[發明專利]一種航空發動機安裝推力評估方法有效
| 申請號： | 202011303404.X | 申請日： | 2020-11-19 |
| 公開（公告）號： | CN112417595B | 公開（公告）日： | 2022-11-22 |
| 發明（設計）人： | 趙肅;李泳凡;王軍;施磊;王陽;萬東凱;康忱 | 申請（專利權）人： | 中國航發沈陽發動機研究所 |
| 主分類號： | G06F30/15 | 分類號： | G06F30/15;G06F30/17;G06F119/14 |
| 代理公司： | 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526 | 代理人： | 劉傳準 |
| 地址： | 110015 *** | 國省代碼： | 遼寧;21 |
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| 摘要： | |||
| 搜索關鍵詞： | 一種 航空發動機 安裝 推力 評估 方法 | ||
本申請屬于飛機發動機設計領域，涉及一種航空發動機安裝推力評估方法，所述方法包括：獲取飛機在不同迎角下的升力系數及阻力系數；根據所述升力系數及阻力系數計算飛機起飛或者飛機高速滑行狀態下的升力及氣動阻力；根據飛機起飛或者飛機高速滑行時機場的摩擦系數計算機場摩擦阻力；獲取飛機由滑行至完全離地起飛過程中的加速度，依據牛頓第二定律構建平衡方程，解算航空發動機安裝推力。本申請與燃氣發生器法比較，不需發動機噴管出口截面的參數，可應用與軍用渦扇發動機的安裝推力評估。與飛機推阻平衡法相比，不需準確的飛機氣動特性，當設置氣動阻力為零時，在不大于150km/h的起飛、滑行范圍內，評估誤差不大于3％。
技術領域
本申請屬于飛機發動機設計領域，特別涉及一種航空發動機安裝推力評估方法。
背景技術
軍用小涵道比發動機裝機后，在實際飛行試驗過程中，無法直接測量發動機的推力水平。目前已有的評價方法中，主要為燃氣發生器法、飛機推阻平衡法。燃氣發生器法利用發動機臺架性能作為基準，通過總推力的無因次量換算關系，結合飛行中發動機主要氣動截面的測量參數，評價發動機總推力水平。
燃氣發生器法對發動機主要截面的氣動參數依賴較大，尤其對飛行中發動機噴口截面的測量精度需求較高，對于軍用渦扇發動機來說，因飛行中的發動機噴管出口處于高溫區域，噴管出口的實際面積、溫度、壓力等參數無法直接測量，采用該方法用于軍機存在較大的評價誤差。
發明內容
為準確評估發動機安裝推力，降低對飛機氣動特性的依賴、降低對發動機主要截面參數的依賴，獲取實時飛行表現，本申請出了一種基于起飛/高滑數據的發動機安裝推力評估方法。
本申請航空發動機安裝推力評估方法，包括：
步驟S1、獲取飛機在不同迎角下的升力系數及阻力系數；
步驟S2、根據所述升力系數及阻力系數計算飛機起飛或者飛機高速滑行狀態下的升力及氣動阻力；
步驟S3、根據飛機起飛或者飛機高速滑行時機場的摩擦系數計算機場摩擦阻力；
步驟S4、獲取飛機由滑行至完全離地起飛過程中的加速度，依據牛頓第二定律構建平衡方程，解算航空發動機安裝推力。
優選的是，步驟S1中，通過風洞試驗獲取飛機的升力系數及阻力系數。
優選的是，步驟S4中，所述平衡方程包括：
其中，m為飛機質量，F為航空發動機安裝推力，α為飛行迎角，φ為發動機推力角，X為飛機滑行過程中的氣動阻力，D為機場摩擦阻力。
優選的是，所述機場摩擦阻力D采用如下公式計算：
D＝f[G-Y-F sin(α+φ)]
其中，f為機場的摩擦系數，G為飛機重量，Y為飛機滑行過程中的升力。
優選的是，步驟S4中，在進行飛機由滑行至完全離地起飛過程中的加速度計算時，選取時間間隔不低于1秒。
本申請的優點：所需的機載測量參數均為常規參數，且對飛機氣動特性的依賴程度低，具有較高的評估精度，工程應用門檻較低。
附圖說明
圖1是本申請航空發動機安裝推力評估方法的一優選實施例的流程圖。
圖2是本申請起飛過程推力、阻力與地速的關系示意圖。
具體實施方式
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