一种航空发动机整机超温试验涡轮前温度的监测方法与流程

1.本技术属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机整机超温试验涡轮前温度的监测方法。


背景技术：

2.发动机在使用过程中可能由于控制系统失灵或其他原因导致热端部件温度超过最高允许的燃气温度，因此新型航空涡喷/涡扇发动机在飞行前的规定试验和定型的结构试验中，需要进行超温试验，以验证发动机旋转件的结构完整性及热端部件结构强度，为航空发动机在超温后继续使用提供试验依据，该方式可以极大地提高配装单发发动机的飞机使用安全。
3.超温试验是相关标准中规定的试验项目，标准中规定“超温试验应在至少超过第一级涡轮转子进口稳态最高允许燃气温度45℃，及在不低于稳态最高允许转速下至少工作5min，试验后零件和组件的尺寸在允许的极限内，且没有即将失效的迹象，即认为试验满意地完成”。
4.虽然相关标准中对超温试验有具体的指标要求，但对第一级涡轮转子进口稳态最高允许燃气温度的监测方法未做出明确规定。随着现代航空发动机的性能逐渐提高，发动机超温状态时第一级涡轮转子进口温度测量位置的温度、压力都非常高，加之结构空间等限制，无法对该截面温度进行直接测量，不利于整机超温考核试验的开展。


技术实现要素：

5.本技术的目的是提供了一种航空发动机整机超温试验涡轮前温度的监测方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
6.本技术的技术方案是：一种航空发动机整机超温试验涡轮前温度的监测方法，所述监测方法包括：
7.根据高压涡轮做功平衡方程和低压涡轮做功平衡方程得到高压涡轮的第一级涡轮转子进口温度与高压涡轮转子出口温度的关系以及低压涡轮的低压涡轮进口温度与涡轮后排气温度的关系，其中高压涡轮转子出口温度等于低压涡轮进口温度，将第一级涡轮转子进口温度及涡轮后排气温度做比得到比例系数；
8.建立包含超温状态下涡轮后排气温度与第一级涡轮转子进口温度及比例系数的关系式，并测量得到发动机超温状态时涡轮后排气温度，通过所述关系式及超温状态时涡轮后排气温度的测量值得到超温状态下端第一级涡轮转子进口温度，从而实现对超温状态下的第一级涡轮转子进口温度的监测。
9.进一步的，所述高压涡轮做功平衡方程为：
[0010][0011]
式中，为高压涡轮平均比热；
[0012]
t
41
为第一级涡轮转子进口温度；
[0013]
t
45
为高压涡轮转子进口温度；
[0014]
κ4为高压涡轮比热比；
[0015]
π
th
为高压涡轮膨胀比；
[0016]
η
th
为高压涡轮效率。
[0017]
进一步的，所述高压涡轮的第一级涡轮转子进口温度与高压涡轮转子出口温度的关系为：
[0018]
式中，y1为与高压涡轮膨胀比有关的系数，
[0019]
进一步的，所述低压涡轮做功平衡方程为：
[0020][0021]
式中，为低压涡轮平均比热；
[0022]
t6为涡轮后排气温度；
[0023]
κ
45
为低压涡轮平均比热；
[0024]
π
tl
为低压涡轮膨胀比；
[0025]
η
tl
为低压涡轮效率。
[0026]
进一步的，所述低压涡轮的低压涡轮进口温度与涡轮后排气温度的关系为：
[0027]
式中，y2为与低压涡轮膨胀比有关的系数，
[0028]
进一步的，所述比例系数
[0029]
进一步的，包含超温状态下涡轮后排气温度与第一级涡轮转子进口温度及比例系数的关系式为：t
6.mb
＝t
41.mb
/k
cw.a8
[0030]
式中，t
6.mb
为超温状态下涡轮后排气温度目标测量值；
[0031]
t
41.mb
为超温状态下第一级涡轮转子进口温度目标监测值；
[0032]kcw.a8
为相应喷口面积a8下的涡轮后排气温度t6与第一级涡轮转子进口温度t
41
的对应系数。
[0033]
本技术中针对超温试验时第一级涡轮转子进口温度t41无法直接测量问题提出了超温状态下第一级涡轮转子进口温度的间接监测方法，从而实现监测涡轮后排气温度对第一级涡轮转子进口温度进行表征，从而避免了直接测量超温状态下第一级涡轮转子进口温度而安装测量受感部破坏发动机原有结构，减小了发动机被考核的热端部件额外的试验风险及对试验结果的影响，有利于整机超温考核试验的顺利完成。
附图说明
[0034]
为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
[0035]
图1为本技术的监测方法示意图。
[0036]
图2为本技术一实施例中的涡扇发动机截面示意图。
[0037]
图3为本技术中不同喷口面积下t
41
/t6与大气温度t1的关系曲线图。
具体实施方式
[0038]
为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0039]
如图1所示，本技术提供的航空发动机超温试验涡轮前温度的间接监测方法，包括如下步骤：
[0040]
s1、根据高压涡轮做功平衡方程和低压涡轮做功平衡方程得到高压涡轮的第一级涡轮转子进口温度t
41
与高压涡轮转子出口温度t
45
的关系，及低压涡轮的低压涡轮进口温度(即高压涡轮转子出口温度t
45
)与涡轮后排气温度t6的关系，将第一级涡轮转子进口温度t
41
及涡轮后排气温度t6做比值得到两者的比例系数。
[0041]
如图2所示为典型的航空发动机部件组成及截面标识示意图，航空发动机沿气流流向依次包括风扇10、压气机20、燃烧室30、高压涡轮40、低压涡轮50及喷管60，风扇10的前端为发动机进口1及风扇进口2，高压涡轮40的前端为高压涡轮进口41、后端为高压涡轮出口45，高压涡轮出口45同时为低压涡轮50的进口，低压涡轮50的后端为涡轮后排气出口6，喷管60尾部为发动机喷口截面8。
[0042]
当发动机进口温度t1一定时，由高压涡轮做功平衡可得：
[0043][0044]
将式(1)化简可得：
[0045]
式中，为高压涡轮平均比热；
[0046]
κ4为高压涡轮比热比；
[0047]
π
th
为高压涡轮膨胀比；
[0048]
η
th
为高压涡轮效率；
[0049]
y1为与高压涡轮膨胀比有关的系数，
[0050]
由低压涡轮做功平衡可得：
[0051][0052]
将式(3)进一步简化可得：
[0053]
式中，为低压涡轮平均比热；
[0054]
κ
45
为低压涡轮比热比；
[0055]
π
tl
为低压涡轮膨胀比；
[0056]
η
tl
为低压涡轮效率；
[0057]
y2为与低压涡轮膨胀比有关的系数，
[0058]
将式(4)与式(2)做比可得比例系数
[0059]
通过公式(5)可知，比例系数k
cw
与高、低压涡轮的落压比π有关，而发动机喷口面积a8直接影响发动机的涡轮落压比的变化，因此当发动机喷口面积a8一定时，系数k
cw
是一个确定的值。
[0060]
s2、建立超温状态下涡轮后排气温度t
6.mb
与第一级涡轮转子进口温度t
41.mb
的关系式，测量得到发动机超温状态时涡轮后排气温度t
6.mb
，并通过该关系式得到第一级涡轮转子进口温度t
41.mb
，从而实现对第一级涡轮转子进口温度t
41.mb
的监测，超温状态下涡轮后排气温度t
6.mb
与第一级涡轮转子进口温度t
41.mb
的关系式为：t
6.mb
＝t
41.mb
/k
cw.a8
；
ꢀꢀꢀ
(6)
[0061]
式中，t
6.mb
为超温状态下涡轮后排气温度目标测量值；
[0062]
t
41.mb
为超温状态下第一级涡轮转子进口温度目标监测值；
[0063]kcw.a8
为相应喷口面积a8下的涡轮后排气温度t6与第一级涡轮转子进口温度t
41
的对应系数。
[0064]
如图3所示为本技术该实施例中提供的不同发动机喷口面积a8下的t
41
/t6比值与
发动机进口温度t1的关系曲线，通过该关系曲线及涡轮后排气温度的测量，可得到能够准确表征第一级涡轮转子进口温度的监测值。
[0065]
本技术中针对超温试验时第一级涡轮转子进口温度t41无法直接测量问题提出了超温状态下第一级涡轮转子进口温度的间接监测方法，从而实现监测涡轮后排气温度对第一级涡轮转子进口温度进行表征，从而避免了直接测量超温状态下第一级涡轮转子进口温度而安装测量受感部破坏发动机原有结构，减小了发动机被考核的热端部件额外的试验风险及对试验结果的影响，有利于整机超温考核试验的顺利完成。
[0066]
以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。