[发明专利]一种航空燃气涡轮发动机涡轮特性的格式转换方法

说明书

本发明涉及一种航空燃气涡轮发动机涡轮特性的格式转换方法,将以落压比为横坐标，换算流量与效率分别为纵坐标，并按不同等换算转速线区分的一族落压比—换算流量曲线和落压比—效率曲线格式的涡轮基础特性，转换为以换算转速为横坐标，当量涡轮功和效率分别为纵坐标，并按不同等换算流量线区分的一族换算转速—当量涡轮功曲线和换算转速—效率曲线格式表示的涡轮转换特性。为航空燃气涡轮发动机在基于部件法建模中提供更加灵敏的涡轮特性形式，以避免采用涡轮基础特性因换算流量随落压比基本不变而导致模型计算收敛性差的不足。

技术领域

本发明涉及航空燃气涡轮发动机技术领域，具体涉及一种航空燃气涡轮发动机涡轮特性的格式转换方法。

背景技术

涡轮是航空燃气涡轮发动机的一个主要部件，其功能是把来自燃烧室高温高压燃气的气动能转化为驱动发动机转子旋转的机械能。其中描述涡轮的换算转速、当量涡轮功、落压比、换算流量、效率各参数之间关系的涡轮特性是航空燃气涡轮发动机数学模型建模的基础。涡轮特性的不同表述形式直接影响基于发动机数学模型的发动机设计、性能评估、控制律设计、故障诊断与健康监控的质量。

实际工程中，涡轮特性通过实验或气动计算方法获取，特征是以落压比为横坐标，换算流量与效率分别为纵坐标，并按不同等换算转速线区分的一族落压比—换算流量曲线和落压比—效率曲线所表示的曲线，该形式特性为涡轮基础特性。由涡轮的工作原理及特点可知，随着落压比增加，涡轮在实际应用的工作范围内，通常处于气动的临界状态，在这种状态下，上述形式表示的涡轮特性中，换算流量随着落压比的增大而基本保持不变。

航空燃气涡轮发动机数学模型建模，通常采用部件法并按迭代方法求解，其中对于涡轮部件，是在其工作点附近选取一组落压比和换算转速作为初值，然后在涡轮特性图上通过二元插值计算对应的换算流量和效率用于模型计算。当涡轮工作状态发生较大变化时，落压比变化较大，但由于上述涡轮特性曲线换算流量随落压比基本不变的特点，使得发动机数学模型在整个迭代计算过程中对涡轮参数变化不敏感，模型计算收敛性变差，甚至出现迭代不收敛引起发动机数学模型计算失败。

为了克服上述不足，许多文献在航空燃气涡轮发动机基于部件法建模时，在不改变特性本身的前提下对涡轮基础特性曲线做辅助处理，具有代表性的是文献[JoachimKurzke.How to Get Component Maps for Aircraft Gas Turbine PerformanceCalculations.[J]ASME 96-GT-164,1996]和[Joachim Kurzke；Halliwell,Ian.Propulsion and Power:An Exploration of Gas Turbine Performance Modeling[M]Springer,2018]采用辅助β线方法，即在上述涡轮基础特性曲线上，引入并构造一族β线与涡轮基础特性线的每一条等换算转速线相交，每条β线有唯一对应的β值，且按β线的总条数在0到1之间进行等距赋值。由此，涡轮的换算流量、落压比和效率可表示为换算转速和β的函数，当发动机建模时，变量选择换算转速和β，即可确定出唯一的插值节点换算流量。该方法只是引入用于插值计算的辅助β线，而涡轮基础特性曲线中换算流量基本保持不变的事实依然存在，因换算流量基本不变而导致建模时插值不敏感的问题依然没能很好的解决。

综上，为避免航空燃气涡轮发动机建模采用涡轮基础特性因换算流量随落压比基本不变而导致模型计算收敛性差的不足，在不改变涡轮特性实质的情况下，提供一种航空燃气涡轮发动机涡轮特性的格式转换方法，在发动机建模应用领域具有重要的工程价值。

发明内容

要解决的技术问题