器可以滿足多種狀態下航空發動機溫度畸變測試需求，并節約大量測試成本，縮短航空發動機溫度畸變的測試周期。

技術領域

本發明屬于航空發動機測試系統領域，尤其涉及一種航空發動機進氣溫度畸變發生器設計方法。

背景技術

在航空發動機的實際工作過程中，常常可能由于吸入發射武器的尾流，多機編隊飛行時吸入前機的尾流以及火災救援時吸入燃燒氣體或者垂直起降飛機吸入矢量噴管尾流向地面噴射后反彈的高溫燃氣。當航空發動機在短時間內吸入上述高溫氣體后推力將下降，穩定工作范圍縮小，極端情況還可能導致發動機停車。航空發動機因吸入高溫氣體在進口平面溫度的時間、空間分布不均勻稱為進氣溫度畸變。鑒于上述工作情況，在航空發動機研制和測試階段，必須依照現有的航空發動機進氣溫度畸變評定標準對發動機開展溫度畸變測試，測試的主要目標包括：確定發動機進口溫度畸變的臨界參數和評定防喘系統的有效性和可靠性。在航空發動機的測試階段，只能通過人為方式在地面試車臺上模擬制造出不同工況下帶有溫度畸變的氣流輸送至發動機以完成測試。這類能夠模擬制造出帶有溫度畸變流場的裝置稱為溫度畸變發生器。溫度畸變發生器的性能參數包括：出口面平均溫升、臨界溫升、臨界溫升響應、高溫區范圍、面平均溫升率、總壓損失，總壓畸變等。目前，世界各主要航空工業大國均研制并投入使用了多種航空發動機進氣溫度畸變發生器。根據資料調研，已有的溫度畸變發生器依據采用的熱源不同，可分為外部熱流導入式和嵌入燃燒式兩大類。第一類外部熱流導入溫度畸變發生器是在發動機測試通道外部，利用加熱、燃燒以及換熱等方式產生高溫工質，然后利用布置的管路導入發動機測試通道，最終在發動機氣動交界面形成所需溫度畸變圖譜或者所需溫度畸變系數的流場。外部熱流導入的溫度畸變發生器又可以根據工質的不同分為以下幾類：換熱器產生的高溫空氣導入、外部燃燒產生的高溫燃氣導入和外部高溫蒸汽導入。典型的外部熱流導入式溫度畸變發生器有美國阿諾德工程發展中心研發的多點順流向高溫射流溫度畸變發生器，美國海軍研究生院研發的高溫蒸汽射流溫度畸變發生器等。第二類嵌入燃燒式溫度畸變發生器在發動機進氣道內部設計微型燃燒腔，將氣態或液態燃料通過管路導入后通過控制微型燃燒腔的燃燒狀態實現發動機入口不同溫度畸變流場的生成或者在測試開始前將固體燃料布置于溫度畸變發生器燃燒腔，待測試開始時點燃燃料或燃料自燃形成溫度畸變流場。典型的嵌入燃燒式溫度畸變發生器有美國航空航天局李維斯研究中心研發的氫燃燒溫度畸變發生器，中國燃氣渦輪研究院研發的氫燃燒溫度畸變發生器以及美國弗吉尼亞理工大學研發的丙烷燃燒溫度畸變發生器。

兩類溫度畸變發生器各有優缺點，適用范圍也不同。第一類外部熱流導入式溫度畸變發生器的優點在于熱流產生的裝置位于發動機進氣道的外部，進氣道內部的熱流輸送管路和熱流噴射裝置結構相對簡單。并且，由于熱流發生裝置位于發動機模擬管道外部，高溫工質的產生較為安全、操作容易。由于采用管路輸送熱流，這類模擬技術的缺點也比較突出，對于較大的溫度瞬間變化的狀態難以生成獲得，常用于面平均溫升相對較低且需要長時間測試的情況。第二類嵌入燃燒式溫度畸變發生器能夠實現面平均溫升、畸變范圍以及溫度瞬變等重要溫度畸變參數的模擬，但是，由于微型燃燒腔位于發動機進氣道的內部，對溫度畸變參數的準確模擬需要獨立控制每一個燃燒腔的供油和火焰穩定，結構復雜，控制難度大，常用于對溫度畸變周向和徑向分布位置精度要求相對較低，但對瞬態溫度突變指標有嚴格要求的短時間測試。

發明內容

本發明的目的在于解決現有技術中的上述問題，提供一種航空發動機進氣溫度畸變發生器設計方法，在第一類外部熱流導入式溫度畸變發生器基礎上提出重大改進，克服其高溫射流單元噴注方式和噴注位置相對固定導致的高溫射流在氣動交界面的溫升空間分布難以精確控制的缺陷，實現穩態周向和徑向溫升范圍精確單獨可控的溫度畸變流場生成。

為達到上述目的，本發明采用如下技術方案：

一種航空發動機進氣溫度畸變發生器設計方法，包括以下步驟：