一種發(fā)動(dòng)機(jī)模型安裝推力修正方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于航空【技術(shù)領(lǐng)域】動(dòng)力裝置系統(tǒng)，涉及一種發(fā)動(dòng)機(jī)模型安裝推力修正方法。所述方法包括：1.1)得到發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力Fi數(shù)據(jù)表格；1.2)采用三維插值算法構(gòu)建發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力模型Ft；1.3)開(kāi)展進(jìn)氣道吹風(fēng)試驗(yàn)；1.4)使用插值方法建模；1.5)建立進(jìn)氣道損失修正模型K1；1.6)建立功率提取損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)；1.7)構(gòu)建功率提取損失修正模型K2；1.8)建立噴管后體阻力損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)；1.9)構(gòu)建噴管后體阻力損失修正模型K3；1.10)完成發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力模型的建模。本發(fā)明計(jì)算精度高，仿真具有實(shí)時(shí)性，易于實(shí)現(xiàn)，建模周期短，工程性應(yīng)用性好。
【專利說(shuō)明】一種發(fā)動(dòng)機(jī)模型安裝推力修正方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于航空【技術(shù)領(lǐng)域】動(dòng)力裝置系統(tǒng)，涉及一種發(fā)動(dòng)機(jī)模型安裝推力修正方法。

【背景技術(shù)】
[0002]飛機(jī)設(shè)計(jì)中，經(jīng)常用發(fā)動(dòng)機(jī)仿真模型，根據(jù)性能仿真結(jié)果進(jìn)行飛機(jī)仿真驗(yàn)證。發(fā)動(dòng)機(jī)仿真模型為發(fā)動(dòng)機(jī)裝機(jī)后的包含進(jìn)排氣損失的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力性能模型。
[0003]現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力模型采用部件法建模，其特點(diǎn)是已有各部件特性，選定控制方案，按照各部件共同工作條件確定共同工作點(diǎn)，再計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率。由于發(fā)動(dòng)機(jī)各部件之間相互制約關(guān)系比較復(fù)雜，在求共同工作點(diǎn)時(shí)要對(duì)多個(gè)參數(shù)的數(shù)值進(jìn)行反復(fù)迭代，仿真周期長(zhǎng)。
[0004]現(xiàn)有進(jìn)氣道損失模型，通常計(jì)算進(jìn)氣道的溢流阻力、附面層抽吸阻力、旁路放氣阻力和輔助進(jìn)氣阻力，通過(guò)迭代求解方程組得到進(jìn)氣道損失，仿真周期長(zhǎng)。
[0005]現(xiàn)有功率提取損失模型，通常采用經(jīng)驗(yàn)公式修正得到發(fā)動(dòng)機(jī)功率提取損失，仿真精度低。
[0006]現(xiàn)有噴管后體阻力損失模型，通常計(jì)算噴管外流附面層分離引起壓力阻力，結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)模型通過(guò)迭代求解方程組得到發(fā)動(dòng)機(jī)噴管后體阻力損失，仿真周期同樣很長(zhǎng)。
[0007]這種方法建立的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力仿真模型，仿真精度一般，仿真周期長(zhǎng)達(dá)數(shù)秒，無(wú)法滿足實(shí)時(shí)仿真的要求。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是:提供一種仿真精度高、周期短的發(fā)動(dòng)機(jī)模型安裝推力修正方法。
[0009]本發(fā)明采取的技術(shù)方案為:一種發(fā)動(dòng)機(jī)模型安裝推力方法，其特征為所述方法包括以下步驟:
[0010]1.1)開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架試驗(yàn)和高空臺(tái)試驗(yàn)，給定飛機(jī)飛行狀態(tài)和油門(mén)桿角度PLA，得到發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力Fi數(shù)據(jù)表格；所述飛機(jī)飛行狀態(tài)包括飛行高度H和飛行馬赫數(shù)Ma ；
[0011]1.2)使用插值方法建模，基于發(fā)動(dòng)機(jī)推力數(shù)據(jù)表格，采用三維插值算法構(gòu)建發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力模型Ft:
[0012]Ft = f (H, Ma, PLA)
[0013]式中:
[0014]飛行高度H;
[0015]飛行馬赫數(shù)Ma;
[0016]油門(mén)桿角度PLA;
[0017]1.3)開(kāi)展進(jìn)氣道吹風(fēng)試驗(yàn)，測(cè)得不同飛行馬赫數(shù)Ma下進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)σ in:
[0018]σ in = P1ZP0
[0019]式中:
[0020]進(jìn)氣道出口截面總壓P1 ；
[0021]發(fā)動(dòng)機(jī)遠(yuǎn)前方總壓P。；
[0022]1.4)使用插值方法建模，基于試驗(yàn)測(cè)得的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)，采用一維插值算法構(gòu)建進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)模型σ:
[0023]σ = f (Ma)
[0024]1.5)依據(jù)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)，建立進(jìn)氣道損失修正模型Kl:
[0025]Kl = [1-(1-0 ) (I+Ph.Ac/Ft)]
[0026]式中:
[0027]Ph—給定高度的大氣壓力(通過(guò)查標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)表得到);
[0028]Ac—給定發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的尾噴口喉道截面面積；
[0029]1.6)通過(guò)功率提取試驗(yàn)測(cè)得不同功率W提取條件下發(fā)動(dòng)機(jī)推力Fw，建立功率提取損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)Π:
[0030]Fw = f (W, H, Ma, PLA)
[0031]η = (Ft-Fw) /Ft
[0032]1.7)基于功率提取損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)，構(gòu)建功率提取損失修正模型K2:
[0033]K2 = 1- η
[0034]1.8)通過(guò)飛機(jī)后體縮比模型吹風(fēng)試驗(yàn)測(cè)得不同飛行狀態(tài)(飛行高度H和飛行馬赫數(shù)Ma)和油門(mén)桿角度PLA條件下噴管后體阻力損失系數(shù)，建立噴管后體阻力損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù) Δ Pc:
[0035]Δ Pc = f (H, Ma, PLA)
[0036]1.9)基于噴管后體阻力損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)，構(gòu)建噴管后體阻力損失修正模型K3:
[0037]K3 =1-APc
[0038]1.10)結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力模型Ft、進(jìn)氣道損失模型K1、功率提取損失模型K2和噴管后體阻力損失模型K3完成發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力模型Fa的建模:
[0039]Fa = Ft.Kl.K2.K3。
[0040]本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是:
[0041]I)考慮影響因素全面，可以修正發(fā)動(dòng)機(jī)裝機(jī)后的進(jìn)氣、功率提取、排氣導(dǎo)致的推力損失;
[0042]2)計(jì)算精度高，誤差不超過(guò)5 %，可以精確模擬發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)；
[0043]3)仿真具有實(shí)時(shí)性，仿真周期小于10ms，可以支持飛機(jī)進(jìn)行實(shí)時(shí)飛行仿真；
[0044]4)軟件開(kāi)發(fā)簡(jiǎn)單，易于實(shí)現(xiàn)，建模周期短，工程性應(yīng)用性好；
[0045]5)通用性好，可以應(yīng)用于各類噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)仿真建模。
[0046]本發(fā)明主要應(yīng)用于渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)仿真模型安裝推力修正。發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力修正具有重要的工程價(jià)值，可為飛/發(fā)一體化性能設(shè)計(jì)、飛機(jī)性能仿真設(shè)計(jì)等工作提供重要依據(jù)，從而降低風(fēng)險(xiǎn)。各類噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)仿真模型安裝推力修正均可按照本發(fā)明提供的方法實(shí)施，因此具有廣泛的應(yīng)用性。

【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0047]圖1是發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力模型建模流程示意圖。
[0048]圖2是進(jìn)氣道損失修正模型建模流程示意圖。
[0049]圖3是功率提取損失修正模型建模流程示意圖。
[0050]圖4是噴管后體阻力損失修正模型建模流程示意圖。
[0051]圖5是發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力模型建模流程示意圖。

【具體實(shí)施方式】
[0052]下面通過(guò)具體的實(shí)施例并結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的描述。
[0053]實(shí)施例:本例是美國(guó)FllO渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)配裝F16飛機(jī)，采用試驗(yàn)與插值方法相結(jié)合的修正方法，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能仿真中使用的發(fā)動(dòng)機(jī)性能模型進(jìn)行裝機(jī)后的安裝推力性能修正。具體步驟如下:
[0054]I)開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架試驗(yàn)和高空臺(tái)試驗(yàn)，給定飛機(jī)飛行狀態(tài)(飛行高度H和飛行馬赫數(shù)Ma)和油門(mén)桿角度PLA，得到發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力Fi數(shù)據(jù)表格；設(shè)計(jì)點(diǎn)H = 0km、Ma =O、PLA = 110。，試驗(yàn)測(cè)得發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力Fi = 105.9kN:
[0055]2)使用插值方法建模，基于發(fā)動(dòng)機(jī)推力數(shù)據(jù)表格，采用三維插值算法構(gòu)建發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力模型Ft,請(qǐng)參閱圖1:
[0056]Ft = f (H, Ma, PLA)
[0057]式中:
[0058]飛行高度H ；
[0059]飛行馬赫數(shù)Ma ；
[0060]油門(mén)桿角度PLA;
[0061]3)開(kāi)展進(jìn)氣道吹風(fēng)試驗(yàn)，測(cè)得不同飛行馬赫數(shù)Ma下進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)σ in:
[0062]Qin = P1ZiP0
[0063]式中:
[0064]進(jìn)氣道出口截面總壓P1;
[0065]發(fā)動(dòng)機(jī)遠(yuǎn)前方總壓P0 ；
[0066]設(shè)計(jì)點(diǎn)H = 0km、Ma = O,試驗(yàn)測(cè)得進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)σ in = I ;
[0067]4)使用插值方法建模，基于試驗(yàn)測(cè)得的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)，采用一維插值算法構(gòu)建進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)模型σ:
[0068]σ = f (Ma)
[0069]5)依據(jù)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)，建立進(jìn)氣道損失修正模型K1，請(qǐng)參閱圖2:
[0070]Kl = [1-(1-0 ) (I+Ph.Ac/Ft)]
[0071]式中:
[0072]Ph—給定高度的大氣壓力(通過(guò)查標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)表得到);
[0073]Ac—給定發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的尾噴口喉道截面面積；
[0074]設(shè)計(jì)點(diǎn)H = 0km、Ma = O, Kl = I ；
[0075]6)通過(guò)功率提取試驗(yàn)測(cè)得不同功率W提取條件下發(fā)動(dòng)機(jī)推力Fw，建立功率提取損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)η:
[0076]Fw = f (ff, H, Ma, PLA)
[0077]η = (Ft-Fw) /Ft
[0078]設(shè)計(jì)點(diǎn)H = 0km、Ma = 0、功率 160kW，F(xiàn)w = 104.8kN, n = 0.0104 ；
[0079]7)基于功率提取損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)，構(gòu)建功率提取損失修正模型K2，請(qǐng)參閱圖3:
[0080]K2 = 1- η
[0081]設(shè)計(jì)點(diǎn)H = 0km、Ma = O, K2 = 0.9896 ；
[0082]8)通過(guò)飛機(jī)后體縮比模型吹風(fēng)試驗(yàn)測(cè)得不同飛行狀態(tài)(飛行高度H和飛行馬赫數(shù)Ma)和油門(mén)桿角度PLA條件下噴管后體阻力損失系數(shù)，建立噴管后體阻力損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù) Δ Pc:
[0083]APc = f (H, Ma, PLA)
[0084]設(shè)計(jì)點(diǎn)H = 0km、Ma = O、PLA = 110。，APc = 0.11 ;
[0085]9)基于噴管后體阻力損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)，構(gòu)建噴管后體阻力損失修正模型K3，請(qǐng)參閱圖4:
[0086]K3 =1-APc
[0087]設(shè)計(jì)點(diǎn)H = 0km、Ma = O, K3 = 0.89 ；
[0088]10)結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力模型Ft、進(jìn)氣道損失模型K1、功率提取損失模型K2和噴管后體阻力損失模型K3完成發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力模型Fa的建模，請(qǐng)參閱圖5:
[0089]Fa = Ft.Kl.K2.K3。
[0090]設(shè)計(jì)點(diǎn)H = 0km、Ma = O、PLA = 110。，安裝推力 Fa = 93.2kN。
【權(quán)利要求】
1.一種發(fā)動(dòng)機(jī)模型安裝推力方法，其特征為所述方法包括以下步驟: 1.1)開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架試驗(yàn)和高空臺(tái)試驗(yàn)，給定飛機(jī)飛行狀態(tài)和油門(mén)桿角度PLA，得到發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力Fi數(shù)據(jù)表格；所述飛機(jī)飛行狀態(tài)包括飛行高度H和飛行馬赫數(shù)Ma ； 1.2)使用插值方法建模，基于發(fā)動(dòng)機(jī)推力數(shù)據(jù)表格，采用三維插值算法構(gòu)建發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力模型Ft:
Ft = f (H, Ma, PLA) 式中: 飛行高度H ； 飛行馬赫數(shù)Ma; 油門(mén)桿角度PLA; 1.3)開(kāi)展進(jìn)氣道吹風(fēng)試驗(yàn)，測(cè)得不同飛行馬赫數(shù)Ma下進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)oin:
0 in = Ρ?/Ρθ 式中: 進(jìn)氣道出口截面總壓P1 ； 發(fā)動(dòng)機(jī)遠(yuǎn)前方總壓Ptl ； 1.4)使用插值方法建模，基于試驗(yàn)測(cè)得的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)，采用一維插值算法構(gòu)建進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)模型σ:σ = f(Ma) 1.5)依據(jù)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)，建立進(jìn)氣道損失修正模型Kl:
Kl = [1-(1-0 ) (I+Ph.Ac/Ft)] 式中: Ph—給定高度的大氣壓力(通過(guò)查標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)表得到)； Ac—給定發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的尾噴口喉道截面面積； 1.6)通過(guò)功率提取試驗(yàn)測(cè)得不同功率W提取條件下發(fā)動(dòng)機(jī)推力Fw，建立功率提取損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)n:
Fw = f (W, H, Ma, PLA)
η = (Ft-Fw)/Ft 1.7)基于功率提取損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)，構(gòu)建功率提取損失修正模型K2:
K2 = 1- n 1.8)通過(guò)飛機(jī)后體縮比模型吹風(fēng)試驗(yàn)測(cè)得不同飛行狀態(tài)(飛行高度H和飛行馬赫數(shù)Ma)和油門(mén)桿角度PLA條件下噴管后體阻力損失系數(shù)，建立噴管后體阻力損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)APc:
APc = f (H, Ma, PLA) 1.9)基于噴管后體阻力損失系數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)，構(gòu)建噴管后體阻力損失修正模型K3: K3 = 1-APc 1.10)結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架推力模型Ft、進(jìn)氣道損失模型K1、功率提取損失模型K2和噴管后體阻力損失模型K3完成發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力模型Fa的建模:
Fa = Ft.Kl.K2.K3。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK104408243SQ201410665841
【公開(kāi)日】2015年3月11日 申請(qǐng)日期:2014年11月19日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月19日
【發(fā)明者】刁科鋒, 吳敬偉, 劉素萍, 劉耀陽(yáng), 劉方興 申請(qǐng)人:中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所