航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法及系统技术方案

本申请属于航空发动机控制技术领域，具体涉及一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法及系统。所述方法包括：步骤S1、获取发动机外涵压力及发动机内涵压力；步骤S2、根据所述发动机外涵压力及内涵压力计算外内涵压力比；步骤S3、根据所述外内涵压力比调整二元喷管的喷口喉道面积。本申请通过改变喷口喉道面积调节外内涵压比，从而保证二元喷管有效冷却及隔热屏可靠工作的方法，解决二元喷管与整机匹配偏离设计条件下无法有效冷却或隔热屏变形的技术难题，降低试验风险，提高二元喷管工作可靠性。本申请方法实施简单、改进容易、适应性广。适应性广。适应性广。

【技术实现步骤摘要】
航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法及系统


[0001]本申请属于航空发动机控制领域，特别涉及一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法及系统。

技术介绍

[0002]隐身性能是新一代作战飞机必备的典型特征和技术指标，作为发动机后向可见的主要部件，排气系统的隐身性能对发动机乃至飞机后机身隐身至关重要，而二元喷管的结构特点可以较好的实现雷达隐身及红外隐身。二元喷管便于开展隐身设计，且易于和飞机后机身进行一体化融合设计，目前已在国外某型战斗机上成功应用。
[0003]考虑到与轴对称喷管设计差异，二元喷管需要大量发动机外涵气进行冷却，在串装发动机进行整机试验时，受发动机生产装配质量、性能衰减等因素影响，发动机的外内涵压比存在偏离设计值的情况。在外内涵压比偏低时，二元喷管壁面将无法形成有效冷却气膜，存在引起喷管烧蚀的风险；在外内涵压比偏高时，在飞行包线右边界时，由于发动机进口压力较大，发动机各截面处压力均较大，引起二元喷管隔热屏压差较大，存在隔热屏变形的风险，目前暂无有效解决方案。
[0004]目前国内二元喷管与整机的匹配设计处于研究验证阶段，暂无有效方法解决发动机外内涵压比偏离设计时带来的二元喷管烧蚀风险及喷管隔热屏变形风险，只能通过限制发动机相关工况的使用保证二元喷管工作正常，二元喷管隔热屏流路示意图见图1所示。现有技术方案缺点说明如下：
[0005]a)在外内涵压比偏低时，二元喷管壁面将无法形成有效冷却气膜，现有技术方案需适当减少加力燃烧室供油油量，降低二元喷管主流道燃气温度，此时会影响发动机全加力推力，降低发动机性能；
[0006]b)在外内涵压比偏高时，飞行包线右边界由于发动机进口压力较大，引起二元喷管隔热屏压差较大，会超出隔热屏承压能力，存在隔热屏变形的风险，现有技术方案需限制发动机飞行包线，降低飞行包线右边界马赫数，保证二元喷管隔热屏压差不超出材料承压能力，此时会降低飞机的作战特性。

技术实现思路

[0007]本申请针对发动机外内涵压比偏离设计情况时，二元喷管无法有效冷却或喷管隔热屏变形的问题，提出一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法及系统，解决如下技术温度：
[0008]a)在外内涵压比偏低的情况时，减小发动机推力损失影响；
[0009]b)在外内涵压比偏高的情况时，减小二元喷管隔热屏压差，保证二元喷管隔热屏结构可靠性，实现二元喷管全包线范围内安全使用，降低对整机使用的限制，保持飞机的作战特性。
[0010]本申请第一方面提供了一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法，主
要包括：
[0011]步骤S1、获取发动机外涵压力及发动机内涵压力；
[0012]步骤S2、根据所述发动机外涵压力及内涵压力计算外内涵压力比；
[0013]步骤S3、根据所述外内涵压力比调整二元喷管的喷口喉道面积。
[0014]优选的是，步骤S3进一步包括：
[0015]步骤S31、确定由二元喷管冷却所需的最低外内涵压比为调节下限，同时确定由二元喷管所能承受的最高外内涵压比为调节上限；
[0016]步骤S32、当所述外内涵压力比低于调节下限或高于调节上限时，调整二元喷管的喷口喉道面积直至所述外内涵压力比位于所述调节下限及所述调节上限之间。
[0017]优选的是，在步骤S31中，通过试验确定二元喷管被烧蚀时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节下限，通过试验确定二元喷管隔热屏被压缩变形时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节上限。
[0018]优选的是，在步骤S32中，当所述外内涵压力比低于调节下限时，则逐步放大喷口喉道面积，当所述外内涵压力比高于调节上限时，则逐步缩小喷口喉道面积。
[0019]优选的是，步骤S1中，通过在发动机内外涵周向多处设置压力传感器的方式获取发动机内外涵压力。
[0020]本申请第二方面提供了一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节系统，主要包括：
[0021]内外涵压力获取模块，用于获取发动机外涵压力及发动机内涵压力；
[0022]压比计算模块，用于根据所述发动机外涵压力及内涵压力计算外内涵压力比；
[0023]喉道调节模块，用于根据所述外内涵压力比调整二元喷管的喷口喉道面积。
[0024]优选的是，所述喉道调节模块包括：
[0025]调节边界确定单元，用于确定由二元喷管冷却所需的最低外内涵压比为调节下限，同时确定由二元喷管所能承受的最高外内涵压比为调节上限；
[0026]调节单元，用于当所述外内涵压力比低于调节下限或高于调节上限时，调整二元喷管的喷口喉道面积直至所述外内涵压力比位于所述调节下限及所述调节上限之间。
[0027]优选的是，在所述调节边界确定单元中，通过试验确定二元喷管被烧蚀时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节下限，通过试验确定二元喷管隔热屏被压缩变形时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节上限。
[0028]优选的是，在所述调节单元中，当所述外内涵压力比低于调节下限时，则逐步放大喷口喉道面积，当所述外内涵压力比高于调节上限时，则逐步缩小喷口喉道面积。
[0029]优选的是，在所述内外涵压力获取模块中，通过在发动机内外涵周向多处设置压力传感器的方式获取发动机内外涵压力。
[0030]本专利技术的关键点和保护点是：通过喷口喉道面积调节发动机外内涵压比，从而保证二元喷管冷却气压力、流量、温度等满足设计要求。
[0031]本申请通过改变喷口喉道面积调节外内涵压比，从而保证二元喷管有效冷却及隔热屏可靠工作的方法，解决二元喷管与整机匹配偏离设计条件下无法有效冷却或隔热屏变形的技术难题，降低试验风险，提高二元喷管工作可靠性。本申请方法实施简单、改进容易、适应性广。
附图说明
[0032]图1是二元喷管隔热屏流路示意图。
[0033]图2是本申请航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法的流程图。
[0034]图3是发动机外内涵压比随喷管喉道面积变化情况示意图。
[0035]图4是二元喷管冷却气压力随喷管喉道面积变化情况示意图。
[0036]图5是二元喷管冷却气流量随喷管喉道面积变化情况示意图。
[0037]图6是二元喷管冷却气温度随喷管喉道面积变化示意图。
[0038]其中，1
‑
发动机外涵气流，2
‑
发动机内涵气流，3
‑
加力隔热屏，4
‑
加力燃烧室，5
‑
喷管隔热屏。
具体实施方式
[0039]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法，其特征在于，包括：步骤S1、获取发动机外涵压力及发动机内涵压力；步骤S2、根据所述发动机外涵压力及内涵压力计算外内涵压力比；步骤S3、根据所述外内涵压力比调整二元喷管的喷口喉道面积。2.如权利要求1所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法，其特征在于，步骤S3进一步包括：步骤S31、确定由二元喷管冷却所需的最低外内涵压比为调节下限，同时确定由二元喷管所能承受的最高外内涵压比为调节上限；步骤S32、当所述外内涵压力比低于调节下限或高于调节上限时，调整二元喷管的喷口喉道面积直至所述外内涵压力比位于所述调节下限及所述调节上限之间。3.如权利要求2所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法，其特征在于，在步骤S31中，通过试验确定二元喷管被烧蚀时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节下限，通过试验确定二元喷管隔热屏被压缩变形时对应的外内涵压力比临界点作为所述调节上限。4.如权利要求2所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法，其特征在于，在步骤S32中，当所述外内涵压力比低于调节下限时，则逐步放大喷口喉道面积，当所述外内涵压力比高于调节上限时，则逐步缩小喷口喉道面积。5.如权利要求1所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法，其特征在于，步骤S1中，通过在发动机内外涵周向多处设置压力传感器的方式获取发动机内外涵压力。6.一种航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈伟博，袁继来，阮文博，薛海波，张志成，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：