基于圆锥凹腔的航空发动机动态压力畸变发生器设计方法

摘要

基于圆锥凹腔的航空发动机动态压力畸变发生器设计方法，属于航空发动机测试系统领域。本发明基于气流通过圆锥凹腔后产生固定频率的压力脉动原理，利用圆锥凹腔的宽度和深度做为设计参数，针对不同动态压力畸变流场的需求，设计得到能够产生动态压力畸变的发生器，并且能够实现尽可能小的引入稳态压力畸变，设计得到的动态压力畸变发生器结构简单，测试方便，能够满足航空发动机动态压力畸变的测试需求。

说明书

技术领域

本发明属于航空发动机测试系统领域，尤其涉及基于圆锥凹腔的航空发动机动态压力畸变发生器设计方法。

背景技术

飞机进气道的作用为捕获航空发动机所需流量和品质的气流并输送至发动机入口，以满足发动机稳定工作的需求。在真实飞行环境中，进气道出口，也即航空发动机入口气流不可避免的会出现速度、压力、温度等气流参数的时间空间分布不均匀，这种在发动机入口气流参数的时间空间分布不均匀称为航空发动机进气畸变。航空发动机入口气流总压畸变会影响发动机的稳定工作范围，直接影响飞机推进系统性能。发动机总压畸变指数是评定发动机性能、指导发动机设计的重要参数。对航空发动机设计单位而言，发动机最终安装的机型以及发动机工况，如飞行速度、攻角、侧滑角等参数的不同会导致发动机入口的总压畸变不同，因此需要在发动机的设计研制阶段测试发动机正常工作能够允许的总压畸变范围。

通常情况下，航空发动机的总压畸变测试环境为地面试车台或高空试车台。测试环境相对单一，影响因素可控。例如，在等直环形喇叭口进气道中，人为制造可控的总压畸变气流并输送给发动机，以测试发动机的性能变化。这种人为可控的总压畸变气流由总压畸变发生器获得。目前，国内外常见的发动机进气总压畸变发生器包括网状总压畸变发生器、射流总压畸变发生器、板状总压畸变发生器、插板总压畸变发生器等。其中，板状总压畸变发生器较为常用，多用于模拟稳态的总压畸变。对于真实的飞行器而言，总压畸变包括稳态总压畸变和动态总压畸变，而上述总压畸变发生器通常能够模拟稳态总压畸变，对动态总压畸变的模拟能力不足。对于航空发动机的研制单位而言，动态总压畸变和稳态总压畸变对发动机的影响评估同等重要，因此需要设计得到能够单独产生动态总压畸变的发生器。动态总压畸变的发生器的设计需求为在获得动态总压畸变的同时尽可能小的引入稳态总压畸变，这有利于针对动态总压畸变对航空发动机的影响单独开展评估。美国GE(General Electric Company)曾开发出平面压力脉冲发生器(Planar Pressure PulseGenerator)用于航空发动机的动态总压畸变测试，这种动态总压畸变发生器的优点在于其通过控制多孔叶片的旋转频率获得所需脉冲的动态压力信号，其缺点为，在引入动态总压畸变的同时，由于在测试通道中设置了转子和静子，对稳态总压的畸变引入不可避免，同时转动机构和控制设备增加了系统的复杂性。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供基于圆锥凹腔的航空发动机动态压力畸变发生器设计方法，利用圆锥凹腔的宽度和深度做为设计参数，针对不同动态压力畸变流场的需求，设计得到能够产生动态压力畸变的发生器。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

基于圆锥凹腔的航空发动机动态压力畸变发生器设计方法，包括以下步骤：

(1)根据航空发动机进气整流锥最大半径选定圆锥底部半径，选择圆锥半锥角，计算圆锥锥面长度，根据圆锥锥面长度估算圆锥底部边界层厚度；

(2)计算并判断圆锥底部边界层区域面积占比，若边界层区域面积占比大于0.05，则回到步骤(1)，重新选择圆锥半锥角；

(3)若边界层区域面积占比小于等于0.05，则选定凹腔前缘位置、凹腔宽度和深度；

(4)判断凹腔宽度/深度之比是否满足参考范围，若不满足，则回到步骤(1)，重新选择圆锥半锥角，或者回到步骤(3)，重新选定凹腔前缘位置、凹腔宽度和深度；

(5)通过缩比模型风洞试验或者计算机数值模拟校验性能，若不满足性能要求，则回到步骤(1)，重新选择圆锥半锥角；

(6)若性能满足要求，则设计完成。

所述动态压力畸变发生器安装于发动机进气整流锥前端，动态压力畸变发生器包括圆锥本体，所述圆锥本体的外周沿周向开设有环形凹腔，圆锥本体的底部开设有安装腔以将进气整流锥完全包裹。

所述圆锥本体的圆锥底部半径与进气整流锥最大半径相等。

相对于现有技术，本发明技术方案取得的有益效果是：

基于当前航空发动机进气动态总压畸变测试的现状，克服已有动态总压畸变发生器结构复杂、额外引入稳态总压畸变的缺点，本发明提出一种基于圆锥凹腔的航空发动机动态总压畸变发生器设计方法，应用该方法可以设计得到特定压力脉动频率和脉动强度的动态压力畸变流场，并且能够实现尽可能小的引入稳态压力畸变，设计得到的动态压力畸变发生器结构简单，测试方便，能够满足航空发动机动态压力畸变测试需求。

附图说明

图1为航空发动机进气压力畸变测试试验台示意图；

图2为航空发动机与进气道示意图；

图3为未安装动态压力畸变发生器时航空发动机入口顺进气方向正视图；

图4为安装动态压力畸变发生器后进气道剖视图；

图5为圆锥凹腔动态压力畸变发生器示意图；

图6为圆锥凹腔动态压力畸变发生器侧视图；

图7为圆锥凹腔动态压力畸变发生器边界层示意图；

图8为本发明设计方法流程图。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚、明白，以下结合附图和实施例，对本发明做进一步详细说明。

图1所示为航空发动机进气压力畸变测试试验台示意图，(1)为试车台支架，被测试的航空发动机(2)和进气道(3)安装于推力导轨(4)上，推力导轨(4)安装于试车台支架(1)上，在航空发动机测试过程中，航空发动机(2)，进气道(3)连同推力导轨(4)可沿发动机轴线方向小范围前后移动，(5)为测试时吸入航空发动机的空气流动方向。

图2所示为航空发动机(2)与进气道(3)示意图，发动机地面测试所采用的进气道(3)的基本结构为喇叭形进气口，等直圆形截面管道，进气道(3)直接与发动机(2)对接，在进气道与发动机之间存在一个人为定义的气动交界面(6)，如图2中的虚线所示。气动交界面(6)定义了进气道(3)出口与发动机(2)入口的分界面位置，同时气动交界面(6)也是航空发动机进气总压测量平面的位置。

图3所示为未安装动态压力畸变发生器时航空发动机入口顺进气方向正视图，(7)为发动机进气整流锥最大半径，用R1表示，(8)为发动机入口半径，用R2表示。

图4所示为安装动态压力畸变发生器后进气道剖视图，(9)为发动机进气整流锥，(10)为圆锥凹腔动态压力畸变发生器，圆锥凹腔动态压力畸变发生器(10)安装于发动机进气整流锥(9)前端，将进气整流锥(9)完全包裹。

图5所示为圆锥凹腔动态压力畸变发生器示意图，圆锥凹腔动态压力畸变发生器(10)的基本结构为在圆锥上开设一个环形凹腔，凹腔靠近锥顶一侧的竖直壁面称为凹腔前缘(11)，靠近锥底一侧的竖直壁面称为凹腔后缘(12)。

图6所示为圆锥凹腔动态压力畸变发生器侧视图，圆锥凹腔动态压力畸变发生器(10)的基本结构参数包括：半锥角(13)，用A表示；凹腔前缘(11)与锥顶之间的距离(14)，用S表示；凹腔宽度(15)，用L表示；凹腔深度(16)，用D表示；圆锥底部半径(17)，用Rd1表示；圆锥锥面长度(18)，用X表示。

图7所示为圆锥凹腔动态压力畸变发生器边界层示意图，(19)为圆锥表面边界层，(20)为圆锥底部边界层厚度，用H表示。

如图8所示，本发明基于圆锥凹腔的航空发动机动态压力畸变发生器设计流程包括以下步骤：

步骤一：根据航空发动机进气整流锥最大半径选定圆锥底部半径，其中圆锥底部半径(17)与进气整流锥最大半径(7)相等，即Rd1＝R1，选择圆锥半锥角A(13)，根据式：X＝sin(A)×Rd1计算得到圆锥锥面长度X(18)，根据圆锥锥面长度(18)估算圆锥底部边界层厚度H(20)，估算公式为：

步骤二：判断圆锥底部边界层区域面积占比，边界层区域面积占比计算公式为：

步骤三：选定凹腔前缘位置，即凹腔前缘(11)与锥顶之间的距离S(14)，选定凹腔宽度L(15)和深度D(16)，计算凹腔宽度/深度比值，即L/D，L/D的参考范围为0.5

步骤四：判断L/D是否满足参考值，若不满足，则回到步骤三，重新选择凹腔前缘(11)与锥顶之间的距离S(14)，凹腔宽度L(15)和深度D(16)，或者回到步骤一，重新选择圆锥半锥角A(13)；若L/D满足参考值，则进行步骤五。

步骤五：通过缩比模型风洞试验或者计算机数值模拟校验性能，动态压力畸变参数包括面平均紊流度和纵向时间尺度，若不满足性能要求，则回到步骤一，重新选择圆锥半锥角A(13)。

步骤六：若校验合格，则完成设计。

本发明的工作原理如下：

在飞行器设计中，凹腔结构可用于控制飞行器前缘的气动力和气动热，其基本原理为流体经过凹腔后边界层失稳，失稳的边界层撞击凹腔后缘肩点产生不稳定的压力脉动，并且脉动可以传递至流场的其他位置，通过控制凹腔的宽度和深度可以控制这种压力脉动的强度和脉动频率以实现流场中对压力扰动源的控制；本发明在航空发动机进气整流锥前端安装带有凹腔的圆锥，利用气流通过圆锥时边界层失稳并撞击到凹腔后缘肩点产生压力脉动，进而在发动机入口形成带有周期性压力脉动的动态压力畸变流场。基于圆锥凹腔的航空发动机动态压力畸变发生器结构简单，可以通过设计不同宽度和深度的凹腔实现对压力脉动的频率和脉动幅度的控制，生成不同动态压力畸变参数的流场。由于圆锥凹腔安装于进气整流锥的前端，对流场其他区域没有阻挡或干扰，能够尽可能小的引入额外的稳态压力畸变，做到对动态压力畸变的单独引入。