基于涡轮导向器喉道流量函数法的发动机进口空气流量计算

发动机性能飞行试验中,关键因素之一是确定发动机进口空气流量。考虑到发动机空中性能确定是一个非常复杂的过程,在飞行试验中,应准备多种方案互为备份,以防止某一特定方案由于若干测量参数失效而无法使用。所以,本文参考和改进了应用于国外某大涵道比发动机的高压涡轮导向器喉道截面流量函数计算法,根据地面台架校准试验,获取基于小涵道比涡扇发动机的高压涡轮导向器喉道无量纲组合参数,将其应用到飞行试验中,利用能量守恒和流量守恒,即可得到发动机进口空气流量。计算结果显示,与Gasturb软件计算结果吻合度高。最后,进行了参数敏感性分析,确定出试验中测量需求精度高的参数,这对小涵道比发动机试飞以及性能确定有很重要的意义。

基于高导流量特性的发动机性能评估方法

在发动机性能分析中,高压涡轮导向器的冷却用气流量与压气机进口流量的比值为固定值。而实际涡轮冷却用气流量会受到冷气流路进出口压差、流通面积、流阻等因素的影响而发生变化,使发动机性能仿真精度与实际性能存在偏差。为进一步提高发动机的性能仿真精度,提出了一种基于高压涡轮导向器流量特性的建模方法,并以此完善了核心机性能计算模型,利用该模型对某型核心机性能参数进行计算。计算结果表明:对某型核心机,在考虑高导流量特性后,实际高导冷气量减少,且冷气量对冷气流路总压恢复系数的变化较为敏感。在核心机性能计算中采用高导冷气流量修正后,燃烧室出口总温下降1%~2%,核心机温比上升0.2%~0.45%,单位循环功增大0.24%~0.48%,核心机压比和单位循环功耗油率变化较小。