[发明专利]一种航空发动机滑油系统热性能计算方法

说明书

本申请提供了一种航空发动机滑油系统热性能计算方法，包括：步骤一、获取与生热元件相关的输入参数及初始滑油供油温度，通过输入参数确定生热元件的生热量和滑油回油温度；步骤二、获取主燃滑油散热器及辅助燃滑油散热器的进口温度及流量，通过主燃滑油散热器及辅助燃滑油散热器的进口温度、流量及生热元件相关的输入参数、初始滑油供油温度确定主燃滑油散热器和辅助燃滑油散热器的散热量及燃油出口温度、滑油供油温度；步骤三、使生热量和散热量相同，获取滑油供油温度与初始滑油供油温度的对比误差，判断对比误差是否满足要求，若不满足，则将步骤二中的滑油供油温度返回至步骤一中进行迭代计算，直至对比误差满足要求。

技术领域

本申请属于航空发动机设计技术领域，特别涉及一种航空发动机滑油系统热性能确定方法。

背景技术

随着飞机对各方面性能都提出了更高的要求，飞机热系统负荷将显著增加。独立的机载机电系统热管理已经无法满足飞机的设计需求，因此飞机综合一体化热管理是必然的趋势。飞机综合一体化热管理系统集成了传统分散机载机电系统，能够准确、有效的表达各子系统间及内部装置的能量交换特征和热特征，建立由机头至机尾的各子系统间的热联系。

由于先进飞机的环控系统和机载设备发热量大幅提高，飞机需要燃油带走更多的热量，因此将大幅提高供给发动机的燃油入口温度。

目前，只能采取根据不同状态点进行热分析计算或者积累发动机整机试验数据的方式进行热管理计算。然而上述方法存在如下缺点：

1、通过发动机整机试验方式取得滑油系统的生热、散热特征、温度分布等数据，成本高，效率低，且无法对试验状态点外的热管理相关参数进行预测；

2、热分析方法虽然可以计算滑油系统的生热、散热特征、温度分布等，但是需要大量的试验数据作为支撑参数，而且计算周期较长，也不具备热管理相关参数变工况瞬态计算能力；

3、在滑油系统方案设计阶段，需要搭建热管理仿真计算模型进行变工况瞬态飞发一体化热管理迭代计算，上述计算方法不具备嵌入飞发一体化热管理计算模型的条件，已经无法满足目前发动机的研制需求。

因此，需要一种航空发动机滑油系统热性能计算方法，建立适应热管理技术的滑油系统热性能迭代计算模型，形成最优的计算分析方法，实现发动机滑油系统与发动机燃油系统及飞机系统热管理的联合计算的能力。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机滑油系统热性能计算方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

在第一方面，本申请提供的技术方案是：一种航空发动机滑油系统热性能计算方法，所述方法包括：

步骤一、获取与生热元件相关的输入参数及初始滑油供油温度，通过所述输入参数确定所述生热元件的生热量和滑油回油温度，其中，所述输入参数包括：航空发动机某工况点下的高压转子相对物理转速N2、低压转子相对物理转速N1，在发动机主流路位置采集到的风扇进口总温T2、高压压气机进口总温T25、高压压气机出口总温T3、低压涡轮出口总温T5，滑油初始流量q_v0、主燃滑油散热器燃油进口温度t′_fM及流量q_vfM，辅助燃滑油散热器燃油进口温度t′_fA及流量q_vfA；

步骤二、获取主燃滑油散热器及辅助燃滑油散热器的进口温度及流量，通过主燃滑油散热器及辅助燃滑油散热器的进口温度、流量及所述生热元件相关的输入参数、初始滑油供油温度确定主燃滑油散热器和辅助燃滑油散热器的散热量及燃油出口温度、滑油供油温度；

步骤三、使生热量和散热量相同，获取滑油供油温度与初始滑油供油温度的对比误差，判断所述对比误差是否满足要求，若不满足，则将步骤二中的滑油供油温度返回至步骤一中进行迭代计算，直至所述对比误差满足要求，从而获得滑油系统热性能参数，所述热性能参数包括滑油供油温度、回油温度、燃油出口温度、滑油系统生热量及燃滑油散热器换热量。