[发明专利]基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法

权利要求书

1.基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法，其特征包括如下步骤：

步骤一、利用速度差极值法获得组成控制体的一根流线，进而得到流线法推力修正的控制体；

1)、获取发动机唇口后侧竖直方向上每点的速度：

通过仿真得到任一次发动机试车的整体流场状况；在唇口卷边后侧的进气道平直段起点所在侧竖直方向划分位置提取速度点，得到一个速度数组[v₁,v₂,……v_k]；

2)、对步骤一1)中得到的速度数组中相邻点求差，得到一组速度差值[v’₁,v’₂,……v’_k-1]，进而得到速度差值极值所对应位置，则经过该位置的流线为控制体的一根流线S；将流线S沿着发动机轴线旋转360°构成的体即为本次推力修正中划分的控制体；

步骤二、F_pre-entry+F_bell修正项计算；

1)、从步骤一得到的控制体中提取流线的位置信息以及静压信息；

通过流场后处理提取控制体上流线的位置信息以及静压信息；

2)、通过控制体上的流线模型，得到控制体的表面积；

以发动机的轴线为x轴，方向由0截面指向9截面，试车间垂直方向为y轴，方向竖直向上，远前方0截面的中心为坐标原点，控制体上的流线模型为：

y(x)＝ae^bx+c (1)

其中，y(x)是随着x变化而变化的位置坐标；

e为自然对数的底数；

a,b,c为系数，从模拟仿真结果中得到；

则，控制体表面积A_flow为：

A_flow＝∫2π|y(x)|dx (2)

3)、通过控制体静压模型，得到静压差；

控制体静压模型为：

P(x)＝me^nx+r (3)

其中，P(x)是随着x变化而变化的静压值；

m,n,r为系数，从模拟仿真结果中得到；

ΔP(x)＝P(x)-P₀ (4)

其中，ΔP(x)为预进气流管上每点静压与0截面静压的差；

P₀为0截面的静压均值；

4)、计算得到积分项结果；

F_pre-entry+F_bell＝∫(P(x)-P₀)dA_flow＝∫2πΔP(x)|y(x)|y′(x)dx (5)

其中y′(x)为y(x)关于x的导数；

按照积分的基本定义进行离散和累加：

步骤三、通过步骤二得到的F_pre-entry+F_bell修正项计算结果，得到修正后的真实推力F_g；

F_g＝F_M+w₀·v₀-F_pre-entry-F_bell+F_cradle+F_base (7)

其中，F_M为试车台推力测量系统测得的推力；

w₀·v₀为进气冲量阻力，通过测量得到w₀和v₀的值然后再计算；

为支架阻力，其中ρ是旁路气流的气流密度，Cd_i是单个部件的阻力系数，A_i是单个部件的阻塞面积，V_i是流经阻塞面积上的气流速度；

F_base＝∫(P(x)-P₀)dA_eng为底部阻力，其中A_eng是发动机的环形外表面积在进气方向上的投影面积；F_base可以简化采用F_base＝(P₉-P₀)(A₈-A₉)进行计算，P₉为尾部收缩部分静压值。