温度畸变部件试验标定方法与流程

本发明涉及航空发动机制造，特别地，涉及一种温度畸变部件试验标定方法。

背景技术：

1、为了保证发动机在特定工况下能够可靠运行，不会对发动机的工作产生不利影响，中国民用航空局适航规章《航空发动机适航规定》(ccar-33-r2)明确规定了极限的进气畸变或进气温度，不得引起发动机喘振或失速。进气温度畸变指标的确定是整机温度畸变试验的难题。

2、温度畸变发生器是航空发动机研制过程中评定发动机气动稳定性的重要设备之一，要求其能准确模拟各类温度畸变源的工作范围。温度畸变指标通常是评价温度畸变强度的重要指标，而温度畸变指标需要通过温度探针测量发动机进口温度场。对于功率前输出结构轴向进气的航空涡轴发动机，由于需要水力测功器吸收和测量涡轴发动机功率，发动机前端轴向空间有限，增加温度测试阶段较为困难，且在发动机进口前布置探针会引起不必要的进气损失。

技术实现思路

1、本发明提供了一种温度畸变部件试验标定方法，以解决现有技术中直接在发动机进气口布置探针会阻碍气流造成进气损失的技术问题。

2、发明提供一种温度畸变部件试验标定方法，包括如下步骤：

3、s100，搭建航空涡轴发动机温度畸变部件试验系统，航空涡轴发动机温度畸变部件试验系统包括气流加热装置、温度畸变发生器以及测试系统；

4、s200，将经气流加热装置加热过后的气流导入温度畸变发生器，使气体通过畸变发生器后进入测试段；

5、s300，通过测试系统进行温度测量，获取测试段流道内沿周向分布的多个检测位置的温度数据；

6、s400，根据温度数据计算获取平均总温tt2000；

7、s500，根具温度数据和平均总温tt2000计算获得畸变极限tc120。

8、可选的，步骤s300中，检测位置沿流道周向均匀检测分布有36处，相邻检测位置之间间隔10°；步骤s400中，平均总温tt2000为36处检测位置检测温度的平均值。

9、可选的，步骤s500中，畸变极限tc120的计算公式为tt2000是平均总温是流道内任一120°扇形区的最大平均总温。

10、可选的，还包括如下步骤：

11、s600，根据不同热流流量和进气流量设定多个检测参数，在不同检测参数下分别进行测量，并计算获取畸变极限tc120，将所有检测参数下的冷气热气比例进行计算，得到冷热气比与tc120的对照曲线，将对照曲线拟合为三次多项式公式：y＝a+bx+cx2+dx3,公式中，x是冷气与热气的比例，a、b、c、d分别为拟合常数，该公式为15℃标准气温获得。

12、可选的，还包括如下步骤：s700，利用大气温度对拟合系数a进行修正，修正公式为公式中λ为常数。

13、可选的，所述测试系统包括测试段以及驱使测试段旋转的驱动组件，测试段上设置有测温探针，步骤s300中，通过驱动组件驱使测试段旋转，以对流道内沿周向分布的多个检测位置进行温度检测。

14、可选的，所述测试段一端连接有前安装边组件，测试段另一端连接有后安装边组件，前安装边组件与温度畸变发生器连接，后安装边组件连接有扩张段组件和排气锥。

15、可选的，热流流量选取50g/s、70g/s、90g/s、110g/s四组参数，进气流量选取3kg/s、3.4kg/s、3.8kg/s、4.1kg/s、4.5kg/s、5kg/s六组参数，热流流量和进气流量组合得到24组检测参数。

16、可选的，所述温度畸变发生器包括进气外环、进气内环以及热流支板；所述进气内环一端用于与承力筒安装边连接，进气内环另一端形成有凸环；所述进气外环套设于进气外环上，进气外环与进气内环之间形成气体通道，进气外环靠近凸环的一端向外形成有翻边，进气外环外壁沿周向均匀间隔设置有多个安装台；所述热流支板安装于所述安装台上，且热流支板沿进气外环的径向穿过进气外环伸入气体通道内，热流支板位于进气外环外侧的一端用于与高温气源连接，热流支板位于进气外环内侧的一端开设有出气孔，进气主气流通过进气内环和进气外环间的环形流道进入测试段，进气热流通过热流支板进入流道与主气流形成掺混。

17、可选的，所述驱动组件通过齿轮传动驱动测试段旋转。

18、综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：

19、1.采用部件标定方法，发动机上不进行额外测点布置，不会由于温度探针堵塞发动机进口截面产生额外的压力损失影响发动机性能，能够提升检测的精度；

20、2.通过对周向分布的多个检测位置进行温度测量，能够获取更多的温度数据，详细描述发动机进口畸变温度场；

21、3.温度畸变标定方法建立tc120和冷热气量比例以及大气温度间的关系，保证发动机在各种大气环境下试验均可准确模拟温度畸变指标。

22、除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

技术特征：

1.一种温度畸变部件试验标定方法，其特征在于，包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述的温度畸变部件试验标定方法，其特征在于：

3.根据权利要求2所述的温度畸变部件试验标定方法，其特征在于：

4.根据权利要求3所述的温度畸变部件试验标定方法，其特征在于，

5.根据权利要求4所述的温度畸变部件试验标定方法，其特征在于，

6.根据权利要求1所述的温度畸变部件试验标定方法，其特征在于：

7.根据权利要求6所述的温度畸变部件试验标定方法，其特征在于：

8.根据权利要求4所述的温度畸变部件试验标定方法，其特征在于：

9.根据权利要求1所述的温度畸变部件试验标定方法，其特征在于：

10.根据权利要求6所述的温度畸变部件试验标定方法，其特征在于：

技术总结
本申请公开了一种温度畸变部件试验标定方法，属于航空发动机制造技术领域，其包括如下步骤：S100，搭建航空涡轴发动机温度畸变部件试验系统，航空涡轴发动机温度畸变部件试验系统包括气流加热装置、温度畸变发生器以及测试系统；S200，将经气流加热装置加热过后的气流导入至温度畸变发生器，使气体通过畸变发生器后进入测试段；S300，通过测试系统进行温度测量，获取测试段流道内沿周向分布的多个检测位置的温度数据；S400，根据温度数据计算获取平均总温Tt2000；S500，根据温度数据和平均总温Tt2000计算获得畸变极限TC<subgt;120</subgt;。本申请具有在进行温度畸变标定时不易造成进气损失，试验精度较高的效果。

技术研发人员：赵思瑞,马俊,黄凯文,蔡明先,姚涓
受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/4/22