[发明专利]一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法

说明书

本发明涉及一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法，包括以下步骤：1)在发动机履历本上筛选出与发动机效率最具有相关性的几个参数；2)在已知的100余台发动机高空高速下的涡轮后温度控制值为训练集的基础上，建立神经网络，以所选择的几个参数作为输入节点，涡轮后温度控制值为目标值进行训练；训练后得到用于对航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值进行计算的神经网络模型。

技术领域

本发明涉及一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法，属于航空发动机技术领域。

背景技术

航空发动机在高空高速的情况下，为避免涡轮前温度超过限制值而烧蚀涡轮叶片， 因此获取涡轮后温度的控制值至关重要。由于国外对我国的技术封锁，航空发动机涡轮后温度的控制值的经验公式对我国是保密的，并且不同的发动机有不同的经验公式。 如何获取该控制值对我国航空发动机技术的发展至关重要。国内目前常用的获取涡轮 后温度的控制值的方法是通过航空发动机计算模型来获取高空高速状态下涡轮后温度 可能达到的数值，然后通过试验去验证该数值以及修正模型。在没有得到经验公式以 前，需要耗费巨大的研制费用和承担试验带来的风险。此外，根据正向模型计算的该 参数值时常结果不甚理想，一般情况下计算值与真实值的差异可达40℃。

发明内容

针对上述问题，本发明的目的是提供一种实施成本较低并且结果较为理想的航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法。

为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：一种航空发动机高空高速下涡轮后温度控制值的获取方法，包括以下步骤：1)在发动机履历本上筛选出与发动机效率最 具有相关性的几个参数；2)在已知的100余台发动机高空高速下的涡轮后温度控制值 为训练集的基础上，建立神经网络，以所选择的几个参数作为输入节点，涡轮后温度 控制值为目标值进行训练；训练后得到用于对航空发动机高空高速下涡轮后温度控制 值进行计算的神经网络模型。

所述步骤1)中参数的筛选过程基于如下假设：a、发动机在大状态工作时，才能 达到进口滞止温度127℃；b、每台发动机的涡轮前温度均接近设计点温度；c、由于 每台发动机效率的不同，造成发动机涡轮后温度的不同。

所述步骤1)中参数的筛选过程如下：

①由高压压气机与高压涡轮的质量流量平衡关系得到下式：

W_a23-W_col+W_f＝W_gNH

式中：W_a23表示高压压气机进口的空气质量流量；W_col表示高压涡轮冷却空气质量流量；W_f表示燃油质量流量；W_gNH表示高压涡轮导向器临界的燃气质量流量；

式中的高压涡轮冷却空气质量流量W_col和燃油质量流量W_f相对较小，因此简化为：

W_a23＝W_gNH

用气动函数q(λ)表示气流的质量流量，上式写成：

式中：K、K_g分别是常数；q(λ₂₃)表示高压压气机进口流量函数；A₂₃表示高压压 气机进口截面积；P_t23表示高压压气机进口气流总压；T_t23、T_t4分别表示高压压气机进 口、涡轮进口气流总温；A_NH表示高压涡轮导向器临界截面积；P_t4表示高压涡轮导向 器进口气流总压；σ_NH表示高压涡轮导向器总压恢复系数；q(λ_NH)表示高压涡轮导向 器喉部的流量函数q(λ)，一般情况下q(λ_NH)＝1；