航空发动机压缩部件稳态性能录取方法与流程

1.本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机压缩部件稳态性能录取方法。


背景技术：

2.压缩部件作为航空发动机关键核心部件，其性能优劣直接决定了航空发动机的总体性能，目前能够有效获取压缩部件气动性能参数的主要手段仍然试验验证。在压缩部件试验时，通常采用录取等转速特性线的方法来评估压缩部件的性能，而特性线上各试验状态点采集的准确性则关系到压缩部件性能指标的高低。试验状态测试精度受测试传感器量程、测试管线长度及密封性、试验状态稳定性等因素影响，同时在喘振或试验故障下又需要获取及时试验数据。
3.测试传感器量程:压缩部件气动参数包括压力和温度，每一级的工作压力、温度范围不同，为确保参数测试精度，需选择最佳量程的测试传感器。
4.测试管线长度及密封性：压缩部件稳态压力的测量采用测试管线将压缩部件内部压力传递至压力扫描阀，为确保各压力信号的同步性，各通道测试管线的长度须保持一致，同时各测试管线应具有较高的密封性，确保压力扫描阀感受到的压力能够表征压缩部件内部压力。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本说明书实施例提供一种航空发动机压缩部件稳态性能录取方法，以达到确保了参数测量精度的目的。
6.本发明具体方案为：一种航空发动机压缩部件稳态性能录取方法，包括：步骤一、配置被测参数；步骤二、计算每一秒内采集的压缩部件出口总温的平均值；步骤三、每一秒对第一连续采集时间内出口总温进行一次线性拟合，获取拟合直线的斜率；步骤四、每一秒对第二连续采集时间段内的斜率的值进行判断并根据判断结果确定试验状态是否已经稳定；步骤五、当试验状态已稳定时，通过采集软件发出采集提醒；步骤六、录取压缩部件等转速特性并用于进行压缩部件的性能评定。
7.进一步地，步骤二具体为：计算每一秒内采集的压缩部件出口总温的平均值tj，tj=，其中，ta为实时采集的每个点，j为距离当前最近的第一连续采集时间段30s内的时间点，j=1～30。
8.进一步地，步骤三具体为：在设定时间x内，每一秒对第一连续采集时间内出口总温的平均值tj进行一次线性拟合，获取拟合直线的斜率kx；其中x为距离当前最近的第二连续采集时间段20s内的时间点，且x=1～20s。
9.进一步地，步骤四具体为：当压缩部件外部调节状态保持不变后，连续第二连续采集时间段内每一秒拟合的直线的斜率kx均在
±
0.002范围内时，则认为试验状态已经稳定。
10.进一步地，步骤六包括：压缩部件等转速特性线从下堵点至喘点的顺序逐点录取，状态点采用等距分布方式采集。
11.进一步地，步骤六包括：等转速特性线上试验状态稳定的状态点应包括下堵点、工作点、设计点、峰值效率点、特性线拐点和近喘点，缩小的峰值效率点、特性线拐点两侧状态点的间距。
12.进一步地，步骤六包括：当压缩部件状态点靠近喘点时，降低压缩部件试验状态的逼喘速率，直至压缩部件进入喘振。
13.与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：本发明实施例通过评估各参数测量范围和选取最佳量程传感器，通过试验状态稳定性判别方法，解决了现有方法使用范围的不足。
附图说明
14.为了更清楚地说明本技术实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
15.图1是本发明实施例的整体流程示意图。
具体实施方式
16.下面结合附图对本技术实施例进行详细描述。
17.以下通过特定的具体实例说明本技术的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本技术的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。本技术还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本技术的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
18.如图1所示，本发明实施例提供了一种航空发动机压缩部件稳态性能录取方法，包括：步骤一、配置被测参数；步骤二、计算每一秒内采集的压缩部件出口总温的平均值；步骤三、每一秒对第一连续采集时间内出口总温进行一次线性拟合，获取拟合直线的斜率；步骤四、每一秒对第二连续采集时间段内的斜率的值进行判断并根据判断结果确定试验状态是否已经稳定；步骤五、当试验状态已稳定时，通过采集软件发出采集提醒；步骤六、录取压缩部件等转速特性并用于进行压缩部件的性能评定。
19.本发明实施例通过评估各参数测量范围和选取最佳量程传感器，通过试验状态稳定性判别方法，解决了现有方法使用范围的不足。
20.上述步骤一中包括：配置采集软件，评估压力温度测量范围，并配置测试通道，同
时检查安装测试管线。
21.上述的采集软件具有：手动采集和存储功能，保存数据为点击采集功能前t1时间内采集数据的平均值；自动实时采集、存储功能，保存数据为全部采集数据；通道配置功能：实时数据显示功能，显示数据为前t2时间内采集数据的平均值；实时图谱显示功能，图谱数据来源于显示数据。
22.其中，采集软件的采样频率f1不低于5hz，在手动采集功能下，设置t1为2秒～5秒；在数据显示功能下，设置数据显示频率f2为1hz，设置t2为1秒；并且从通道表中选择电机转速为启动、停止自动实时采集功能的判据参数。设置启动自动实时采集功能的电机转速阀值为n1 ，单位为r/min，设置关闭自动实时采集功能的电机转速阀值为n2 ，单位为r/min，其中，100≤n1≤300，50≤n2≤n1-n3，n3≥20。
23.进一步地，步骤一还包括：根据压缩部件总级数n、设计总压比π，预估压缩部件平均级压比，预估方法为；根据平均级压比，预估压缩部件在试验环境下前i级最高级总压比πhi, πhi=
×
d，其中，i=1～n，d=1.1～1.3；根据压缩部件进口总压p0、最高总压比πhi,预估压缩部件在试验环境下各级最高工作压力phi，phi= p0
×
πhi；根据压缩部件进口总温t0、最高级总压比πhi,预估压缩部件在试验环境下各级最高工作温度thi，thi=（πhi
0.2857-1）/η+t0，其中，η为压气机近喘点效率，0.5≤η≤0.7。
24.进一步地，根据压缩部件各级总压p0和phi配置压力测试通道；通道配置原则为：被选测试通道测量范围应大于p0和phi，同时又是所有被选通道中最接近p0和phi的值。
25.根据压缩部件各级总温t0、thi和热电偶类型配置温度测试通道；通道配置原则为：400℃及以下选择e型电偶，400℃以上选择k型、t型或其它满足测试要求的电偶。
26.检查测压管路的密封性，打压压力不少于被测压力，漏气量不大于100pa/min；检查测压管路长度的一致性，所有测压管路的长度偏差不得超过
±
5%；检查测温信号线的通断，确保各温度信号正常；根据配置的通道表，安装压力、温度测试管线。
27.启动采集软件，联机检查各测试通道信号，确保各信号正常；在压缩部件启车前，静态采集各测试通道数据；在压缩部件启车后，再次检查各测试通道信号，确保各信号正常。
28.本发明实施例中的步骤二具体为：计算每一秒内采集的压缩部件出口总温的平均值tj，tj=，其中，ta为实时采集的每个点，j为距离当前最近的第一连续采集时间段30s内的时间点，j=1～30。
29.步骤三具体为：在设定时间x内，每一秒对第一连续采集时间内出口总温的平均值tj进行一次线性拟合，获取拟合直线的斜率kx；其中x为距离当前最近的第二连续采集时间段20s内的时间点，且x=1～20。
30.步骤四具体为：
当压缩部件外部调节状态保持不变后，连续第二连续采集时间段内每一秒拟合的直线的斜率kx均在
±
0.002范围内时，则认为试验状态已经稳定。
31.具体地，在步骤五和步骤六之间还包括以下步骤：手动采集压缩部件气动性能状态点。
32.检查试验数据采集的有效性，如果在采集软件上显示的试验数据分布趋势线性度较好，则认为试验数据有效；如果离散度较大，则重复“手动采集压缩部件气动性能状态点”步骤。
33.本发明实施例中的步骤六包括：压缩部件等转速特性线从下堵点至喘点的顺序逐点录取，状态点采用等距分布方式采集。
34.等转速特性线上试验状态稳定的状态点包括下堵点、工作点、设计点、峰值效率点、特性线拐点和近喘点，缩小的峰值效率点、特性线拐点两侧状态点的间距。
35.当压缩部件状态点靠近喘点时，降低压缩部件试验状态的逼喘速率，直至压缩部件进入喘振。
36.本发明实施例通过评估各参数测量范围和选取最佳量程传感器，通过检查安装测试管线，确保了参数测试精度；通过试验状态稳定性判别方法，解决了现有方法使用范围的不足；通过自动连续采集，解决了压气机稳定边界不准确、排故数据支持不足的问题；通过明确等转速特性线的录取方法，进一步规范了性能录取方法。该方法可为压缩部件改进性能评定提供准确有效的试验数据支撑。该方法简便、易于操作。
37.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权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种航空发动机压缩部件稳态性能录取方法，其特征在于，包括：步骤一、配置被测参数；步骤二、计算每一秒内采集的压缩部件出口总温的平均值；步骤三、每一秒对第一连续采集时间段内出口总温进行一次线性拟合，获取拟合直线的斜率；步骤四、每一秒对第二连续采集时间段内的斜率的值进行判断并根据判断结果确定试验状态是否已经稳定；步骤五、当试验状态已稳定时，通过采集软件发出采集提醒；步骤六、录取压缩部件等转速特性并用于进行压缩部件的性能评定。2.根据权利要求1所述的航空发动机压缩部件稳态性能录取方法，其特征在于，所述步骤二具体为：计算每一秒内采集的压缩部件出口总温的平均值tj，tj=，其中，ta为实时采集的每个点，j为距离当前最近的第一连续采集时间段30s内的时间点，j=1～30，f1为采集软件的采样频率。3.根据权利要求2所述的航空发动机压缩部件稳态性能录取方法，其特征在于，所述步骤三具体为：在设定时间x内，每一秒对第一连续采集时间内出口总温的平均值tj进行一次线性拟合，获取拟合直线的斜率kx；其中x为距离当前最近的第二连续采集时间段20s内的时间点，且x=1～20。4.根据权利要求3所述的航空发动机压缩部件稳态性能录取方法，其特征在于，所述步骤四具体为：当压缩部件外部调节状态保持不变后，连续第二连续采集时间段内每一秒拟合的直线的斜率kx均在
±
0.002范围内时，则认为试验状态已经稳定。5.根据权利要求4所述的航空发动机压缩部件稳态性能录取方法，其特征在于，所述步骤六包括：压缩部件等转速特性线从下堵点至喘点的顺序逐点录取，状态点采用等距分布方式采集。6.根据权利要求5所述的航空发动机压缩部件稳态性能录取方法，其特征在于，所述步骤六包括：等转速特性线上试验状态稳定的状态点应包括下堵点、工作点、设计点、峰值效率点、特性线拐点和近喘点，缩小的峰值效率点、特性线拐点两侧状态点的间距。7.根据权利要求6所述的航空发动机压缩部件稳态性能录取方法，其特征在于，所述步骤六包括：当压缩部件状态点靠近喘点时，降低压缩部件试验状态的逼喘速率，直至压缩部件进入喘振。

技术总结
本发明提供了一种航空发动机压缩部件稳态性能录取方法，包括：步骤一、配置被测参数；步骤二、计算每一秒内采集的压缩部件出口总温的平均值；步骤三、每一秒对第一连续采集时间内出口总温进行一次线性拟合，获取拟合直线的斜率；步骤四、每一秒对第二连续采集时间段内的斜率的值进行判断并根据判断结果确定试验状态是否已经稳定；步骤五、当试验状态已稳定时，通过采集软件发出采集提醒；步骤六、录取压缩部件等转速特性并用于进行压缩部件的性能评定。本发明通过评估各参数测量范围和选取最佳量程传感器，通过试验状态稳定性判别方法，解决了现有方法使用范围的不足。解决了现有方法使用范围的不足。解决了现有方法使用范围的不足。


技术研发人员：程荣辉 吴森林 赵正 梁俊 万钎君 冯飞
受保护的技术使用者：中国航发四川燃气涡轮研究院
技术研发日：2023.07.06
技术公布日：2023/8/5