涡轮进口温度的计算精度提高方法、系统及存储介质与流程

1.本技术属于发动机领域，具体涉及一种涡轮进口温度的计算精度提高方法、系统及存储介质。


背景技术：

2.航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，常见的航空发动机包括活塞式航空发动机和燃气涡轮发动机。在燃气涡轮发动机中，由压气机、燃烧室和驱动压气机的燃气涡轮组成发动机的核心机。
3.为了对航空发动机的设计情况进行验证，需要开展大量的试验，通过对试验结果的分析可以判定发动机的工作状态及发动机各部件的工作情况，进而指导发动机后续的试验及改进。
4.试验过程中，涡轮进口的平均温度能够达到2000k以上。然而，受限于目前的测试技术和测试方法，还无法在核心机试车过程中对涡轮的进口温度参量进行直接测量。而涡轮进口温度又是衡量核心机性能指标和表征核心机工作状态的重要参量，因此可以对核心机涡轮进口温度进行理论计算。


技术实现要素：

5.为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本技术提供了一种涡轮进口温度的计算精度提高方法、系统及存储介质。
6.根据本技术实施例的第一方面，本技术提供了一种涡轮进口温度的计算精度提高方法，其包括以下步骤：
7.基于热平衡法建立影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式；
8.基于理论计算公式对影响因素中的各参量分别进行敏感度计算，并根据计算结果确定影响涡轮进口温度计算的主要因素；
9.根据理论计算公式和影响涡轮进口温度计算的主要因素，采用最小二乘法模型训练核心机试车数据样本点，获得涡轮进口温度的多元线性回归模型；
10.根据多元线性归回模型得到影响涡轮进口温度计算的主要因素的归一化排序结果，并根据排序结果对获取主要因素的核心机测量设备和测量方式进行改进。
11.上述涡轮进口温度的计算精度提高方法中，还包括以下步骤：增加新的试车数据样本点，重新生成多元线性回归模型，以提高核心机涡轮进口温度的预测精度。
12.上述涡轮进口温度的计算精度提高方法中，所述影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式为：
13.t4＝f(p1,t1,p
s1
,a1,t3,wf,h
μ
,ηb,p
s27
,p
s45
,w
cool
)，
14.其中，t4表示核心机涡轮进口温度；所述影响因素包括测量参量和设计参量，所述测量参量包括核心机进气道总压p1、核心机进气道总温t1、核心机进气道壁面静压p
s1
、进气道面积a1、压气机出口总温t3、燃油量wf、压气机中间级引气腔静压p
s27
和压气机中间级引气
腔出口腔静压p
s45
；所述设计参量包括航空煤油标准值h
μ
、燃烧室燃烧效率ηb和涡轮叶片冷却气量占比w
cool
。
15.进一步地，所述基于理论计算公式对影响因素中的各参量分别进行敏感度计算，并根据计算结果确定影响涡轮进口温度计算的主要因素的具体过程为：
16.在预设的基准状态下，基于影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式，单独改变影响因素中的一个参量xi，i＝1,2,
…
,10,11，其余参量固定，得到该参量xi对核心机涡轮进口温度的影响趋势及变化数值δt4；
17.根据参量xi对核心机涡轮进口温度的影响趋势及变化数值δt4，得到该参量xi对核心机涡轮进口温度的敏感度s(xi)为：
[0018][0019]
判断敏感度s(xi)是否小于敏感度阈值，并将敏感度大于或等于敏感度阈值的参量作为影响涡轮进口温度计算的主要因素。
[0020]
更进一步地，所述获得涡轮进口温度的多元线性回归模型的具体过程为：
[0021]
在核心机试车中获取各测量参量的测量结果，并确定各设计参量的数值；
[0022]
根据各测量参量的测量结果和各设计参量的数值，采用影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式，计算得到核心机涡轮进口温度；
[0023]
将影响涡轮进口温度计算的主要因素作为输入量，将核心机涡轮进口温度作为响应结果，采用最小二乘法模型训练核心机试车数据样本点，得到涡轮进口温度的多元线性回归模型。
[0024]
上述涡轮进口温度的计算精度提高方法中，所述核心机测量设备和测量方式的改进方式包括：提高传感器的加工精度、对传感器进行定期校准、开展三维流场计算，探针布局时考虑截面气流影响、试车前开展传感器气密性检查、在发动机测量截面径向和周向上增加测量点、采用弧形压力帕测量结果修正径向压力。
[0025]
上述涡轮进口温度的计算精度提高方法中，计算得到的所述涡轮进口温度用于评价发动机性能，监测发动机试车安全。
[0026]
根据本技术实施例的第二方面，本技术还提供了一种涡轮进口温度的计算精度提高系统，其包括存储器以及耦接至所述存储器的处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行上述任一项所述的涡轮进口温度的计算精度提高方法。
[0027]
根据本技术实施例的第三方面，本技术还提供了一种存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述任一项所述的涡轮进口温度的计算精度提高方法。
[0028]
根据本技术的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本技术提供的涡轮进口温度的计算精度提高方法通过建立影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式，并基于理论计算公式确定影响涡轮进口温度计算的主要因素，进而通过训练得到的多元线性回归模型对各主要因素进行归一化排序，从而根据排序结果有针对性地对获取主要因素的核心机测量设备和测量方式进行改进，提高各主要因素的测量精度，进而提高涡轮进口温度的计算精度。
[0029]
本技术提供的涡轮进口温度的计算精度提高方法能够有效地确定影响涡轮进口温度的计算精度的主要因素，从而明确的指导核心机测试方案改进方向，以获得试车中准确度较高的涡轮进口温度数值。
[0030]
本技术提供的涡轮进口温度的计算精度提高方法基于现有试车数据，获得更高状态核心机工作状态参数预测，能够减少高状态试车风险。
[0031]
应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本技术所欲主张的范围。
附图说明
[0032]
下面的所附附图是本技术的说明书的一部分，其示出了本技术的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本技术的原理。
[0033]
图1为本技术实施例提供的一种涡轮进口温度的计算精度提高方法的流程图。
具体实施方式
[0034]
为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本技术所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本技术内容的实施例后，当可由本技术内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本技术内容的精神与范围。
[0035]
本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，但并不作为对本技术的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。
[0036]
关于本文中所使用的“第一”、“第二”、
…
等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本技术，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。
[0037]
关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。
[0038]
关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。
[0039]
关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。
[0040]
某些用以描述本技术的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本技术的描述上额外的引导。
[0041]
核心机是个复杂的非线性系统，本技术发明人在研发过程中发现，涡轮进口温度理论计算与多个影响因素有关，这些影响因素需要在试车中进行测量或基于经验给定，而测量状态或给定值将影响涡轮进口温度的计算结果的准确性。
[0042]
具体地，影响因素包括测量参量和设计参量，其中，测量参量包括核心机进气道总压p1、核心机进气道总温t1、核心机进气道壁面静压p
s1
、进气道面积a1、压气机出口总温t3、燃油量wf、压气机中间级引气腔静压p
s27
和压气机中间级引气腔出口腔静压p
s45
；设计参量包括航空煤油标准值h
μ
、燃烧室燃烧效率ηb和涡轮叶片冷却气量占比w
cool
。
[0043]
如图1所示，本技术实施例提供的涡轮进口温度的计算精度提高方法包括以下步骤：
[0044]
s1、基于热平衡法建立影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式。其中，核心机涡轮进口温度的理论计算公式为：
[0045]
t4＝f(h4,w4,wf)
ꢀꢀ
(1)
[0046]
式(1)中，t4表示核心机涡轮进口温度；h4表示涡轮进口焓；w4表示涡轮进口流量；wf表示燃油量，在试车中可以测量得到。
[0047]
其中，涡轮进口焓h4为：
[0048][0049]
涡轮进口流量w4为：
[0050]
w4＝w
31
wfꢀꢀ
(3)
[0051]
式(2)和式(3)中，w
31
表示燃烧室参与燃烧的空气流量；h
31
表示燃烧室扩压器出口焓，h
31
＝f(t3)，t3表示压气机出口总温；h
μ
表示航空煤油标准值；ηb表示燃烧室燃烧效率。
[0052]
其中，燃烧室参与燃烧的空气流量w
31
为：
[0053]w31
＝w
25
*(1-w
27占比-w
cool
)
ꢀꢀ
(4)
[0054]
式(4)中，w
25
表示压气机进口流量，w
27占比
表示压气机中间级引气流量占比，w
cool
表示涡轮叶片冷却气量占比，其一般为相对固定数值。
[0055]
其中，压气机进口流量w
25
为：
[0056]w25
＝w1＝f(p1,t1,p
s1
,a1)
ꢀꢀ
(5)
[0057]
式(5)中，w1表示核心机进口流量，p1表示核心机进气道总压，t1表示核心机进气道总温；p
s1
表示核心机进气道壁面静压，a1表示进气道面积。
[0058]
压气机中间级引气流量占比w
27占比
为：
[0059]w27占比
＝f(p
s27
,p
s45
)/w
25
ꢀꢀ
(6)
[0060]
式(6)中，p
s27
表示压气机中间级引气腔静压；p
s45
表示压气机中间级引气腔出口腔静压。
[0061]
根据式(1)～式(6)可以得到影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式为：
[0062]
t4＝f(p1,t1,p
s1
,a1,t3,wf,h
μ
,ηb,p
s27
,p
s45
,w
cool
)
ꢀꢀ
(7)
[0063]
s2、基于理论计算公式对影响因素中的各参量分别进行敏感度计算，并根据计算结果确定影响涡轮进口温度计算的主要因素，其具体过程为：
[0064]
s21、在预设的基准状态下，基于影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式，单独改变影响因素中的一个参量xi，i＝1,2,
…
,10,11，其余参量固定，得到该参量xi对核心机涡轮进口温度的影响趋势及变化数值δt4。
[0065]
s22、根据参量xi对核心机涡轮进口温度的影响趋势及变化数值δt4，得到该参量xi对核心机涡轮进口温度的敏感度s(xi)为：
[0066][0067]
s23、判断敏感度s(xi)是否小于敏感度阈值，如果是，则表示该参量对涡轮进口温度计算的影响较小，忽略该参量的影响；否则，表示该参量对涡轮进口温度计算的影响较大，将该参量作为影响涡轮进口温度计算的主要因素。
[0068]
s3、根据理论计算公式和影响涡轮进口温度计算的主要因素，采用最小二乘法模型训练核心机试车数据样本点，获得涡轮进口温度的多元线性回归模型，其具体过程为：
[0069]
s31、在核心机试车中获取各测量参量的测量结果，并确定各设计参量的数值。
[0070]
s32、根据各测量参量的测量结果和各设计参量的数值，采用影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式，计算得到核心机涡轮进口温度。
[0071]
s33、将经过步骤s2处理后得到的主要因素作为输入量，将核心机涡轮进口温度作为响应结果，采用最小二乘法模型训练核心机试车数据样本点，得到涡轮进口温度的多元线性回归模型。
[0072]
如果步骤s2中存在涡轮进口温度随单影响因素的峰值点，则以该峰值点为界将多元线性回归模型拆分成两个区间。
[0073]
s4、根据多元线性归回模型得到影响涡轮进口温度计算的主要因素的归一化排序结果，并根据排序结果有针对性地对获取主要因素的核心机测量设备和测量方式进行改进，以提高测量精度，进而提高涡轮进口温度的计算精度。
[0074]
核心机测量设备和测量方式的主要改进方式包括：提高传感器的加工精度、对传感器进行定期校准、开展三维流场计算，探针布局时考虑截面气流影响、试车前开展传感器气密性检查、在发动机测量截面径向和周向上增加测量点、采用弧形压力帕测量结果修正径向压力。
[0075]
对于未测量参数，通过改装方式或部件、系统试验中获得。
[0076]
通过步骤s4获得准确度更高的涡轮进口温度数值，评价发动机性能，监测发动机试车安全。
[0077]
在上述步骤s3与步骤s4之间还包括以下步骤：
[0078]
随着试车的开展，增加新的试车数据样本点，采用步骤s3重新生成多元线性回归模型，以提高更高状态下核心机涡轮进口温度的预测精度。
[0079]
在示例性实施例中，基于本技术实施例提供的涡轮进口温度的计算精度提高方法，本技术实施例还提供了一种涡轮进口温度的计算精度提高系统，其包括存储器以及耦接至该存储器的处理器，处理器被配置为基于存储在存储器中的指令，执行本技术中任一个实施例中的涡轮进口温度的计算精度提高方法。
[0080]
其中，存储器可以为系统存储器或固定非易失性存储介质等，系统存储器可以存储有操作系统、应用程序、引导装载程序、数据库以及其他程序等。
[0081]
需要说明的是，上述实施例提供的涡轮进口温度的计算精度提高系统与涡轮进口温度的计算精度提高方法实施例属于同一构思，其具体实现过程详见方法实施例，这里不再赘述。
[0082]
在示例性实施例中，本技术实施例还提供了一种计算机存储介质，是计算机可读存储介质，例如，包括计算机程序的存储器，上述计算机程序可由处理器执行，以完成本技术中任一个实施例中的涡轮进口温度的计算精度提高方法。
[0083]
上述的本技术实施例可在各种硬件、软件编码或两者组合中进行实施。例如，本技术的实施例也可表示在数据信号处理器中执行上述方法的程序代码。本技术也可涉及计算机处理器、数字信号处理器、微处理器或现场可编程门阵列执行的多种功能。可根据本技术配置上述处理器执行特定任务，其通过执行定义了本技术揭示的特定方法的机器可读软件
代码或固件代码来完成。可将软件代码或固件代码发展表示不同的程序语言与不同的格式或形式。也可表示不同的目标平台编译软件代码。然而，根据本技术执行任务的软件代码与其他类型配置代码的不同代码样式、类型与语言不脱离本技术的精神与范围。
[0084]
以上所述仅为本技术示意性的具体实施方式，在不脱离本技术的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本技术保护的范围。