一種計算引入航空發(fā)動機內(nèi)引氣流量的方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及發(fā)動機技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種計算引入航空發(fā)動機內(nèi)引氣流量的 方法、航空發(fā)動機附件加溫系統(tǒng)中的噴口直徑計算方法、航空發(fā)動機附件加溫系統(tǒng)中的降 溫管路的直徑計算方法及驗證航空發(fā)動機附件加溫系統(tǒng)的方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 隨著社會的進步和經(jīng)濟的發(fā)展，飛機進入高寒地區(qū)工作的機會也越來越多，由于 低溫環(huán)境，影響發(fā)動機的工作，使發(fā)動機不能正常起動。除非機場具備必要的專用地面加溫 設(shè)備以及輔助的設(shè)施，但這并不是所有的機場的都具備的。因此需求一種發(fā)動機機載的加 溫設(shè)備。
[0003] 發(fā)動機表面分布這大量的管路和電纜以及附件等，同時還受飛機結(jié)構(gòu)的限制，這 就要求加溫系統(tǒng)結(jié)構(gòu)緊湊。同時，飛機自帶的氣源溫度較高，直接加熱將會損壞發(fā)動機電纜 和傳感器，這就要求對氣源進行降溫，而溫度過低又影響加溫效果。
[0004] 因此，需要設(shè)計機載加溫系統(tǒng)，而在設(shè)計機載加溫系統(tǒng)之前，首先要確定在預(yù)設(shè)的 加熱時間以及想要加熱的溫度條件下，引入航空發(fā)動機內(nèi)引氣流量的多少。
[0005] 目前，尚無飛機在高寒地區(qū)機載加溫系統(tǒng)設(shè)計方法的資料。
[0006] 因此，希望有一種技術(shù)方案來克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個上述缺陷。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 本發(fā)明的目的在于提供一種計算引入航空發(fā)動機內(nèi)引氣流量的方法來克服或至 少減輕現(xiàn)有技術(shù)的中的至少一個上述缺陷。
[0008] 為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種計算引入航空發(fā)動機內(nèi)引氣流量的方法，所述 計算引入航空發(fā)動機內(nèi)引氣流量的方法包括如下步驟：步驟1 :獲取發(fā)動機短艙的結(jié)構(gòu)參 數(shù)和材料參數(shù)，發(fā)動機內(nèi)的附件的質(zhì)量和材料參數(shù)以及飛機氣源的參數(shù)；步驟2 :根據(jù)上述 數(shù)據(jù)以及預(yù)計加熱時間，通過公式計算總預(yù)計熱量；步驟3 :根據(jù)所述總預(yù)計熱量，通過公 式計算引入航空發(fā)動機內(nèi)引氣流量。
[0009] 優(yōu)選地，所述發(fā)動機短艙的結(jié)構(gòu)參數(shù)具體為短艙的體積參數(shù)；所述發(fā)動機短艙內(nèi) 的材料參數(shù)具體為：導(dǎo)熱系數(shù)；所述發(fā)動機內(nèi)的附件包括：機匣、轉(zhuǎn)子、靜子、支撐轉(zhuǎn)子的支 點、滑油箱、轉(zhuǎn)接齒輪箱；所述發(fā)動機內(nèi)的附件的質(zhì)量和材料參數(shù)具體為：機匣外徑、機匣 質(zhì)量、機匣比熱、轉(zhuǎn)子質(zhì)量、轉(zhuǎn)子比熱、靜子質(zhì)量、靜子比熱、支撐轉(zhuǎn)子的支點的質(zhì)量、支撐轉(zhuǎn) 子的支點的比熱、滑油箱的質(zhì)量、滑油箱的比熱、轉(zhuǎn)接齒輪箱的質(zhì)量、轉(zhuǎn)接齒輪箱的比熱；所 述飛機氣源的參數(shù)包括：飛機氣源的溫度以及飛機氣源的壓力。
[0010] 優(yōu)選地，所述總預(yù)計熱量為：Q總=Q混+Q附件+Qwm +Qs*;其中，Q s為短艙內(nèi)冷空氣 吸熱量，Qpt#為短艙內(nèi)附件吸熱量、Qttisrt為短艙向發(fā)動機內(nèi)部的傳熱損失，Qfi?為短艙向外 部傳熱損失；
[0011] Q附件=Q油+Q鋼+Q其他=(C油m油+C金屬m金屬+C其他m其他）Δ t ;其中Q為熱M，C為相應(yīng) 的比熱容，m為相應(yīng)的質(zhì)量，△ t為溫度差，為電器元器件的質(zhì)量等；
[0012] Q混= m*cp*A t ;其中，W =|九<,,,-瓜/,5)*/ ,其中，din為短艙內(nèi)徑，(1_為機匣外 4 徑，1為短艙長度，A t為滑油附件要求溫度與環(huán)境溫度的溫度差；m為短艙內(nèi)的空氣質(zhì)量；
[0013] Q機匣內(nèi)=m機匣。機匣Δ t+m轉(zhuǎn)子C轉(zhuǎn)子Δ t+m靜子C靜子Δ t+m支點C支點Δ t+m其他C其他Δ t ;m其 為機匣支板內(nèi)的管路，C為相應(yīng)的比熱容，m為相應(yīng)的質(zhì)量，Δ t為溫度差；
實中，Φ為最大散熱功率，t2為要求 的溫度，^為短艙內(nèi)徑，r 2為短艙外徑，λ為熱導(dǎo)率，1為短艙長度，T為加熱時間，Δ t為 溫度差。
[0015] 優(yōu)選地，所述步驟3中的計算引入航空發(fā)動機內(nèi)引氣流量的公式為： To = Q6/ (CwsfiAi)，其中，二為引氣流量，C高溫為高溫氣體的比熱，At為溫度差。
[0016] 本發(fā)明還提供了一種航空發(fā)動機附件加溫系統(tǒng)中的噴口直徑計算方法，所述航空 發(fā)動機附件加溫系統(tǒng)中的噴口直徑計算方法包括如下步驟：
[0017] 步驟1，獲取如上所述的引入航空發(fā)動機內(nèi)的總熱量；
[0018] 步驟2 :通過公式獲取所述步驟1中的航空發(fā)動機的氣流馬赫數(shù)、氣流速度系數(shù)以 及氣流量系數(shù)；
[0019] 步驟2 :根據(jù)預(yù)加熱時間，以及所述步驟1以及所述步驟2中的數(shù)據(jù)，通過公式計 算加溫系統(tǒng)的噴口的直徑。
[0020] 優(yōu)選地，所述氣流馬赫數(shù)：
[0021] 氣流速度系數(shù)：

[0022] 氣流量系數(shù)：
[0023] 噴口面積：
[0025] 噴口直徑：
;其中，Ma為氣流馬赫數(shù)，q(入）為氣流系數(shù)，T為氣體總溫（K)
[0027] Pth為氣體總壓（kPa)
[0028] Psh為氣體靜壓（kPa)
[0029] k為比熱比（氣源比熱與艙內(nèi)氣體比熱之比）；
[0030] Tt為噴口處環(huán)境溫度；
[0031] A。為噴口面積；
[0032] d為噴口直徑。
[0033] 本發(fā)明還提供了一種航空發(fā)動機附件加溫系統(tǒng)中的降溫管路的直徑計算方法，所 述航空發(fā)動機附件加溫系統(tǒng)中的降溫管路的直徑計算方法包括如下步驟：
[0034] 步驟1 :獲取如上所述的引入航空發(fā)動機內(nèi)引氣流量；
[0035] 步驟2 :根據(jù)所述步驟1中的數(shù)據(jù)，通過公式計算流量比；
[0036] 步驟3 :根據(jù)所述步驟2中的數(shù)據(jù)，通過公式計算主次流截面面積；
[0037] 步驟4 :通過所述步驟1至步驟3中的數(shù)據(jù)，通過公式計算降溫管路截面面積；
[0038] 步驟5 :根據(jù)所述降溫管路截面面積，計算所述降溫管路直徑。
[0039] 優(yōu)選地，所述步驟1至所述步驟5中的公式具體如下：
[0040] 流量比Φ :
[0042] 其中，ms為引氣質(zhì)量，mp冷氣質(zhì)量；T為引入高溫氣體溫度，T限為所有附件中能承 受的最高溫度中的最小值，T環(huán)境為附件艙內(nèi)的環(huán)境溫度。
[0043] 主次流截面面積：
[0045] 其中 < 為引氣總壓，I；為冷氣總溫，$為冷氣總壓，冗為引氣總溫，q( As)， q ( λ p)可參照氣流量起算；
[0046] 降溫管路的直徑：
[0047] 降溫管路的直徑的截面面積：
[0048] An= A s+A〇
[0049] 引射管直徑：
[0051] 本發(fā)明還提供了一種驗證航空發(fā)動機附件加溫系統(tǒng)的方法，所述驗證航空發(fā)動機 附件加溫系統(tǒng)的方法適用于如上所述計算航空發(fā)動機附件加溫總功率的方法所加溫的航 空發(fā)動機，所述驗證航空發(fā)動機附件加溫系統(tǒng)的方法包括如下步驟：
[0052] 步驟1 :獲取高溫氣體在開關(guān)閥門后的總壓，靜壓，總溫，以及在噴□處的總溫。
[0053] 步驟2 :通過公式進行計算，以獲取計算加熱與實際加熱的偏差；
[0054] 步驟3 :根據(jù)偏差程度，重復(fù)如權(quán)利要求8或權(quán)利要求9中的步驟，從而調(diào)整航空 發(fā)動機附件加溫系統(tǒng)中的降溫管路的直徑。
[0055] 優(yōu)選地，所述的具體計算如下：
[0056] 有效流通面積：
[0057] 氣流實際流量
[0058] 理論流量：
[0059] 實際與理論流量偏差：Δ = maHI_maH
[0060] 偏差量平均：n = A/maHI(% );其中，d為引氣管路直徑（mm);其中R為氣體常 數(shù)，單位質(zhì)量流體的質(zhì)量力。
[0061] 在本發(fā)明的計算引入航空