[发明专利]一种航空发动机进气温度畸变发生器设计方法

说明书

一种航空发动机进气温度畸变发生器设计方法，属于航空发动机测试系统领域，基于高温工质射流原理，提出利用可替换射流喷嘴，向发动机通道中注入高温热源，在不改变温度畸变发生器基本结构的前提下实现高温区周向和径向空间分布单独可控，利用该方法设计得到的温度畸变发生器可以满足多种状态下航空发动机温度畸变测试需求，并节约大量测试成本，缩短航空发动机温度畸变的测试周期。

技术领域

本发明属于航空发动机测试系统领域，尤其涉及一种航空发动机进气温度畸变发生器设计方法。

背景技术

在航空发动机的实际工作过程中，常常可能由于吸入发射武器的尾流，多机编队飞行时吸入前机的尾流以及火灾救援时吸入燃烧气体或者垂直起降飞机吸入矢量喷管尾流向地面喷射后反弹的高温燃气。当航空发动机在短时间内吸入上述高温气体后推力将下降，稳定工作范围缩小，极端情况还可能导致发动机停车。航空发动机因吸入高温气体在进口平面温度的时间、空间分布不均匀称为进气温度畸变。鉴于上述工作情况，在航空发动机研制和测试阶段，必须依照现有的航空发动机进气温度畸变评定标准对发动机开展温度畸变测试，测试的主要目标包括：确定发动机进口温度畸变的临界参数和评定防喘系统的有效性和可靠性。在航空发动机的测试阶段，只能通过人为方式在地面试车台上模拟制造出不同工况下带有温度畸变的气流输送至发动机以完成测试。这类能够模拟制造出带有温度畸变流场的装置称为温度畸变发生器。温度畸变发生器的性能参数包括：出口面平均温升、临界温升、临界温升响应、高温区范围、面平均温升率、总压损失，总压畸变等。目前，世界各主要航空工业大国均研制并投入使用了多种航空发动机进气温度畸变发生器。根据资料调研，已有的温度畸变发生器依据采用的热源不同，可分为外部热流导入式和嵌入燃烧式两大类。第一类外部热流导入温度畸变发生器是在发动机测试通道外部，利用加热、燃烧以及换热等方式产生高温工质，然后利用布置的管路导入发动机测试通道，最终在发动机气动交界面形成所需温度畸变图谱或者所需温度畸变系数的流场。外部热流导入的温度畸变发生器又可以根据工质的不同分为以下几类：换热器产生的高温空气导入、外部燃烧产生的高温燃气导入和外部高温蒸汽导入。典型的外部热流导入式温度畸变发生器有美国阿诺德工程发展中心研发的多点顺流向高温射流温度畸变发生器，美国海军研究生院研发的高温蒸汽射流温度畸变发生器等。第二类嵌入燃烧式温度畸变发生器在发动机进气道内部设计微型燃烧腔，将气态或液态燃料通过管路导入后通过控制微型燃烧腔的燃烧状态实现发动机入口不同温度畸变流场的生成或者在测试开始前将固体燃料布置于温度畸变发生器燃烧腔，待测试开始时点燃燃料或燃料自燃形成温度畸变流场。典型的嵌入燃烧式温度畸变发生器有美国航空航天局李维斯研究中心研发的氢燃烧温度畸变发生器，中国燃气涡轮研究院研发的氢燃烧温度畸变发生器以及美国弗吉尼亚理工大学研发的丙烷燃烧温度畸变发生器。

两类温度畸变发生器各有优缺点，适用范围也不同。第一类外部热流导入式温度畸变发生器的优点在于热流产生的装置位于发动机进气道的外部，进气道内部的热流输送管路和热流喷射装置结构相对简单。并且，由于热流发生装置位于发动机模拟管道外部，高温工质的产生较为安全、操作容易。由于采用管路输送热流，这类模拟技术的缺点也比较突出，对于较大的温度瞬间变化的状态难以生成获得，常用于面平均温升相对较低且需要长时间测试的情况。第二类嵌入燃烧式温度畸变发生器能够实现面平均温升、畸变范围以及温度瞬变等重要温度畸变参数的模拟，但是，由于微型燃烧腔位于发动机进气道的内部，对温度畸变参数的准确模拟需要独立控制每一个燃烧腔的供油和火焰稳定，结构复杂，控制难度大，常用于对温度畸变周向和径向分布位置精度要求相对较低，但对瞬态温度突变指标有严格要求的短时间测试。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供一种航空发动机进气温度畸变发生器设计方法，在第一类外部热流导入式温度畸变发生器基础上提出重大改进，克服其高温射流单元喷注方式和喷注位置相对固定导致的高温射流在气动交界面的温升空间分布难以精确控制的缺陷，实现稳态周向和径向温升范围精确单独可控的温度畸变流场生成。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种航空发动机进气温度畸变发生器设计方法，包括以下步骤：