基于发动机特性的飞机需求换算方法、装置、设备及介质与流程

本技术涉及航空发动机，特别地，涉及一种基于发动机特性的飞机需求换算方法、装置、设备及介质。

背景技术：

1、直升机和涡轮螺旋桨类飞机往往会提出不同高度、温度、飞行状态下的不同功率需求，对于涡轴涡桨类发动机，最大输出功率会随高度和温度的升高而降低。但当飞机提出不同高度温度速度等状态的功率需求时，很难比较哪一个状态下的功率需求更高。

2、涡轴涡桨发动机的设计中，首先要满足飞机的功率需求，而飞机会根据其飞行包线提出不同状态下的不同功率。现有技术下通过经验选取一个设计点，发动机完成初步设计后，校核飞行包线内的其他状态点，如果不满足要求，则需重新开展设计点的参数选取工作。现有的发动机功率换算方法基于进口条件计算换算功率，是一种气动参数换算方法，在这种换算方法下，进口温度越高，换算功率越高，与发动机实际能力相反，不能代表发动机能力。因此，现有方案无法在设计初期判断所设计的状态点能否满足飞机全包线的需求，无法通过飞机需求判断出最大功率状态点来指导发动机的设计点选取。

技术实现思路

1、本技术一方面提供了一种基于发动机特性的飞机需求换算方法，以解决现有技术无法在设计初期判断所设计的状态点能否满足飞机全包线的需求，无法通过飞机需求判断出最大功率状态点来指导发动机的设计点选取的技术问题。

2、本技术采用的技术方案如下：

3、一种基于发动机特性的飞机需求换算方法，包括步骤：

4、s1、获取一型与目标发动机构型相近的并且已经开展高空台试验验证的涡轴涡桨发动机试验数据，将该型发动机定义为标尺发动机，飞机的功率需求定义为目标需求功率，满足目标需求功率的发动机定义为目标发动机；

5、s2、对数据进行预处理，得到该型发动机相同燃气发生器转速下不同高度、温度、速度下的功率特性数据；

6、s3、对所述功率特性数据进行线性拟合，得到功率随高度、温度、速度三个参数变化的特性变化斜率，并分别定义为高度系数x1、温度系数x2、速度系数x3；

7、s4、建立标尺发动机高度、速度、温度功率特性计算模型，即：

8、p＝p0+h*x1+t*x2+m*x3           (1)

9、其中，p为标尺发动机计算状态点的功率，p0为标尺发动机地面标准天且马赫数为0状态下的功率数值，h为计算状态点的高度，t为计算状态点温度与标准温度偏差，m为目标状态的飞行马赫数；

10、s5、选定一个状态点作为缩放基准点，将目标发动机及标尺发动机在缩放基准点的功率相除，获得比例系数k，按照比例系数k对特性进行缩放，获得目标需求功率换算模型：

11、pc＝ps-h*x1*k-t*x2*k-m*x3*k       (2)

12、其中，pc为目标需求功率换算到地面标准天且马赫数为0状态下的功率数值，ps为目标需求功率的实际功率数值；

13、s6、选定一个目标状态点，把目标需求功率代入需求功率换算模型，得到换算功率，所述目标状态点为地面标准天且马赫数为0时的状态；

14、s7、选取其中换算功率最大的状态点作为发动机设计点。

15、进一步地，步骤s1中，所述涡轴涡桨发动机试验数据包括发动机燃气发生器转速、功率、飞行高度、速度、温度，其中发动机的输出功率应为没有飞机引气及功率提取状态下的功率，飞行高度、速度、温度涵盖发动机的设计工作包线。

16、进一步地，步骤s2中，对数据进行预处理时，包括统一为国际单位制，所有数据保留到整数位。

17、进一步地，步骤s3中，采用最小二乘法对所述功率特性数据进行线性拟合。

18、进一步地，所述步骤s5中，选择地面标准天最大起飞状态点作为所述缩放基准点。

19、本技术另一方面还提供了一种基于发动机特性的飞机需求换算装置，包括：

20、试验数据获取模块，用于获取一型与目标发动机构型相近的并且已经开展高空台试验验证的涡轴涡桨发动机试验数据，将该型发动机定义为标尺发动机，飞机的功率需求定义为目标需求功率，满足目标需求功率的发动机定义为目标发动机；

21、数据预处理模块，用于对数据进行预处理，统一为国际单位制，所有数据保留到整数位，得到该型发动机相同燃气发生器转速下不同高度、温度、速度下的功率特性数据；

22、系数求取模块，用于对所述功率特性数据进行线性拟合，得到功率随高度、温度、速度三个参数变化的特性变化斜率，并分别定义为高度系数x1、温度系数x2、速度系数x3；

23、特性计算模型建立模块，用于建立标尺发动机高度、速度、温度功率特性计算模型：

24、p＝p0+h*x1+t*x2+m*x3           (1)

25、其中，p为标尺发动机计算状态点的功率，p0为标尺发动机地面标准天且马赫数为0状态下的功率数值，h为计算状态点的高度，t为计算状态点温度与标准温度偏差，m为目标状态的飞行马赫数；

26、目标需求功率换算模型建立模块，用于选定一个状态点作为缩放基准点，将目标发动机及标尺发动机在缩放基准点的功率相除，获得比例系数k，按照比例系数k对特性进行缩放，获得目标需求功率换算模型：

27、pc＝ps-h*x1*k-t*x2*k-m*x3*k       (2)

28、其中，pc为目标需求功率换算到地面标准天且马赫数为0状态下的功率数值，ps为目标需求功率的实际功率数值；

29、换算模块，用于选定一个目标状态点，把目标需求功率代入需求功率换算模型，得到换算功率，所述目标状态点为地面标准天且马赫数为0时的状态；

30、发动机设计点确定模块，用于选取其中换算功率最大的状态点作为发动机设计点。

31、本技术另一方面还提供了一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现所述基于发动机特性的飞机需求换算方法的步骤。

32、本技术另一方面还提供了一种存储介质，所述存储介质包括存储的程序，在所述程序运行时控制所述存储介质所在的设备执行所述基于发动机特性的飞机需求换算方法的步骤。

33、相比现有技术，本技术具有以下有益效果：

34、本技术提供了一种基于发动机特性的飞机需求换算方法，该方法基于与目标发动机构型相近的并且已经开展高空台试验验证的某型涡轴涡桨发动机的实际试验数据特性给出发动机功率的目标需求功率换算模型，通过所述目标需求功率换算模型可以更准确评估发动机实际功率能力，可以用于基于飞机需求的发动机设计，从而在发动机设计初期即可判断所设计的状态点能否满足飞机全包线的需求，并通过飞机需求判断出最大功率状态点来指导发动机的设计点选取，确保发动机完成方案设计后的结果与评估的换算功率基本一致，提高发动设计参数的准确性、可靠性，满足飞机全包线的需求。

35、除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本技术还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本技术作进一步详细的说明。