本發(fā)明涉及一種沖擊波對發(fā)動機工作影響研究的試驗方法，屬于飛行器試驗。

背景技術(shù)：

1、發(fā)動機是飛行器動力裝置中最為重要的部件之一，發(fā)動機穩(wěn)定工作運行是評估飛行器設(shè)計的重要指標(biāo)。早期的飛機采用的進(jìn)氣道方式簡單，沖擊波對進(jìn)氣道和發(fā)動機氣動特性影響較小，飛機的生存力及易損性方面主要考慮的是飛機結(jié)構(gòu)強度。而如今現(xiàn)代軍用戰(zhàn)斗機和高隱身無人作戰(zhàn)飛機多采用復(fù)雜構(gòu)型的大s彎蛇形進(jìn)氣道，其內(nèi)部穩(wěn)、動態(tài)氣動載荷問題突出，發(fā)動機穩(wěn)定工作時對進(jìn)氣道畸變等氣動特性參數(shù)要求較高。

2、沖擊波對發(fā)動機氣動特性影響主要是在飛機外部結(jié)構(gòu)不受破壞的情況下，沖擊波超壓對進(jìn)氣道流路和發(fā)動機入口處的流場產(chǎn)生變化。流場產(chǎn)生的變化對發(fā)動機壁面、葉片等部件載荷和畸變會產(chǎn)生直接的影響：第一會導(dǎo)致飛行器進(jìn)氣道入口流場變化，引起進(jìn)氣道各截面的氣流參數(shù)分布不均勻，改變進(jìn)氣道動態(tài)畸變，進(jìn)而影響發(fā)動機及其部件性能，可能會對發(fā)動機穩(wěn)定工作帶來影響，這也是飛機研制單位關(guān)心的飛行器應(yīng)用問題。第二是改變了進(jìn)氣道管道和發(fā)動機內(nèi)外載荷變化，可能造成結(jié)構(gòu)變形和損傷，會嚴(yán)重影響飛機安全和使用。

3、因此，亟需提出一種沖擊波對發(fā)動機工作影響研究的試驗方法，以解決上述技術(shù)問題。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明研發(fā)目的是為了解決研究沖擊波對進(jìn)氣道和發(fā)動機工作狀態(tài)的影響的問題，為通過試驗技術(shù)評估沖擊波對航空飛行器進(jìn)氣系統(tǒng)穩(wěn)定性和安全性設(shè)計提供技術(shù)支撐，在下文中給出了關(guān)于本發(fā)明的簡要概述，以便提供關(guān)于本發(fā)明的某些方面的基本理解。應(yīng)當(dāng)理解，這個概述并不是關(guān)于本發(fā)明的窮舉性概述。它并不是意圖確定本發(fā)明的關(guān)鍵或重要部分，也不是意圖限定本發(fā)明的范圍。

2、本發(fā)明的技術(shù)方案：

3、一種沖擊波對發(fā)動機工作影響研究的試驗方法，包括：

4、步驟1，在試驗現(xiàn)場中設(shè)置有進(jìn)氣道模型，沖擊波發(fā)生裝置通過安裝支架安裝于進(jìn)氣道模型前方；

5、步驟2，進(jìn)氣道模型上具有進(jìn)氣道流路，進(jìn)氣道流路后方設(shè)置有發(fā)動機，發(fā)動機上具有發(fā)動機葉片；

6、步驟3，在進(jìn)氣道流路后方的出口處安裝進(jìn)氣道出口動靜壓測量耙，在進(jìn)氣道模型的入口、進(jìn)氣道流路的沿程以及發(fā)動機上皆安裝動態(tài)傳感器；

7、步驟4，調(diào)試發(fā)動機，保證試驗時其整體運轉(zhuǎn)正常；

8、步驟5，調(diào)試沖擊波發(fā)生裝置，使沖擊波發(fā)生裝置發(fā)出的沖擊波能在進(jìn)氣道模型入口位置產(chǎn)生所需要達(dá)到的超壓值；

9、步驟6，試驗時，運轉(zhuǎn)發(fā)動機，使發(fā)動機葉片達(dá)到試驗所需轉(zhuǎn)速，在進(jìn)氣道流路形成固定的流量；

10、步驟7，動態(tài)傳感器開始動態(tài)數(shù)據(jù)采集；

11、步驟8，待進(jìn)氣道模型入口至發(fā)動機出口的整個流場穩(wěn)定后，沖擊波發(fā)生裝置產(chǎn)生沖擊波，完成動態(tài)數(shù)據(jù)采集，結(jié)束試驗，獲取沖擊波對進(jìn)氣道模型和發(fā)動機的動態(tài)壓力數(shù)據(jù)；

12、步驟9，如有多個發(fā)動機工作狀態(tài)和不同沖擊波超壓狀態(tài)，相應(yīng)地重復(fù)上述步驟4-8，獲取不同發(fā)動機工作狀態(tài)和不同沖擊波超壓狀態(tài)下，沖擊波對進(jìn)氣道模型和發(fā)動機的動態(tài)壓力數(shù)據(jù)；

13、步驟10，通過分析發(fā)動機上動態(tài)傳感器獲取的壁面載荷試驗數(shù)據(jù)、發(fā)動機運轉(zhuǎn)工作數(shù)據(jù)和發(fā)動機工作狀態(tài)，研究沖擊波對進(jìn)氣道流路載荷和發(fā)動機工作的影響。

14、優(yōu)選的：在進(jìn)氣道模型的入口、進(jìn)氣道流路的沿程安裝的動態(tài)傳感器測量進(jìn)氣道流路入口超壓和進(jìn)氣道流路壁面載荷，在進(jìn)氣道流路后方的出口處安裝進(jìn)氣道出口動靜壓測量耙測量進(jìn)氣道流路出口的動態(tài)畸變，在發(fā)動機上安裝的動態(tài)傳感器測量沖擊波對發(fā)動機壁面帶來的載荷變化。

15、優(yōu)選的：所述步驟10中研究沖擊波對進(jìn)氣道流路載荷和發(fā)動機工作的影響的步驟包括：

16、步驟10.1，觀察發(fā)動機是否存在發(fā)生熄火或故障；

17、步驟10.2，判斷發(fā)動機是否處于失穩(wěn)狀態(tài)；

18、步驟10.3，壓氣機的流量系數(shù)：

19、；

20、式中，為發(fā)動機的進(jìn)口氣流的軸向速度；u為發(fā)動機的轉(zhuǎn)子平均半徑處的切向速度，根據(jù)壓氣機的流量系數(shù)判斷失穩(wěn)狀態(tài)，即若該型號發(fā)動機某一級壓氣機或風(fēng)扇進(jìn)口流量系數(shù)范圍小于該型號發(fā)動機臨界失穩(wěn)點的流量系數(shù)則為失穩(wěn)狀態(tài)；

21、步驟10.4，根據(jù)各發(fā)動機的運轉(zhuǎn)要求判定以下動態(tài)參數(shù)是否超標(biāo)：

22、計算動態(tài)傳感器測量的動態(tài)壓力隨時間的平均值，如下：

23、；

24、式中，t為有效樣本時間長度；n為每個動態(tài)傳感器的編號，為第n路動態(tài)傳感器隨時間采集的總壓；

25、獲得動態(tài)脈動壓力方差，如下：

26、；

27、獲得脈動壓力標(biāo)準(zhǔn)均方根值，如下：

28、；

29、計算單湍流度，如下：

30、；

31、式中，為進(jìn)氣道出口壓力平均值；

32、得到平均湍流度，如下：

33、；

34、式中，k為動態(tài)傳感器的數(shù)量；

35、通過最終獲得的平均湍流度判定沖擊波4對進(jìn)氣道流路7載荷和發(fā)動機9工作的影響。

36、本發(fā)明具有以下有益效果：

37、1.本發(fā)明可模擬出沖擊波對進(jìn)氣道和真實發(fā)動機一體化下，不同工作狀態(tài)下的影響，通過試驗評估沖擊波對航空飛行器動力系統(tǒng)穩(wěn)定性和安全性，實施簡單，容易實現(xiàn)，試驗場所不受限制，適用性廣；

38、2.本發(fā)明可研究沖擊波對進(jìn)氣道和發(fā)動機工作狀態(tài)的影響，為通過試驗技術(shù)評估沖擊波對航空飛行器進(jìn)氣系統(tǒng)穩(wěn)定性和安全性設(shè)計提供技術(shù)支撐。

技術(shù)特征：

1.一種沖擊波對發(fā)動機工作影響研究的試驗方法，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種沖擊波對發(fā)動機工作影響研究的試驗方法，其特征在于：在進(jìn)氣道模型（5）的入口、進(jìn)氣道流路（7）的沿程安裝的動態(tài)傳感器（6）測量進(jìn)氣道流路（7）入口超壓和進(jìn)氣道流路（7）壁面載荷，在進(jìn)氣道流路（7）后方的出口處安裝進(jìn)氣道出口動靜壓測量耙（8）測量進(jìn)氣道流路（7）出口的動態(tài)畸變，在發(fā)動機（9）上安裝的動態(tài)傳感器（6）測量沖擊波（4）對發(fā)動機（9）壁面帶來的載荷變化。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種沖擊波對發(fā)動機工作影響研究的試驗方法，其特征在于：所述步驟10中研究沖擊波（4）對進(jìn)氣道流路（7）載荷和發(fā)動機（9）工作的影響的步驟包括：

技術(shù)總結(jié)
一種沖擊波對發(fā)動機工作影響研究的試驗方法，屬于飛行器試驗技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明利用進(jìn)氣道模型、真實發(fā)動機和沖擊波模擬技術(shù)，針對沖擊波超壓的特點，結(jié)合動態(tài)傳感器的使用，模擬進(jìn)氣道流路入口外流場沖擊波產(chǎn)生的超壓壓力與進(jìn)氣道流路和發(fā)動機內(nèi)流場載荷及畸變的動態(tài)變化，實現(xiàn)在爆炸沖擊波影響下，模型進(jìn)氣道流路和發(fā)動機內(nèi)表面氣動載荷、畸變等參數(shù)測量以及發(fā)動機能否穩(wěn)定工作。通過研究重要參數(shù)的變化和發(fā)動機工作狀態(tài)，分析沖擊波對發(fā)動機穩(wěn)定工作的影響。

技術(shù)研發(fā)人員：廖虹,馮劍,徐建冬,馬曉光
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽空氣動力研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/10/21