[發(fā)明專利]一種不加載條件下的航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動慣量測量方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202110609836.1
• 申請日: 2021-06-01
• 公開（公告）號: CN113432785B
• 公開（公告）日: 2022-09-09
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 劉嬌;馬松;韓冬;陳雪芳;常浩
• 申請（專利權(quán)）人: 中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所
• 主分類號: G01M1/10
• 分類號: G01M1/10;G01M15/00
• 代理公司: 北京航信高科知識產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11526
• 代理人: 劉傳準(zhǔn)

本申請屬于發(fā)動機(jī)試驗技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種不加載條件下的航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動慣量測量方法。該方法包括：通過氣源控制裝置驅(qū)動空氣渦輪起動機(jī)轉(zhuǎn)動，由所述空氣渦輪起動機(jī)驅(qū)動發(fā)動機(jī)起動，所述功率傳動軸上設(shè)置有扭矩測量裝置；標(biāo)定發(fā)動機(jī)起動過程的氣源條件，并利用已標(biāo)定的氣源條件，進(jìn)行發(fā)動機(jī)起動試驗；在發(fā)動機(jī)起動成功至起動完成時間段內(nèi)，獲取功率傳動軸的N個時間節(jié)點的的剩余扭矩，以及獲取對應(yīng)的N個時間節(jié)點的發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速；確定發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動慣量。本申請通過對發(fā)動機(jī)起動過程中多個時間節(jié)點的轉(zhuǎn)動慣量的測量，能夠更精準(zhǔn)的獲取發(fā)動機(jī)起動過程試驗數(shù)據(jù)，為發(fā)動機(jī)配裝用的起動機(jī)進(jìn)行選型提供有力的試驗數(shù)據(jù)支撐。

技術(shù)領(lǐng)域

本申請屬于發(fā)動機(jī)試驗技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種不加載條件下的航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動慣量測量方法。

背景技術(shù)

航空發(fā)動機(jī)作為飛機(jī)最為重要的裝置之一，能夠為飛機(jī)飛行提供所必須推力。航空發(fā)動機(jī)從靜止?fàn)顟B(tài)過渡到工作狀態(tài)，需要經(jīng)過起動機(jī)的帶轉(zhuǎn)，起動機(jī)的輸出扭矩需要克服發(fā)動機(jī)自身的轉(zhuǎn)動力矩的影響才能夠?qū)崿F(xiàn)有效的起動。對于飛機(jī)起動系統(tǒng)地面試驗考核，一般在與發(fā)動機(jī)進(jìn)行聯(lián)試之前需要進(jìn)行起動系統(tǒng)能力的考核，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動慣量直接影響到飛機(jī)起動的加速特性，目前由于難以準(zhǔn)確的獲得發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量，因此，起動機(jī)的考核一般與發(fā)動機(jī)放在一起進(jìn)行考核，導(dǎo)致飛機(jī)起動系統(tǒng)的研制風(fēng)險無法提前化解，傳統(tǒng)型號設(shè)計過程中，起動系統(tǒng)作為重要的考核項目，在GJB 241A-2010、GJB2187A-2015、HB6630-92中都由詳細(xì)的規(guī)定。

在現(xiàn)有的航空發(fā)動機(jī)起動系統(tǒng)設(shè)計過程中，主要是通過測功機(jī)的方式模擬起動機(jī)的輸出功率，起動機(jī)帶轉(zhuǎn)發(fā)動機(jī)起動加速過程只能通過地面試驗的方式，缺少評判和模擬的相關(guān)方法，應(yīng)用工程經(jīng)驗和試驗相結(jié)合的方式開展相關(guān)的起動系統(tǒng)的設(shè)計，主要會存在以下幾個方面的難點和問題：

1、由于航空發(fā)動機(jī)起動過程是一個復(fù)雜的動態(tài)過程，其內(nèi)部幾何部件的結(jié)構(gòu)參數(shù)、轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動過程中的摩擦力、滑油黏度、發(fā)動機(jī)點火的油氣比、點火能量、供氣條件等對發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動慣量測量均有直接的影響，如何準(zhǔn)確的標(biāo)定發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量進(jìn)而獲得發(fā)動機(jī)、起動機(jī)與飛機(jī)起動負(fù)載特性本身就是一個復(fù)雜的工程問題；

2、傳統(tǒng)采用燃?xì)鉁u輪起動機(jī)進(jìn)行航空發(fā)動機(jī)起動，起動機(jī)在交付之前會進(jìn)行性能指標(biāo)的考核，一般僅考核起動機(jī)的輸出功率是否達(dá)標(biāo)，無法考核起動機(jī)能否在單位的時間帶轉(zhuǎn)發(fā)動機(jī)起動，主要是由于傳統(tǒng)起動機(jī)達(dá)標(biāo)試驗采用飛輪模擬發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量，誤差較大，影響指標(biāo)的考核；

3、傳統(tǒng)發(fā)動機(jī)起動過程中的轉(zhuǎn)動慣量是通過參數(shù)化建模開展分析的，在建模過程中往往需要進(jìn)行相關(guān)的假設(shè)，將復(fù)雜的動態(tài)物理過程通過數(shù)學(xué)模型進(jìn)行表征，轉(zhuǎn)子的冷、熱態(tài)間隙、滑油的動力黏度影響、轉(zhuǎn)子的摩擦力、燃油霧化效率等都會造成計算結(jié)果偏差較大，無法準(zhǔn)確計算給出；

4、在特殊環(huán)境使用如高原機(jī)場，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動慣量獲取對于飛機(jī)起動能力的評價至關(guān)重要，往往在這些特殊環(huán)境下開展大量的地面起動試驗進(jìn)行摸底，無法在常規(guī)試驗環(huán)境下通過模擬發(fā)動機(jī)特殊環(huán)境下的轉(zhuǎn)動慣量等參數(shù)進(jìn)行評價，造成研制周期、研發(fā)成本等代價較大。

發(fā)明內(nèi)容

為了解決上述問題，本申請?zhí)峁┝艘环N不加載條件下的航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動慣量測量方法，主要包括：

步驟S1、通過氣源控制裝置驅(qū)動空氣渦輪起動機(jī)轉(zhuǎn)動，由所述空氣渦輪起動機(jī)驅(qū)動附件傳動裝置的齒輪軸旋轉(zhuǎn)，所述附件傳動裝置通過功率傳動軸連接發(fā)動機(jī)傳動裝置，從而帶動發(fā)動機(jī)起動，所述功率傳動軸上設(shè)置有扭矩測量裝置；

步驟S2、標(biāo)定發(fā)動機(jī)起動過程的氣源條件，并利用已標(biāo)定的氣源條件，進(jìn)行發(fā)動機(jī)起動試驗；

步驟S3、在發(fā)動機(jī)起動成功至起動完成時間段內(nèi)，獲取功率傳動軸的N個時間節(jié)點的的剩余扭矩，以及獲取對應(yīng)的N個時間節(jié)點的發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速；

步驟S4、確定發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動慣量J為：