[发明专利]一种航空发动机燃烧效率评估方法

说明书

本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机燃烧效率评估方法，通过修正系数建立两个状态下的燃烧效率与负荷系数，试验获取两个状态的燃烧效率与负荷系数值，求得修正系数基于一直燃烧效率值与修正系数，获取目标状态的燃烧效率，本申请通过燃烧室负荷系数，建立了燃烧效率与燃烧室进口温度、进口压力、燃烧空气量以及火焰筒容积的相互关系，并通过两点燃烧效率的部件试验结果对关系式中的系数进行修正，从而可获得整机试车过程中实时、准确的燃烧效率数值，具有简单方便、所需试验数据少、成本低的优点。

技术领域

本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机燃烧效率评估方法。

背景技术

本发明是在航空发动机整机环境下无法获得实时燃烧效率的背景下提出的。目前，航空发动机的燃烧效率一般通过燃烧室部件降压试验得到，但该方法通常只能获得有限整机状态下的燃烧效率，不能对发动机全工况范围内的燃烧效率进行实时测量。所以急需找到一种能在整机环境下对燃烧效率进行实时评估的方法。

传统情况下，航空发动机无法在试验台架上实时获得燃烧效率的具体值，通常采用燃烧室部件降压试验获得个别工况点的燃烧效率值，然后将该试验值近似等价于发动机的燃烧效率。但该方法一方面只能获得离散的数据，不能涵盖发动机全包线内的所有燃烧效率，另一方面所需的部件试验状态点也较多，成本很高，不利于实际工程应用。所以该方法用于整机燃烧效率的评估有一定局限性，需改进。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供了一种航空发动机燃烧效率评估方法，包括以下步骤：

步骤S1：建立关系式：

lg(1-η₁)＝lg(1-η₂)+B*lg(Ω₁/Ω₂)

η₁是燃烧室部件在第一状态下的第一燃烧效率，Ω₁是第一燃烧效率对应的第一负荷系数，η₂是燃烧室部件在第二状态下的第二燃烧效率，Ω₂是第二燃烧效率对应的第二负荷系数，B是修正系数；

步骤S2：获取第一燃烧效率η₁，第一负荷系数Ω₁，第二燃烧效率η₂，第二负荷系数Ω₂，通过所述关系式确定修正系数B；

步骤S3：基于修正系数B，以及所述关系式，确定所述燃烧室部件目标状态下的目标燃烧效率η；

lg(1-η)＝lg(1-η_基准)+B*lg(Ω/Ω_基准)

Ω是目标燃烧效率对应的目标负荷系数，η_基准是获取的燃烧室部件任意状态下的燃烧效率，Ω_基准是获取的任意态下的燃烧效率对应的负荷系数。

优选的是，负荷系数Ω表征为燃烧室进口温度T₃、进口压力P₃、燃烧空气量W₃₁以及火焰筒容积V_C的函数；具体公式如下：

K为比热系数，e为自然对数的底数。

优选的是，第一燃烧效率η₁或者第二燃烧效率η₂为燃烧室设计点的燃烧效率η_ISA。

优选的是，η_基准为燃烧室设计点的燃烧效率η_ISA。

优选的是，目标燃烧效率η由如下公式表示：

优选的是，获取多个修正系数B,取多个修正系数B的平均值。