航空发动机在室内试车台试车的真实推力测算方法

摘要

本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机在室内试车台试车的真实推力测算方法。具体为：①确定控制体的空间位置。②在唇口后截面(2)上设置后截面测量点。③在远前方截面(1)上设置前截面测量点。④得到测量点上的风速值和静压值。⑤得到航空发动机在室内试车台试车的真实推力值。本发明合理选取发动机进气截面的面积，采用试车间内气流流动的流管表面为控制面，运用动量定理推导出进气道附加阻力修正公式，计算真实推力。本发明具有控制体划分清晰、修正项少、计算过程简便等优点，能够解决航空发动机在室内试车台试车时真实推力的测算问题。

说明书

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机在室内试车台试 车的真实推力测算方法。

背景技术

航空发动机在室内试车台上试车时，发动机周围有气流流动，气流作用发动 机上，产生与推力相反的阻力。正是因为这些阻力的存在，在室内试车台测得的 航空发动机推力必须要经过气动附加阻力修正才能得到真实推力值。

目前国外对于航空发动机在室内试车台试车的真实推力测算主要通过在露 天台与室内试车台交叉试车方法得到的。长期以来，我国缺乏用于校准发动机标 准件的露天基准试车台，只能从国外购买，因此交叉试车的成本较高。另外，对 于我国自主研发的机型，国外没有现成的露天台供我们借鉴，通过交叉试车的方 法无法对航空发动机的真实推力进行测算。相对于交叉试车，通过室内试车台气 动附加阻力修正来测算航空发动机的真实推力受天气条件影响小，实施相对简 单，优势比较明显。因此在国内广泛采用。但通过室内试车台气动附加阻力修正 来测算航空发动机的真实推力的主要缺点是：由于对流场分布的测试不够精确， 造成流量计算误差较大，导致航空发动机在室内试车台试车的真实推力值误差 大。

发明内容

本发明的目的是提出一种航空发动机在室内试车台试车的真实推力测算方 法。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

一种航空发动机在室内试车台试车的真实推力测算方法，其特征在于：其具 体操作步骤如下：

步骤一、确定控制体的空间位置。所述控制体为一假想空间。确定控制体空 间位置的具体操作步骤为：

步骤1.1：将发动机固定于试车间试车台上；发动机轴线位于水平位置。

步骤1.2：建立二维平面直角坐标系：以发动机轴线作为X轴，并且在X轴 上以发动机前方与发动机唇口平面的距离为发动机唇口(4)直径9倍的位置处 为原点，以过原点竖直向上的方向为Y轴。

步骤1.3：控制体是由远前方截面(1)、唇口后截面(2)和回转面(3)组 成的封闭空间，并且整个控制体位于试车间内部。远前方截面(1)位于发动机 的前面，并且远前方截面(1)位于过所述二维平面直角坐标系的原点，并垂直 于X轴的平面上；唇口后截面(2)位于发动机的后面，并且唇口后截面(2)位 于距离发动机唇口平面a米，并平行于远前方截面(1)的平面上，a值由人为预 先设定，且a∈[1.5,2]。所述回转面(3)的轴线与发动机轴线重合。

所述回转面(3)的确定方法为：

步骤a：确定第一控制点位置。将控制体在所述二维平面直角坐标系上的截 面称为控制体截面；在控制体截面与远前方截面(1)的相交线上，设置多个传 感器，用M_i表示所述二维平面直角坐标系X轴上方的第i个传感器，i∈[1,N]，且i 为正整数；N＞3且N为正整数。所述传感器为速度传感器或压力传感器。

找到使公式(1)成立的第i个传感器，并将第i个传感器所在位置作为控制 体截面的第一控制点；

$\left(\begin{array}{c}|m_{i^{\prime }}-m_{i^{\prime }+1}|>\sigma \\ |m_{i^{\prime }-1}-m_{i^{\prime }}|>\sigma \end{array}\right)---\left(1\right)$

其中，i′∈[2,N-1]且i′为正整数；m_i′表示第i′个传感器测得的测量值；σ为一 预先设定的阈值，σ的取值范围为m_i′中最大值的0.1％～10％。

步骤b：确定第二控制点位置。

在控制体截面与唇口后截面(2)的相交线上，设置多个传感器，用M_j表示 所述二维平面直角坐标系X轴上方的第j个传感器，j∈[1,N′]，且j为正整数；N′＞3 且N′为正整数。所述传感器为速度传感器或压力传感器。

找到使公式(2)成立的第j个传感器，并将第j个传感器所在位置作为控制 体截面的第二控制点；

$\left(\begin{array}{c}|m_j-m_{j+1}|>{\sigma }^{\prime }\\ |m_{j-1}-m_j|>{\sigma }^{\prime }\end{array}\right)---\left(2\right)$

其中，j′∈[2,N′-1]且j′为正整数；m_j′表示第j′个传感器测得的测量值；σ′为 一预先设定的阈值，σ′的取值范围为m_j′中最大值的0.1％～10％。

步骤c：确定回转线。用一条曲线连接第一控制点和第二控制点，并且满足 所述曲线上除第二控制点以外的其它任意一点的纵坐标值大于第二控制点纵坐 标值，则将所述曲线称为回转线。

步骤d：将回转线以X轴为轴线旋转360度，即得到回转面(3)。

通过上述步骤的操作，即得到控制体的空间位置。

步骤二、在唇口后截面(2)上设置后截面测量点。

在步骤一操作的基础上，在唇口后截面(2)上设置后截面测量点；具体为：

步骤2.1：以唇口后截面(2)的中心点为圆心，以为半径，将唇口后截面 (2)划分为K′个区域，其中，t′∈[1,T′-1]，K′的值由人为 预先确定，K′∈[2,5]；R₁为唇口后截面(2)的半径。从唇口后截面(2)的中心 到边缘的K′个区域分别用符号T₁′、T₂′、……、T_K′′表示。

步骤2.2：根据实际测量需要，在步骤2.1中所述K′个区域内分别设置不同 数量的后截面测量点。

步骤三、在远前方截面(1)上设置前截面测量点。

在步骤三操作的基础上，在远前方截面(1)上设置前截面测量点；具体为：

步骤3.1：以远前方截面(1)的中心点为圆心，以为半径，将远前方截面 (1)划分为T个区域，其中，t∈[1,T-1]，T的值由人为 预先确定，T∈[2,8]；R₂为远前方截面(1)的半径。

步骤3.2：分别计算远前方截面(1)的K个区域的面积，K个区域的面积分 别用符号A_k表示，k∈[1,K]；远前方截面(1)的面积用符号A表示，从 远前方截面(1)的中心到边缘的K个区域分别用符号T₁、T₂、……、T_K表示。

步骤3.3：根据实际测量需要，在K个区域内分别设置不同数量的前截面测 量点，并保证后截面测量点在远前方截面(1)上的投影位置均设有前截面测量 点。

步骤四、得到测量点上的风速值和静压值。

在步骤三操作的基础上，在每个前截面测量点和后截面测量点上均设置风速 传感器和静压传感器；然后使发动机工作在预设状态，通过风速传感器和静压传 感器测量每个前截面测量点和后截面测量点上的风速值和静压值。

步骤五、得到航空发动机在室内试车台试车的真实推力值。

在步骤四操作的基础上，对在前截面测量点和后截面测量点测得的风速值和 静压值进行处理，得到航空发动机在室内试车台试车的真实推力值。具体为：

步骤5.1：通过公式(3)计算得到远前方截面(1)上T₁区域的质量流量(用 符号w₁表示)。

w₁＝ρv₁A₁    (3)

其中，ρ为试车间空气密度；v₁为远前方截面(1)上T₁区域内所有前截面测 量点的风速均值；A₁为T₁区域面积。

步骤5.2：判断|w₁-w_J|≤σ₁是否成立，如果成立，则将T₁区域设置为预进气流 管区域；其中w_J为发动机的进气流量。否则，如果|w₁-w_J|＞σ₁并且w₁＞w_J，则缩小 T₁区域的面积，重复步骤5.1至5.2,直到|w₁-w_J|≤σ₁成立；如果|w₁-w_J|＞σ₁并且 w₁＜w_J，则扩大T₁区域的面积，重复步骤5.1至5.2,直到|w₁-w_J|≤σ₁成立。

步骤5.3：如果步骤5.2中T₁区域的面积发生变化，则重新计算T₂区域的面 积A₂。

步骤5.4：通过公式(4)计算得到T_k′区域的质量流量(用符号w_k′表示)， k′∈[2,K]，T_k′表示T₂、T₃、……、T_K。

w_k′＝ρv_k′A_k′    (4)

其中，ρ为试车间空气密度；v_k′为T_k′区域内所有前截面测量点风速均值；A_k′为T_k′区域面积。

步骤5.5：通过公式(5)计算得到进气道附加阻力(用符号F_CI表示)。

F_CI＝w₀v₀+w'₀(v₀-v₁')-(P₁'-P₀')A'₀-(P₁'-P₀)A₀    (5)

其中，w₀是进入发动机的气流质量流量，w₀＝w₁；v₀是远前方截面(1)预进 气流管内平均速度，v₀＝v₁；w'₀是二次流的气流质量流量，v₁'是全部后 截面测量点的平均速度；P₀是远前方截面(1)预进气流管区域内平均静压；P₀'是 远前方截面(1)除预进气流管以外部分的前截面测量点的平均静压；P₁'是全部 后截面测量点平均静压；A₀是远前方截面(1)上预进气流管面积，即T₁区域面 积，A₀＝A₁；A'₀是远前方截面(1)上除预进气流管以外的面积，A'₀＝A-A₀。

步骤5.6：通过公式(6)计算得到航空发动机在室内试车台试车的真实推力 值(用符号F_g表示)。

F_g＝F_M+F_cradle+F_base+F_tailpipe+F_CI+F_其他    (6)

其中，F_M是测量推力，通过推力秤测量得到；F_cradle是迎风阻力，可通过公 式(7)计算得到；F_base是底部阻力，可通过公式(8)计算得到；F_tailpipe是发动机 尾喷管的附加阻力，可通过公式(9)计算得到；F_CI是进气道附加阻力；F_其他是 其它推力，为人为预先估算值；其它推力包括弹簧片变形、流管变形、摩擦阻力 等产生的推力。

$F_{\mathrm{Cradle}}=\frac{\rho }{2}{\Sigma }_{i}C{d}_i{A}_i^{\prime }{v}_i^2---\left(7\right)$

其中，Cd_i是试车台上第i个阻塞物的堵塞系数，i取正整数；A_i′是试车台上 第i个阻塞物的堵塞面积；V_i是试车台上第i个阻塞物前方的气流速度。

F_base＝(P_nozzle-P₀)·A_nozzle    (8)

其中，P_nozzle是发动机尾喷管表面静压；P₀是远前方截面(1)预进气流管区 域内平均静压；A_nozzle是发动机尾喷管投影到发动机尾喷管截面的环形外表面积。

F_tailpipe＝(P_tailpipe-P₀)·A_tailpipe    (9)

其中，P_tailpipe是发动机尾喷管的截面静压；A_tailpipe是发动机喷管的截面面积。

有益效果

本发明提出的航空发动机在室内试车台试车的真实推力测算方法与已有技 术相比较，具有以下优点：

①本发明对控制体进气截面(远前方截面(1))的选取采用距试车间壁面较 近的圆形区域，使得旁路气流的流通面积减小，更加便于测算。

②控制体进气截面的选取采用圆形区域，使得测量参数分布均匀，降低了截 面间静压差的测量不确定度。

③本发明具有控制体划分清晰、修正项少、计算过程简便等优点，能够解决 航空发动机在室内试车台试车时真实推力的测算问题。

附图说明

图1为本发明具体实施方式中控制体截面示意图；

其中，1-远前方截面、2-唇口后截面、3-回转面、4-发动机唇口；

图2为本发明具体实施方式中唇口后截面(2)上后截面测量点位置示意图；

图3为本发明具体实施方式中远前方截面(1)上前截面测量点位置示意图。

具体实施方式

下面通过附图和具体实施例对本发明内容做进一步描述。

本实施例使用所述航空发动机在室内试车台试车的真实推力测算方法测算 航空发动机在室内试车台试车的真实推力，具体操作步骤如下：

步骤一、确定控制体的空间位置。

步骤1.1：将发动机固定于试车间试车台上；发动机轴线位于水平位置。

步骤1.2：建立二维平面直角坐标系：以发动机轴线作为X轴，并且在X轴 上以发动机前方与发动机唇口平面的距离为12米的位置处为原点，以过原点竖 直向上的方向为Y轴。

步骤1.3：控制体是由远前方截面(1)、唇口后截面(2)和回转面(3)组 成的封闭空间，并且整个控制体位于试车间内部。远前方截面(1)位于发动机 的前面，并且远前方截面(1)位于过所述二维平面直角坐标系的原点，并垂直 于X轴的平面上；唇口后截面(2)位于发动机的后面，并且唇口后截面(2)位 于距离发动机唇口平面1.5米，并平行于远前方截面(1)的平面上。所述回转 面(3)的轴线与发动机轴线重合。

所述回转面(3)的确定方法为：

步骤a：确定第一控制点位置。将控制体在所述二维平面直角坐标系上的截 面称为控制体截面；在控制体截面与远前方截面(1)的相交线上，设置多个传 感器，用M_i表示所述二维平面直角坐标系X轴上方的第i个速度传感器，i∈[1,N]； N＝5。

找到使公式(1)成立的第i个传感器，并将第i个传感器所在位置作为控制 体截面的第一控制点；公式(1)中σ的取值为m_i′中最大值的1％。

步骤b：确定第二控制点位置。

在控制体截面与唇口后截面(2)的相交线上，设置多个传感器，用M_j表示 所述二维平面直角坐标系X轴上方的第j个速度传感器，j∈[1,N′]，N′＝4。

找到使公式(2)成立的第j个传感器，并将第j个传感器所在位置作为控制 体截面的第二控制点；公式(1)中σ′的取值为m_j′中最大值的1％。

步骤c：确定回转线。用一条曲线连接第一控制点和第二控制点，并且满足 所述曲线上除第二控制点以外的其它任意一点的纵坐标值大于第二控制点纵坐 标值，则将所述曲线称为回转线。

步骤d：将回转线以X轴为轴线旋转360度，即得到回转面(3)。

通过上述步骤的操作，即得到控制体的空间位置，控制体截面如图1所示。

步骤二、在唇口后截面(2)上设置后截面测量点。

在步骤一操作的基础上，在唇口后截面(2)上设置后截面测量点；具体为：

步骤2.1：以唇口后截面(2)的中心点为圆心，分别以2米和4米为半径， 将唇口后截面(2)划分为3个区域，唇口后截面(2)的半径为5.5米。从唇口 后截面(2)的中心到边缘的3个区域分别用符号T₁′、T₂′、T₃′表示。

步骤2.2：根据实际测量需要，在唇口后截面(2)的T₁′区域布置2个后截面 测量点(在T₁′区域的边界上)，在T₂′区域布置6个后截面测量点(其中4个后截 面测量点位于T₂′区域内部，2个后截面测量点位于T₂′区域的外边界上)，在T₃′区域 布置10个后截面测量点(其中8个后截面测量点位于T₃′区域内部，2个后截面测 量点位于T₃′区域的外边界上)，如图2所示。

步骤三、在远前方截面(1)上设置前截面测量点。

在步骤三操作的基础上，在远前方截面(1)上设置前截面测量点；具体为：

步骤3.1：以远前方截面(1)的中心点为圆心，分别以2米和4米为半径， 将唇口后截面(2)划分为3个区域，远前方截面(1)的半径为5.75米。

步骤3.2：分别计算远前方截面(1)的3个区域的面积，3个区域的面积分 别用符号A_k表示，k∈[1,3]；远前方截面(1)的面积用符号A表示，从 远前方截面(1)的中心到边缘的3个区域分别用符号T₁、T₂、T₃表示。

步骤3.3：根据实际测量需要，在T₁区域内布置9个前截面测量点，在T₂区 域布置12个前截面测量点(其中4个前截面测量点位于T₂区域内部，4个前截面 测量点位于T₂区域的内边界上，4个前截面测量点位于T₂区域的外边界上)，在T₃区域布置12个前截面测量点(其中8个前截面测量点位于T₃区域内部，4个前截 面测量点位于T₃区域的外边界上)，并且后截面测量点在远前方截面(1)上的投 影位置均设有前截面测量点，如图3所示。

步骤四、得到测量点上的风速值和静压值。

在步骤三操作的基础上，在每个前截面测量点和后截面测量点上均设置风速 传感器和静压传感器；然后使发动机工作在预设状态，通过风速传感器和静压传 感器测量每个前截面测量点和后截面测量点上的风速值和静压值。

步骤五、得到航空发动机在室内试车台试车的真实推力值。

在步骤四操作的基础上，对在前截面测量点和后截面测量点测得的风速值和 静压值进行处理，得到航空发动机在室内试车台试车的真实推力值。具体为：

步骤5.1：通过公式(3)计算得到远前方截面(1)上T₁区域的质量流量w₁。

步骤5.2：判断|w₁-w_J|≤σ₁是否成立，如果成立，则将T₁区域设置为预进气流 管区域；其中w_J为发动机的进气流量。否则，如果|w₁-w_J|＞σ₁并且w₁＞w_J，则缩小 T₁区域的面积，重复步骤5.1至5.2,直到|w₁-w_J|≤σ₁成立；如果|w₁-w_J|＞σ₁并且 w₁＜w_J，则扩大T₁区域的面积，重复步骤5.1至5.2,直到|w₁-w_J|≤σ₁成立。

步骤5.3：如果步骤5.2中T₁区域的面积发生变化，则重新计算T₂区域的面 积A₂。

步骤5.4：通过公式(4)计算得到T_k′区域的质量流量w_k′。

步骤5.5：通过公式(5)计算得到进气道附加阻力F_CI。

步骤5.6：通过公式(6)计算得到航空发动机在室内试车台试车的真实推力 值F_g。公式(6)中的F_cradle通过公式(7)计算得到；公式(6)中的F_base通过公 式(8)计算得到；公式(6)中的F_tailpipe通过公式(9)计算得到。

经过上述步骤的操作，即可得到航空发动机在室内试车台试车的真实推力值 F_g。