申请/专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所

申请日：2024-03-15

公开（公告）日：2024-04-16

公开（公告）号：CN117890070A

主分类号：G01M9/06

分类号：G01M9/06;G01M9/04

优先权：

专利状态码：在审-公开

法律状态：2024.04.16#公开

摘要：本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种高速风洞飞机推进系统风车起动试验方法。该试验方法涉及暂冲式高速风洞、进气道及其测控装置、航空发动机、发动机台架等装置，包含发动机起动暖机，风车条件建立，推进系统风车起动，风洞流场退出和发动机关车五个试验流程。该试验方法通过风洞设备和飞机推进系统的协同控制，实现对飞机推进系统风车起动能力的考核。该试验方法解决了暂冲式高速风洞运行时间无法满足飞机推进系统试验运行时间要求的难题，相比传统相比飞行试验，该试验方法具有风险低、周期短、成本低、测量准确方便等优势。

主权项：1.一种高速风洞飞机推进系统风车起动试验方法，其特征在于，包括以下步骤：S10.发动机起动暖机；亚跨声速风洞主调压阀采用开环控制，为发动机起动和发动机暖机提供进气环境；具体过程如下：打开亚跨声速风洞快速阀，定开度打开亚跨声速风洞主调压阀，在亚跨声速风洞来流马赫数范围0.06～0.12和总进气流量范围100kgs～200kgs的条件下稳定10s后，发动机采用地面起动模式起动，根据发动机的启动特性，设定发动机起动时间；发动机起动完成，在发动机达到慢车转速后，根据发动机操作手册要求进行发动机暖机，发动机暖机时间120s~180s；S20.风车条件建立；高速风洞建立试验所需模拟的马赫数条件和海拔条件流场，同时飞机推进系统达到发动机风车起动前所需的转速条件；具体过程如下：将发动机加速到转速n，n为66%的额定转速，稳定10s后，发动机断油停车，发动机在旋转惯性的作用下，转速开始下降；在发动机转速下降过程中，风洞开启引射器的引射调压阀和主调压阀，建立试验所需的马赫数和海拔高度条件；当风洞流场稳定后，发动机达到风车运转状态，发动机转速逐渐稳定；S30.飞机推进系统风车起动；飞机推进系统风车起动，在50s内完成，具体步骤如下：S31.发动机因为异常原因或是人为制造的故障导致发动机燃烧室火焰熄灭，发动机无法持续产生推力；S32.系统、飞行员或者试验人员发现发动机熄火；S33.发动机惯性起动失败或者发动机转速下降于惯性起动最低起动转速；S34.飞行员打开风车起动电门，发动机进入风车起动流程；S35.发动机收到风车起动指令后，按照风车起动程序和控制率进行喷油、点火、增加转速、控制导叶和喷口面积操作；S36.在设定时间内，发动机达到设计起动转速则判定风车起动成功，将发动机控制权交给飞行员或者试验人员，设定时间内发动机达不到设计起动转速则判定起动失败，发动机断油；S40.风洞流场退出；具体过程如下：飞机推进系统风车启动成功后，在15s内，先调整发动机和进气道状态，将发动机调整到转速n，转速n为低压转子60%～66%的额定转速，对于小涵道比双转子涡扇发动机，转速n下发动机具有最高的稳定裕度；同时调整进气道调节板位置，保证进气道流量与发动机转速n下的流量匹配，再稳定10s；然后，在30s内，先缓慢关闭引射调压阀，再缓慢关闭主调压阀；同时主调压阀预留100kgs～200kgs的流量为发动机冷机和关车做准备；S50.发动机关车；具体过程如下：根据发动机使用手册要求，首先完成发动机冷机，在发动机冷机转速稳定工作120s后，发动机正常断油关车；当发动机停止运转即转速不再下降后，再关闭风洞快速阀和主调压阀，完成亚跨声速风洞进发耦合系统全部试验测试。

全文数据：

权利要求：

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