[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

说明书

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。

技术领域

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。

背景技术

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。

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。

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：

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；

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。

发明内容

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：

a)在外内涵压比偏低的情况时，减小发动机推力损失影响；

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。

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：

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。

优选的是，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。