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CN113266474B - 一种加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法 - Google Patents

一种加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法 Download PDF

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Abstract

本申请属于发动机试验技术领域，特别涉及一种加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法。通过气源控制装置驱动空气涡轮起动机转动，由所述空气涡轮起动机驱动发动机、液压机及发电机起动，所述功率传动轴上设置有扭矩测量装置；标定发动机起动过程的气源条件，并利用已标定的气源条件，进行发动机起动试验；在发动机起动成功至起动完成时间段内，获取功率传动轴的的剩余扭矩，以及获取对应的若干时间节点的发动机转速和实验相关参数，确定发动机起动阻力矩。本申请通过对发动机起动过程多个时间节点的阻力矩的测量，能够更精准的获取发动机起动过程试验数据，试验操作简单便于实现，能够获得真实的航空发动机启动阻力矩测量结果。

Description

一种加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法
技术领域
本申请属于发动机试验技术领域，特别涉及一种加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法。
背景技术
航空发动机作为飞机最为重要的装置之一，能够为飞机飞行提供所必须推力。航空发动机从静止状态过渡到工作状态，需要经过起动机的带转，起动机的输出扭矩需要克服发动机自身的阻力矩的影响才能够实现有效的起动。因此，航空发动机起动过程中的阻力矩对于起动机的选型以及起动性能都会有直接的影响。传统型号设计过程中，起动系统作为重要的考核项目，在GJB 241A-2010、GJB2187A-2015、HB 6630-92中都由详细的规定。
在现有的航空发动机起动系统设计过程中，主要是通过标定起动机的输出扭矩特性，应用工程经验和试验相结合的方式开展相关的起动系统的设计，主要会存在以下几个方面的难点和问题：
1、由于航空发动机起动过程是一个复杂的动态过程，其内部几何部件的结构参数、发动机起动的工作环境、发动机转子部件效率等均会影响发动机起动过程中的阻力矩，如何准确的标定发动机起动阻力矩进而获得发动机、起动机与飞机起动负载特性本身就是一个复杂的工程问题；
2、传统采用燃气涡轮起动机进行航空发动机起动，由于起动机的输出扭矩能够在一定的范围内通过供油主泵调节供油流量来改变起动机的输出扭矩特性，试验过程中需要通过不同功率量级的起动机开展起动试验，资源耗费大，试验周期和成本代价较大；
3、发动机起动过程中无法准确的给出发动机起动时间与剩余扭矩的关系，起动时间对飞机的任务出动有至关重要的关系，以往型号设计过程中往往通过同类发动机类比的方式进行起动机的筛选，一旦起动机选定，起动时间由起动机决定，无法通过正向设计摸清起动时间与起动剩余功率的关系；
4、航空发动机长时间使用以后，会造成发动机部件性能的退化，发动机起动阻力矩也会发生变化，尤其是航空发动机经过翻修后。由于更换了部分部件，翻修后出厂检查主要是进行基本的常规检查，采用传统的测量方法无法准确的获得翻修后的发动机起动阻力矩与原状态的差异；
5、航空发动机起动试验时通常同时加载发电机或液压泵，因此测量航空发动机阻力矩时应考虑发动机的带载特性，从而得到准确的航空发动机阻力矩特性。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法，主要包括：
步骤S1、通过气源控制装置驱动涡轮起动机转动，由所述涡轮起动机驱动附件传动装置的齿轮轴旋转所述附件传动装置分别连接发电机和液压泵，并通过功率传动轴连接发动机传动装置，从而带动发动机传动装置及所述发电机和所述液压泵按设定时序启动及工作，所述功率传动轴上设置有扭矩测量装置；
步骤S2、标定发动机起动过程的气源条件，并利用已标定的气源条件，进行发动机起动试验；
步骤S3、获取发动机从启动到起动完成之间不同转速n发动机下的总的剩余扭矩值M总、记录环境压力p0，气源流量Wa空气、总压pt空气、总温Tt空气；
步骤S4、确定航空发动机启动阻力矩MT＝M总-Mst+Mz。
其中，Mst为涡轮起动机输出扭矩：
Figure BDA0003094908770000021
Mz＝9549(U*I/cosΦ+Wf*(pout-pin)*η液压泵)/n发动机
πC＝ptATS/p0
其中，Cp为常数，η空气为空气管路系统效率，ηATS为涡轮起动机效率，ptATS涡轮起动机入口总压，传动系统效率为η传动，U为发电机的输出电压，I为发电机的输出电流，cosΦ为发电机的功率因数，pout为出口油压，pin为进口油压，η液压泵为液压泵的效率，Wf为液压油流量。
优选的是，步骤S2中，获取发动机起动控制计划和时序，按照所述发动机起动控制计划和时序进行发动机起动试验。
优选的是，步骤S2中，标定发动机起动过程的气源条件包括标定气源的流量、温度、压力、空气涡轮起动机各项参数、空气管路、控制阀参数、发电机和液压泵等特性进行参数以及扭矩测量装置参数。
优选的是，所述涡轮起动机为空气涡轮起动机。
优选的是，步骤S4中，计算N个MT值，拟合发动机启动阻力矩与发动机转速函数关系图。
优选的是，在步骤S4之前，去除MT值中的野值点。
优选的是，步骤S4中，N取值为80～120。
本申请的发动机的阻力矩通过试验直接测得，而空气涡轮起动机的输出扭矩特性主要是将空气的能量转换为机械轴功率，测量精度较高，且不需要给空气涡轮起动机进行供油及控制，且空气涡轮起动机排气的气体温度远低于燃气涡轮起动机的尾气排放温度，试验操作简单便于实现，能够获得真实的发动机启动阻力矩结果。
本申请通过对发动机起动过程多个时间节点的阻力矩的测量，能够更精准的获取发动机起动过程试验数据，试验操作简单便于实现，能够获得真实的航空发动机启动阻力矩测量结果。
附图说明
图1是本申请加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法的流程图。
图2是加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量试验流程图。
图3是加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量试验环境示意图。
图4是加载条件下的航空发动机启动阻力矩与转速关系示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本发明提出了一种加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法，如图1所示，主要包括：
步骤S1、通过气源控制装置驱动涡轮起动机转动，由所述涡轮起动机驱动附件传动装置的齿轮轴旋转所述附件传动装置分别连接发电机和液压泵，并通过功率传动轴连接发动机传动装置，从而带动发动机传动装置及所述发电机和所述液压泵按设定时序启动及工作，所述功率传动轴上设置有扭矩测量装置；
步骤S2、标定发动机起动过程的气源条件，并利用已标定的气源条件，进行发动机起动试验；
步骤S3、获取发动机从启动到起动完成之间不同转速n发动机下的总的剩余扭矩值M总、记录环境压力p0，气源流量Wa空气、总压pt空气、总温Tt空气；
步骤S4、确定航空发动机启动阻力矩MT＝M总-Mst+Mz。
其中，Mst为涡轮起动机输出扭矩：
Figure BDA0003094908770000041
Mz＝9549(U*I/cosΦ+Wf*(pout-pin)*η液压泵)/n发动机
πC＝ptATS/p0
其中，Cp为常数，η空气为空气管路系统效率，ηATS为涡轮起动机效率，ptATS涡轮起动机入口总压，传动系统效率为η传动，U为发电机的输出电压，I为发电机的输出电流，cosΦ为发电机的功率因数，pout为出口油压，pin为进口油压，η液压泵为液压泵的效率，Wf为液压油流量。
在一些可实施方式中，步骤S2中，获取发动机起动控制计划和时序，按照所述发动机起动控制计划和时序进行发动机起动试验。
在一些可实施方式中，步骤S2中，标定发动机起动过程的气源条件包括标定气源的流量、温度、压力、空气涡轮起动机各项参数、空气管路、控制阀参数、发电机和液压泵等特性进行参数以及扭矩测量装置参数。
在一些可实施方式中，所述涡轮起动机为空气涡轮起动机。
在一些可实施方式中，步骤S4中，计算N个MT值，拟合发动机启动阻力矩与发动机转速函数关系图。
在一些可实施方式中，在步骤S4之前，去除MT值中的野值点。
在一些可实施方式中，步骤S4中，N取值为80～120。
以下举例说明。
第一步：某型发动机在固定气源条件下，起动时间为36s，此时，记录该气源条件下进气总压为pt空气＝450kPa，环境压力为pt0＝101kpa，落压比πC＝4.455，进气总温为Tt空气＝483K，进口流量Wat空气＝1.1kg/s，则进气气源功率P总＝185.51kw；
第二步：经扭矩传感器获得发动机转速为3000rpm时发动机总的剩余扭矩为M总＝Mst+MT＝196.6N.m
第三步：根据
Figure BDA0003094908770000051
η空气为空气管路系统的固有损失，在台架上已标定，为0.9，ηATS在对应发动机转速3000rpm时的效率经查表可得为0.63；η传动的效率经台架测试标定为0.98，因此，可以得到在发动机转速为3000rpm时，可以得到空气涡轮起动机输出功率为PATS＝103.08kw，再根据M＝9549P/n，可以得到空气涡轮起动机在发动机转速为3000rpm时的输出扭矩Mst＝9549*103.08/3000＝328.1N.m；经台架测试标定cosΦ＝1，η液压泵＝0.8；测得发电机电流、电压分别为U＝200V，I＝20A，计算涡轮输出功率Pd＝UI＝4kW；测得液压泵输出功率Py＝Wf*(pout-pin)*η液压泵＝10kw；再根据M＝9549P/n，可以得到负载在发动机转速为3000rpm时的发电机及液压泵的负载阻力矩Mz＝9549*(4+10)/3000＝44.6N.m；
第四步：根据M总＝Mst-Mz+MT，由第三步获得的发动机起动的总扭矩为196.6N.m，则发动机起动阻力矩
MT＝M总-Mst+Mz＝196.6-328.1+44.6＝-86.9N.m；
第五步：不同转速下的阻力矩特性可重复第二步至第四步过程，从而得到N个不同的数值，优选100个数值，将所得数值去除不符实际的野值点，将不同转速下的扭矩特性进行数据拟合，可以得到不同转速下的发动机起动阻力矩特性。

Claims (7)

1.一种加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法，其特征在于，包括：
步骤S1、通过气源控制装置驱动涡轮起动机转动，由所述涡轮起动机驱动附件传动装置的齿轮轴旋转所述附件传动装置分别连接发电机和液压泵，并通过功率传动轴连接发动机传动装置，从而带动发动机传动装置及所述发电机和所述液压泵按设定时序启动及工作，所述功率传动轴上设置有扭矩测量装置；
步骤S2、标定发动机起动过程的气源条件，并利用已标定的气源条件，进行发动机起动试验；
步骤S3、获取发动机从启动到起动完成之间不同转速n发动机下的总的剩余扭矩值M总、记录环境压力p0，气源流量Wa空气、总压pt空气、总温Tt空气；
步骤S4、确定航空发动机启动阻力矩MT＝M总-Mst+Mz；
其中，Mst为涡轮起动机输出扭矩：
Figure FDA0003660477860000011
Mz＝9549(U*I/cosΦ+Wf*(pout-pin)*η液压泵)/n发动机
πC＝ptATS/p0
其中，Cp为常数，η空气为空气管路系统效率，ηATS为涡轮起动机效率，ptATS涡轮起动机入口总压，η传动为传动系统效率，U为发电机的输出电压，I为发电机的输出电流，cosΦ为发电机的功率因数，pout为出口油压，pin为进口油压，η液压泵为液压泵的效率，Wf为液压油流量，πC为落压比，Mz为负载阻力矩。
2.如权利要求1所述的加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法，其特征在于，步骤S2中，获取发动机起动控制计划和时序，按照所述发动机起动控制计划和时序进行发动机起动试验。
3.如权利要求2所述加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法，其特征在于，步骤S2中，标定发动机起动过程的气源条件包括标定气源的流量、温度、压力、空气涡轮起动机各项参数、空气管路、控制阀参数、发电机和液压泵特性进行参数以及扭矩测量装置参数。
4.如权利要求1所述的加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法，其特征在于，所述涡轮起动机为空气涡轮起动机。
5.如权利要求1所述的加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法，其特征在于，步骤S4中，计算N个MT值，拟合发动机启动阻力矩与发动机转速函数关系图。
6.如权利要求5所述的加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法，其特征在于，在步骤S4之前，去除MT值中的野值点。
7.如权利要求5所述的加载条件下的航空发动机起动阻力矩测量方法，其特征在于，步骤S4中，N取值为80～120。
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