[发明专利]航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节方法及系统

权利要求书

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节系统，其特征在于，包括：

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；

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；

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。

7.如权利要求6所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节系统，其特征在于，所述喉道调节模块包括：

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；

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。

8.如权利要求7所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节系统，其特征在于，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。

9.如权利要求7所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节系统，其特征在于，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。

10.如权利要求6所述的航空涡扇发动机偏离匹配设计时冷却气调节系统，其特征在于，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。