一种计算引入航空发动机内引气流量的方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及发动机技术领域，特别是涉及一种计算引入航空发动机内引气流量的 方法、航空发动机附件加温系统中的喷口直径计算方法、航空发动机附件加温系统中的降 温管路的直径计算方法及验证航空发动机附件加温系统的方法。
【背景技术】
[0002] 随着社会的进步和经济的发展，飞机进入高寒地区工作的机会也越来越多，由于 低温环境，影响发动机的工作，使发动机不能正常起动。除非机场具备必要的专用地面加温 设备以及辅助的设施，但这并不是所有的机场的都具备的。因此需求一种发动机机载的加 温设备。
[0003] 发动机表面分布这大量的管路和电缆以及附件等，同时还受飞机结构的限制，这 就要求加温系统结构紧凑。同时，飞机自带的气源温度较高，直接加热将会损坏发动机电缆 和传感器，这就要求对气源进行降温，而温度过低又影响加温效果。
[0004] 因此，需要设计机载加温系统，而在设计机载加温系统之前，首先要确定在预设的 加热时间以及想要加热的温度条件下，引入航空发动机内引气流量的多少。
[0005] 目前，尚无飞机在高寒地区机载加温系统设计方法的资料。
[0006] 因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
【发明内容】
[0007] 本发明的目的在于提供一种计算引入航空发动机内引气流量的方法来克服或至 少减轻现有技术的中的至少一个上述缺陷。
[0008] 为实现上述目的，本发明提供一种计算引入航空发动机内引气流量的方法，所述 计算引入航空发动机内引气流量的方法包括如下步骤：步骤1 :获取发动机短舱的结构参 数和材料参数，发动机内的附件的质量和材料参数以及飞机气源的参数；步骤2 :根据上述 数据以及预计加热时间，通过公式计算总预计热量；步骤3 :根据所述总预计热量，通过公 式计算引入航空发动机内引气流量。
[0009] 优选地，所述发动机短舱的结构参数具体为短舱的体积参数；所述发动机短舱内 的材料参数具体为：导热系数；所述发动机内的附件包括：机匣、转子、静子、支撑转子的支 点、滑油箱、转接齿轮箱；所述发动机内的附件的质量和材料参数具体为：机匣外径、机匣 质量、机匣比热、转子质量、转子比热、静子质量、静子比热、支撑转子的支点的质量、支撑转 子的支点的比热、滑油箱的质量、滑油箱的比热、转接齿轮箱的质量、转接齿轮箱的比热；所 述飞机气源的参数包括：飞机气源的温度以及飞机气源的压力。
[0010] 优选地，所述总预计热量为：Q总=Q混+Q附件+Qwm +Qs*;其中，Q s为短舱内冷空气 吸热量，Qpt#为短舱内附件吸热量、Qttisrt为短舱向发动机内部的传热损失，Qfi?为短舱向外 部传热损失；
[0011] Q附件=Q油+Q钢+Q其他=(C油m油+C金属m金属+C其他m其他）Δ t ;其中Q为热M，C为相应 的比热容，m为相应的质量，△ t为温度差，为电器元器件的质量等；
[0012] Q混= m*cp*A t ;其中，W =|九<,,,-瓜/,5)*/ ,其中，din为短舱内径，(1_为机匣外 4 径，1为短舱长度，A t为滑油附件要求温度与环境温度的温度差；m为短舱内的空气质量；
[0013] Q机匣内=m机匣。机匣Δ t+m转子C转子Δ t+m静子C静子Δ t+m支点C支点Δ t+m其他C其他Δ t ;m其 为机匣支板内的管路，C为相应的比热容，m为相应的质量，Δ t为温度差；
实中，Φ为最大散热功率，t2为要求 的温度，^为短舱内径，r 2为短舱外径，λ为热导率，1为短舱长度，T为加热时间，Δ t为 温度差。
[0015] 优选地，所述步骤3中的计算引入航空发动机内引气流量的公式为： To = Q6/ (CwsfiAi)，其中，二为引气流量，C高温为高温气体的比热，At为温度差。
[0016] 本发明还提供了一种航空发动机附件加温系统中的喷口直径计算方法，所述航空 发动机附件加温系统中的喷口直径计算方法包括如下步骤：
[0017] 步骤1，获取如上所述的引入航空发动机内的总热量；
[0018] 步骤2 :通过公式获取所述步骤1中的航空发动机的气流马赫数、气流速度系数以 及气流量系数；
[0019] 步骤2 :根据预加热时间，以及所述步骤1以及所述步骤2中的数据，通过公式计 算加温系统的喷口的直径。
[0020] 优选地，所述气流马赫数：
[0021] 气流速度系数：
[0022] 气流量系数：
[0023] 喷口面积：
[0025] 喷口直径：
;其中，Ma为气流马赫数，q(入）为气流系数，T为气体总温（K)
[0027] Pth为气体总压（kPa)
[0028] Psh为气体静压（kPa)
[0029] k为比热比（气源比热与舱内气体比热之比）；
[0030] Tt为喷口处环境温度；
[0031] A。为喷口面积；
[0032] d为喷口直径。
[0033] 本发明还提供了一种航空发动机附件加温系统中的降温管路的直径计算方法，所 述航空发动机附件加温系统中的降温管路的直径计算方法包括如下步骤：
[0034] 步骤1 :获取如上所述的引入航空发动机内引气流量；
[0035] 步骤2 :根据所述步骤1中的数据，通过公式计算流量比；
[0036] 步骤3 :根据所述步骤2中的数据，通过公式计算主次流截面面积；
[0037] 步骤4 :通过所述步骤1至步骤3中的数据，通过公式计算降温管路截面面积；
[0038] 步骤5 :根据所述降温管路截面面积，计算所述降温管路直径。
[0039] 优选地，所述步骤1至所述步骤5中的公式具体如下：
[0040] 流量比Φ :
[0042] 其中，ms为引气质量，mp冷气质量；T为引入高温气体温度，T限为所有附件中能承 受的最高温度中的最小值，T环境为附件舱内的环境温度。
[0043] 主次流截面面积：
[0045] 其中 < 为引气总压，I；为冷气总温，$为冷气总压，冗为引气总温，q( As)， q ( λ p)可参照气流量起算；
[0046] 降温管路的直径：
[0047] 降温管路的直径的截面面积：
[0048] An= A s+A〇
[0049] 引射管直径：
[0051] 本发明还提供了一种验证航空发动机附件加温系统的方法，所述验证航空发动机 附件加温系统的方法适用于如上所述计算航空发动机附件加温总功率的方法所加温的航 空发动机，所述验证航空发动机附件加温系统的方法包括如下步骤：
[0052] 步骤1 :获取高温气体在开关阀门后的总压，静压，总温，以及在喷□处的总温。
[0053] 步骤2 :通过公式进行计算，以获取计算加热与实际加热的偏差；
[0054] 步骤3 :根据偏差程度，重复如权利要求8或权利要求9中的步骤，从而调整航空 发动机附件加温系统中的降温管路的直径。
[0055] 优选地，所述的具体计算如下：
[0056] 有效流通面积：
[0057] 气流实际流量
[0058] 理论流量：
[0059] 实际与理论流量偏差：Δ = maHI_maH
[0060] 偏差量平均：n = A/maHI(% );其中，d为引气管路直径（mm);其中R为气体常 数，单位质量流体的质量力。
[0061] 在本发明的计算引入航空