[发明专利]一种新研航空发动机持久试车进气温度确定方法及装置

说明书

本申请属于发动机试验技术领域，具体涉及一种新研航空发动机持久试车进气温度确定方法及装置。该方法包括步骤S1、获取飞行包线右边界水平加速过程的水平加速初始高度下的大气温度、水平加速飞行的目标马赫数；步骤S2、计算飞行包线右边界水平加速过程的发动机目标进气温度，以所述发动机目标进气温度作为飞行包线右边界水平加速时的进气加温试验的进气温度；步骤S3、获取实用升限爬升过程的马赫数，初始爬升高度与终点高度对应的当地静温；步骤S4、计算实用升限爬升过程的发动机进气温度。本申请实现了新研发动机外场飞行的进气温度及时间与持久试车相匹配，既能保障外场安全使用，又不引起考核过严，影响发动机进入下一阶段研制。

技术领域

本申请属于发动机试验技术领域，具体涉及一种新研航空发动机持久试车进气温度确定方法及装置。

背景技术

在《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》中，将航空发动机研制分为三个阶段，即初始飞行前阶段、设计定型阶段、生产定型阶段，每个阶段均需完成相应的考核试验才能进入下一研制阶段。在各阶段的考核试验中，持久试车是最为重要且难度最大的整机考核试验，是对发动机的性能保持、结构完整性、强度寿命的全面考核，对发动机的技术鉴定具有重要意义。

在《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》要求中，持久试车程序中发动机进气温度需与飞行任务相关。在现行发动机初始飞行前持久试车试验方案中，由于缺少外场飞行数据，通常需要根据其它发动机外场飞行参数确定出试验程序的发动机进口温度。这种方法通常适用于改进型发动机或衍生型发动机，而对于全新研制的航空发动机，考虑到新研发动机性能、用途与其它发动机差异较大，继续沿用其它发动机的外场飞行数据时，会造成实际使用与试验考核不一致的情况。

在现有的初始飞行前持久试车程序进气温度设计中，通常沿用其它发动机外场飞行数据，对于全新研制的航空发动机，缺点如下：

初始飞行前持久试车的发动机进气温度及工作时间与实际飞行时不一致，导致持久试车不能达到保障外场安全使用的目的或引起考核过严、影响发动机下一阶段研制的情况。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供了一种新研航空发动机持久试车进气温度确定方法及装置，解决外场飞行与持久试车进气温度要求不匹配的问题，使初始飞行前试验程序中的发动机进气温度、发动机工作时间与外场飞行相一致，达到既能保障外场安全使用的要求，又不引起考核过严、影响发动机下一阶段研制的情况。

本申请第一方面提供了一种新研航空发动机持久试车进气温度确定方法，包括：

步骤S1、获取飞行包线右边界水平加速过程的水平加速初始高度下的大气温度、水平加速飞行的目标马赫数；

步骤S2、计算飞行包线右边界水平加速过程的发动机目标进气温度，以所述发动机目标进气温度作为飞行包线右边界水平加速时的进气加温试验的进气温度；

步骤S3、获取实用升限爬升过程的马赫数，初始爬升高度与终点高度对应的当地静温；

步骤S4、计算实用升限爬升过程的发动机进气温度。

优选的是，步骤S2进一步包括根据飞机做水平加减速飞行时的运动学方程，确定加速所用时间。

优选的是，采用图解法确定加速所用时间，所述图解法中，画出W/△T对速度V的关系曲线，通过积分法求解加速所用时间，其中W为飞机重量，△T为发动机剩余推力。

优选的是，步骤S4进一步包括根据起始爬升高度，终点高度及爬升过程中的马赫数确定实用升限爬升过程的时间。

优选的是，步骤S4之后，进一步包括：

步骤S5、根据飞行任务剖面确定需要在进气加温条件下开展的试验段，并在试验段前后附加暖机及冷机程序。

本申请第二方面提供了一种新研航空发动机持久试车进气温度确定装置，主要包括：