[发明专利]一种小涵道比航空发动机高空进气压力畸变试验方法

说明书

本申请提供一种小涵道比航空发动机高空进气压力畸变试验方法，所述方法包括：运用数值仿真技术，模拟试验发动机最大状态试验时的流量管内气动流场状况，确定插板位置，所述插板位置保障气流不受进气导流盆以及插板阻扰的影响，且插板在临界深度时产生的扰流压力场第二道旋涡位刚好位于发动机进口气动测量截面；布置至少六个动态总压受感部，通过所述动态总压受感部，获取流量管流道内的动态压力信号；对所述动态压力信号进行数据处理，得到稳态周向总压畸变指数和环面平均紊流度；将所述稳态周向总压畸变指数和环面平均紊流度相叠加，获得综合畸变指数。

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种小涵道比航空发动机高空进气压力畸变试验方法。

背景技术

随着现代航空动力技术的不断发展，未来先进战斗机具有高敏捷性、非常规机动性能和高隐身等特性，从而使飞机具有更高层次飞行性能和作战效能，这同样对发动机的气动稳定性提出了更高的要求。气动稳定性是当代高性能航空发动机三大战技指标(性能、稳定性、可靠性)之一，是影响军机技术性能发挥的重要因素。现代先进航空发动机需满足性能优越、可靠性高的要求之外，还必须符合飞机适用性技术指标，这就要求在整个飞行包线范围内发动机有足够好的气动稳定性，也就是说必须在推力大、燃油消耗率低、发动机重量轻、可靠性高、寿命长和成本低等要求与可靠的气动稳定性之间折中，达到最佳的平衡，这对准确评定航空发动机气动稳定性显得越来越重要。战机飞行过程中必然会遭遇气动稳定性问题，大量的研究表明：进气压力畸变对发动机气动稳定性影响起着主要作用，且往往起决定性作用，是发生最频繁的发动机失稳因子。进气压力畸变严重降低发动机的稳定裕度，引起压缩部件的稳定边界右移、工作点向喘振方向靠近，进而影响性能，例如推力、耗油率和压气机效率；严重时可导致发动机喘振、空中熄火停车，危害飞行安全。

航空发动机进气压力畸变只能经过试验考核验证，以往研究仅仅局限于地面大气进气、直排大气试验条件，而航空发动机工作范围宽，主要使用环境是高空而非地面，高空压力畸变试验研究模拟了影响发动机实际飞行的众多关键降稳因子，例如进气压力畸变、高空低雷诺数、功率分出等。在相关文献中，大多失稳因子都给出了局部需用稳定裕度规范值，显然对于不同的发动机这种需用稳定裕度规范值会有差异，仅仅凭籍发动机地面台的压力畸变试验无法真实再现各失稳因子对发动机高空飞行的影响。在相同畸变强度、一致的压力畸变影响系数下，地面台试验发动机可能是稳定工作的，而在高空环境发动机却可能发生失速甚至喘振等危险故障。对于小涵道比航空发动机，采用移动插板畸变装置进行高空进气压力畸变试验研究，国内没有形成相对应的规范，在工程试验方面，缺乏具体的技术指导，国际上公开发表的文章中鲜有涉及，可借鉴的试验经验极少。

因此，开展航空发动机高空进气压力畸变试验方法研究，发展和完善发动机稳定性气动设计、规范、计算方法和分析平台，确保三代机动力的改进、改型以及技术攻关，为四代机动力典型技术特征的试验验证提供技术支撑。

发明内容

为了解决上述技术问题，本申请提供一种小涵道比航空发动机高空进气压力畸变试验方法，规范基于移动插板畸变装置条件下的航空发动机高空进气压力畸变试验方法，建立航空发动机高空进气压力畸变试验气动布局技术标准，完善压力畸变数据处理方法，形成准确、可靠的航空发动机气动稳定性试验分析平台。

本申请提供一种小涵道比航空发动机高空进气压力畸变试验方法，所述方法包括：

运用数值仿真技术，模拟试验发动机最大状态试验时的流量管内气动流场状况，确定插板位置，所述插板位置保障气流不受进气导流盆以及插板阻扰的影响，且插板在临界深度时产生的扰流压力场第二道旋涡位刚好位于发动机进口气动测量截面；

布置至少六个动态总压受感部，通过所述动态总压受感部，获取流量管流道内的动态压力信号；

对所述动态压力信号进行数据处理，得到稳态周向总压畸变指数和环面平均紊流度；

将所述稳态周向总压畸变指数和环面平均紊流度相叠加，获得综合畸变指数。