【技术实现步骤摘要】
本申请属于航空发动机加力供油设计，具体涉及一种航空涡扇发动机加力供油控制方法。
技术介绍
1、航空涡扇发动机加力供油规律，在全包线范围内，通常按照等余气系数进行设计，以发动机进口空气流量除以余气系数，得到用于燃烧的空气流量，按照每公斤燃油燃烧所需的空气流量，计算得出可供燃烧的总燃油流量，减去主燃烧室需要的燃油流量，得出加力燃烧室的供油油量。
2、然而，在航空涡扇发动机实际工作中，由于发动机进口空气流量无法直接获得，通常基于发动机进口空气流量与发动机进口温度以及压气机出口压力的对应关系，给出加力燃烧室的供油油量与发动机进口温度、压气机出口压力的关系，进而按照发动机进口温度、压气机出口压力，对加力燃烧室进行供油。
3、按照发动机进口温度、压气机出口压力，对加力燃烧室进行供油的设计，能够很好的适用于航空涡扇发动机喷管喉道面积不变的情形，当喷管喉道面积变化时会存在偏差，例如：
4、喷管喉道面积变小时，相同低压换算转速条件下，发动机进口空气流量会降低，加力燃烧室所需的供油油量应减小，但压气机出口压力升高，基于航空涡扇发动机加力供油规律，按照发动机进口温度、压气机出口压力，对加力燃烧室进行供油增加，产生富油燃烧、加力部件烧蚀、耗油率升高等方面的问题；
5、当喷管喉道面积变大时，相同低压换算转速条件下，发动机进口空气流量会增加，加力燃烧室所需的供油油量应增大，但压气机出口压力降低，基于航空涡扇发动机加力供油规律，按照发动机进口温度、压气机出口压力，对加力燃烧室进行供油减少，产生贫油燃烧、推力未实
6、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供一种航空涡扇发动机加力供油控制方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
2、本申请的技术方案是：
3、一种航空涡扇发动机加力供油控制方法，包括：
4、步骤一、计算基准喷管喉道面积下，随发动机进口温度变化的发动机进口空气流量及其压气机出口压力；
5、步骤二、在基准喷管喉道面积下，按照等余气系数进行设计，得到基准喷管喉道面积下加力燃烧室的供油油量，作为基准加力供油规律；
6、步骤三、以基准喷管喉道面积下加力燃烧室的供油油量，除以相应的压气机出口压力，得到基准喷管喉道面积下加力燃烧室的供油油量与压气机出口压力的比值；
7、步骤四、在发动机设计范围内，将喷管喉道面积调整为非基准喷管喉道面积，计算非基准喷管喉道面积下，随发动机进口温度变化的发动机进口空气流量及其压气机出口压力；
8、步骤五、在非基准喷管喉道面积下，按照等余气系数进行设计，得到非基准喷管喉道面积下加力燃烧室的供油油量；
9、步骤六、以非基准喷管喉道面积下加力燃烧室的供油油量，除以相应的压气机出口压力，得到非基准喷管喉道面积下加力燃烧室的供油油量与压气机出口压力的比值；
10、步骤七、以非基准喷管喉道面积下加力燃烧室的供油油量与压气机出口压力的比值，除以基准喷管喉道面积下加力燃烧室的供油油量与压气机出口压力的比值，得到不同发动机进口温度下非基准喷管喉道面积加力供油修正系数；
11、步骤八、以发动机进口温度以及压气机出口压力，基于基准加力供油规律，得到基准喷管喉道面积下加力燃烧室的供油油量，进而以相应的非基准喷管喉道面积加力供油修正系数进行修正，得到实时的加力燃烧室的供油油量。
12、可选的，上述的航空涡扇发动机加力供油控制方法中，步骤一中，利用发动机总体性能计算模型进行计算。
13、可选的，上述的航空涡扇发动机加力供油控制方法中，步骤二中，按照等余气系数进行设计，其中，余气系数取1.1～1.15。
14、可选的，上述的航空涡扇发动机加力供油控制方法中，步骤四中，利用发动机总体性能计算模型进行计算。
15、可选的，上述的航空涡扇发动机加力供油控制方法中，步骤四中，相邻不同非基准喷管喉道面积间相差1%。
16、可选的，上述的航空涡扇发动机加力供油控制方法中，步骤五中，按照等余气系数进行设计，其中，余气系数取1.1～1.15。
17、本申请至少存在以下有益技术效果：
18、提供一种航空涡扇发动机加力供油控制方法，设计以非基准喷管喉道面积加力供油修正系数，对基于基准加力供油规律，得到基准喷管喉道面积下加力燃烧室的供油油量进行修正，得到实时的加力燃烧室的供油油量，可使对加力燃烧室的供油符合喷管喉道面积的变化趋势，避免产生富油燃烧、加力部件烧蚀、耗油率升高以及贫油燃烧、推力未实现最优设计的问题。
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1.一种航空涡扇发动机加力供油控制方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的航空涡扇发动机加力供油控制方法，其特征在于，
3.根据权利要求2所述的航空涡扇发动机加力供油控制方法，其特征在于，
4.根据权利要求3所述的航空涡扇发动机加力供油控制方法，其特征在于，
5.根据权利要求4所述的航空涡扇发动机加力供油控制方法，其特征在于，
6.根据权利要求5所述的航空涡扇发动机加力供油控制方法，其特征在于，
【技术特征摘要】
1.一种航空涡扇发动机加力供油控制方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的航空涡扇发动机加力供油控制方法，其特征在于，
3.根据权利要求2所述的航空涡扇发动机加力供油控制方法，其特征在于，
【专利技术属性】
技术研发人员：程荣辉，陈伟博，张志舒，薛海波，张志成，张雪冬，柏帅宇，吴亚帅，袁继来，
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：
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