一种航空燃气涡轮轴发动机转速和温度限制值确定方法与流程

本发明属于发动机，尤其涉及一种航空燃气涡轮轴发动机转速和温度限制值确定方法。

背景技术：

1、航空燃气涡轮轴发动机在设计过程中，需要确定燃气发生器转速和燃气涡轮出口温度限制值，以保证发动机的工作安全和飞机的飞行安全。

2、发动机转速和温度限制值的确定通常需要考虑发动机制造分散性、飞机全工作包线内的功率需求以及发动机在使用过程中的性能衰减等因素，在保证发动机工作安全的同时，还要确保在不超过燃气发生器转速和燃气涡轮出口温度限制值的条件下，发动机在整个翻修间隔期内能够输出满足飞机需求的功率。

3、目前发动机确定转速和温度限制值时，一般都是将设计状态的燃气发生器转速和燃气涡轮出口温度作为限制值，仅考虑了发动机制造分散性，未充分考虑飞机全工作包线内的功率需求以及发动机在使用过程中性能衰减的影响。

4、随着大气温度的升高和飞行高度的增加，发动机的进口空气流量减少，参与燃烧的氧气量减少，发动机输出功率降低，即使到了发动机转速和温度限制值，由于发动机的转速和温度限制值未充分考虑飞机全工作包线内的功率需求，发动机在高空高温条件下的输出功率依然不够，满足不了飞机需求。

5、发动机装机工作一段时间后，随着发动机性能的衰减，发动机的转速和温度已达到使用限制值，但由于发动机的转速和温度限制值未充分考虑使用过程中性能衰减的影响，所能输出的功率会低于最初声明或设计的功率值，满足不了飞机需求，从而影响飞行任务的执行和飞行安全，不得不提前返厂翻修，大大提高了发动机的使用成本，严重影响了发动机的经济性。

技术实现思路

1、本发明针对现有技术存在的不足，提供了一种航空燃气涡轮轴发动机转速和温度限制值确定方法，同时考虑飞机全工作包线内的功率需求以及发动机在使用过程中的性能衰减因素。

2、为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：

3、一种航空燃气涡轮轴发动机转速和温度限制值确定方法，包括：

4、建立发动机设计状态性能模型，确定设计状态转速ngd和温度t45d；

5、基于状态转速ngd和温度t45d，确定考虑飞机需求的限制值a；

6、基于限制值a，确定考虑发动机性能衰减的限制值b；

7、根据确定的限制值b对发动机进行强度校核；

8、开展发动机地面寿命试验，模拟发动机翻修间隔期性能衰减情况，然后对发动机进行地面性能试验，验证限制值在地面的适用性；

9、采用完成地面寿命试验的发动机进行高空性能试验，验证限制值在高空的适用性。

10、可选地，根据发动机设计状态性能模型确定所述设计状态转速ngd和温度t45d。

11、可选地，满足条件发动机非设计状态的功率大于等于飞机全工作包线内的需求功率，所述限制值a为设计状态转速和温度，不满足该条件，所述限制值a为ngd+δng1和t45d+δt451，

12、其中，δng1和δt451按照以下公式计算：

13、δng1＝ng0-ngd，其中，ng0为满足飞机需求功率实际需要的转速；

14、δt451＝t450-t45d，其中，t450为满足飞机需求功率实际需要的温度。

15、可选地，所述限制值b为ngd+δng1+δng2和t45d+δt451+δt452，

16、其中，δng2和δt452按照以下公式计算：

17、δng2＝(0.4+3×10-4×d)×(ngd/100)，其中δng2单位为rpm，d为发动机翻修间隔期，取值范围为0～5000小时；

18、δt452＝5.5+0.005×d-5×10-7×d2，其中δt452单位为℃，d为发动机翻修间隔期，取值范围为0～5000小时。

19、可选地，所述强度校核的要求不满足，需重新调整设计状态对应的燃气发生器转速ngd和燃气涡轮出口温度t45d。

20、可选地，开展所述地面寿命试验，如果发动机燃气发生器转速和燃气涡轮出口温度在小于等于限制值b的条件下不能达到声明的地面性能，则根据试验结果调整性能衰减导致的δng2和δt452，重新确定燃气发生器转速和燃气涡轮出口温度限制值b。

21、可选地，开展所述高空性能试验，如果燃气发生器转速和燃气涡轮出口温度在小于等于限制值b的条件下不能达到声明的高空性能，则根据试验结果调整性能衰减导致的δng2和δt452，重新确定燃气发生器转速和燃气涡轮出口温度限制值b。

22、本发明方法在确定发动机转速和温度使用限制值时，除了考虑发动机制造分散性的影响，同时充分考虑了飞机全工作包线内的功率需求以及发动机在使用过程中的性能衰减因素，在保证发动机工作安全的同时，还能够确保在不超过燃气发生器转速和燃气涡轮出口温度限制值的条件下，发动机在整个翻修间隔期内能够输出满足飞机需求的功率。避免了因功率不足而导致的飞行任务中断或限制，提高了发动机的利用率，同时充分考虑衰减因素也延长了发动机的使用寿命，减少了更换部件和维修的频率。

技术特征：

1.一种航空燃气涡轮轴发动机转速和温度限制值确定方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的航空燃气涡轮轴发动机转速和温度限制值确定方法，其特征在于，根据发动机设计状态性能模型确定所述设计状态转速ngd和温度t45d。

3.根据权利要求1所述的航空燃气涡轮轴发动机转速和温度限制值确定方法，其特征在于，满足条件发动机非设计状态的功率大于等于飞机全工作包线内的需求功率，所述限制值a为设计状态转速和温度，不满足该条件，所述限制值a为ngd+δng1和t45d+δt451，

4.根据权利要求1所述的航空燃气涡轮轴发动机转速和温度限制值确定方法，其特征在于，所述限制值b为ngd+δng1+δng2和t45d+δt451+δt452，

5.根据权利要求1所述的航空燃气涡轮轴发动机转速和温度限制值确定方法，其特征在于，所述强度校核的要求不满足，需重新调整设计状态对应的燃气发生器转速ngd和燃气涡轮出口温度t45d。

6.根据权利要求4所述的航空燃气涡轮轴发动机转速和温度限制值确定方法，其特征在于，开展所述地面寿命试验，如果发动机燃气发生器转速和燃气涡轮出口温度在小于等于限制值b的条件下不能达到声明的地面性能，则根据试验结果调整性能衰减导致的δng2和δt452，重新确定燃气发生器转速和燃气涡轮出口温度限制值b。

7.根据权利要求4所述的航空燃气涡轮轴发动机转速和温度限制值确定方法，其特征在于，开展所述高空性能试验，如果燃气发生器转速和燃气涡轮出口温度在小于等于限制值b的条件下不能达到声明的高空性能，则根据试验结果调整性能衰减导致的δng2和δt452，重新确定燃气发生器转速和燃气涡轮出口温度限制值b。

技术总结
本发明属于发动机技术领域，尤其涉及一种航空燃气涡轮轴发动机转速和温度限制值确定方法，包括：确定设计状态转速N<subgt;gd</subgt;和温度T45<subgt;d</subgt;；确定考虑飞机需求的限制值A；确定考虑发动机性能衰减的限制值B；强度校核；地面寿命试验；高空性能试验。本发明在确定发动机转速和温度限制值地过程中同时考虑了飞机全工作包线内的功率需求以及发动机在使用过程中的性能衰减因素，避免了因功率不足而导致的飞行任务中断或限制，提高了发动机的利用率，延长了发动机的使用寿命，减少了更换部件和维修的频率。

技术研发人员：罗宿明,张晓爽,王涛,周四平
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：2024/12/5