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：CN117890069A

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进气道与发动机相容性评估试验方法。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、发动机台架设备等装置，包含发动机起动暖机，风洞流场建立，进气道与发动机相容性评估试验，风洞流场退出和发动机关车五个试验流程。通过风洞和发动机两者的协同控制，在地面试验中同时模拟飞机真实飞行环境和发动机运行环境，测量飞机进气道与发动机匹配特性。相比传统的进气道与发动机相容性评估与地面台架试验方法，能够直接评定飞机进气道与发动机配合后的相容特性，考核评估飞机和发动机控制策略，周期短，数据结果可靠；同时，相比传统的飞行试验则风险低、测量准确方便、成本低。

主权项：1.一种高速风洞进气道与发动机相容性评估试验方法，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，采用发动机地面起动模式进行发动机起动，50s后，完成发动机起动，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.风洞流场建立；在发动机运转的条件下，高速风洞起动，建立试验所需的亚跨声速流场，同时保证发动机和进气道稳定运行；具体过程如下：先将发动机加速到转速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，符合进气道流量要求；发动机稳定运行10s后，风洞先开启引射器的引射调压阀，降低风洞出口压力，建立试验所需模拟的海拔高度条件，在50s内完成缓慢开启主调压阀，提高来流速度，建立所需马赫数条件，试验环境达到所需高度和马赫数，主调压阀和引射调压阀进入闭环自动控制后，风洞完成亚跨声速起动，发动机、进气道和风洞都达到试验初始状态；如果建立风洞流场过程中，出现包括发动机熄火、进起动气道喘振在内的不稳定的现象，需要重新确定发动机转速和进气道调节板位置以及建立风洞流场速度，直到发动机、进气道和风洞都达到风洞流场的预定状态；S30.进气道与发动机相容性评估试验；测试亚跨声速风洞进发耦合系统的稳定性以及亚跨声速风洞与发动机之间的通信；获得发动机状态变化对风洞运行和控制参数的影响；获得风洞流场变化对发动机状态的影响；以及，在风洞流场保持不变时，进行进气道与发动机耦合系统的协同工作稳定性试验，包括进发匹配状态下的发动机油门控制策略试验、发动机运行包线考核试验和发动机惯性起动试验；S40.风洞流场退出；先调整发动机和进气道状态，将发动机调整到转速n，n为60%～66%的额定转速，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，先关闭引射调压阀，再关闭主调压阀；同时预留100kgs～200kgs的流量为发动机冷机和关车做准备；S50.发动机关车；根据发动机使用手册要求，首先完成发动机冷机，发动机在冷机转速稳定工作120s后，发动机断油关车；当发动机停止运转即转速不再下降后，稳定10s，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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