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CN111271179A - 一种冲压空气涡轮的功率性能试验方法 - Google Patents

一种冲压空气涡轮的功率性能试验方法 Download PDF

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CN111271179A CN201811476836.3A CN201811476836A CN111271179A CN 111271179 A CN111271179 A CN 111271179A CN 201811476836 A CN201811476836 A CN 201811476836A CN 111271179 A CN111271179 A CN 111271179A
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Abstract

本发明属于冲压空气涡轮性能试验领域，涉及一种冲压空气涡轮的功率性能试验方法。所述的方法包括如下步骤：步骤一，将冲压空气涡轮(1)与转速扭矩仪(3)、负载设备(4)连接，在冲压空气涡轮(1)后端的输出轴上，安装应急刹车盘(2)；步骤二，使冲压空气涡轮叶片固定在初始桨距角θ1；步骤三，启动风洞，使风速稳定在初始风速v1；步骤四，缓慢减小负载，使冲压空气涡轮转速逐渐提高；步骤五，增大负载至冲压空气涡轮无法旋转状态，步骤六，降低风洞风速为0，关停风洞；步骤七，增大冲压空气涡轮叶片桨距角至θ2、θ3、θ4。本专利操作简单、成本较低的可在地面低速风洞中得到全飞行包线范围下的冲压空气涡轮功率性能试验方法。

Description

一种冲压空气涡轮的功率性能试验方法
技术领域
本发明属于冲压空气涡轮性能试验领域，涉及一种冲压空气涡轮的功率性能试验方法。
背景技术
冲压空气涡轮系统为飞机应急能源，当飞机处于应急状态时，可吸收冲压空气的能量并转化为应急液压能或应急电能。
冲压空气涡轮(简称RAT)是冲压空气涡轮系统的能量提取部件，是系统中最核心的部件，其在各使用工况下的功率提取能力直接决定了应急状态下系统所能提供给飞机的功率大小。目前，主流的冲压空气涡轮都具有以下特点：1.涡轮叶片桨距角大小可根据外界工况实现自调节；2.涡轮内部装有调速机构，可在所有工况下将涡轮转速稳定在额定转速附近。
冲压空气涡轮系统的使用包线与飞机飞行包线重合，在所有飞行高度、速度条件下都应提供足够功率值的能力。为了满足这一需求，就需要对全包线工况下的冲压空气涡轮功率提取性能进行验证。冲压空气涡轮系统的功率性能符合性一般都需要通过空中飞行验证，然而，普通低速风洞无法模拟高空(对应于较低的空气密度)、高速工作状况，因此，但在空中验证之前，若不能在地面状态下对产品进行功率性能摸底，可能导致空中试验与设计需求不符，造成较高的时间和成本浪费。
发明内容
本发明的目的：利用尖速比相似性原理，提供一种可在地面低速风洞中得到全飞行包线范围下的冲压空气涡轮功率性能试验方法。
本发明的技术方案：
一种冲压空气涡轮的功率性能试验方法，其特征在于，所述的方法包括如下步骤：
步骤一，将冲压空气涡轮1与转速扭矩仪3、负载设备4连接，在冲压空气涡轮1后端的输出轴上，安装应急刹车盘2；
步骤二，使冲压空气涡轮1叶片固定在初始桨距角θ1，此时要保证叶片在任何工况下不偏转，使负载大小要保证冲压空气涡轮1在最大风洞风速下无法旋转；
步骤三，启动风洞，使风速稳定在初始风速v1；
步骤四，缓慢减小负载，使冲压空气涡轮1转速逐渐提高，在此过程中记录该风速下的一组转速-扭矩曲线；
步骤五，增大负载至冲压空气涡轮1无法旋转状态，分别提高风速至v2、v3、v4、……，重复步骤四；
步骤六，降低风洞风速为0，关停风洞；
步骤七，增大冲压空气涡轮1叶片桨距角至θ2、θ3、θ4、……，要保证叶片在任何工况下不偏转，使负载大小要保证冲压空气涡轮1在最大风洞风速下无法旋转，重复步骤三至步骤六；
步骤八，根据上述试验步骤，得到不同叶片桨距角下对应的风速-扭矩曲线簇，进行无量纲处理，得到不同桨距角θ对应的尖速比-功率系数曲线簇；
步骤九，根据步骤八曲线簇、无量纲公式及大气数据表，反查飞行包线上所有工况点对应的大气密度ρ、真速V，反推出全包线上所有高度、速度状态下的冲压空气涡轮1功率大小。
优选地，根据尖速比相似性原理，通过无量纲处理，得到不同桨距角θ对应的尖速比-功率系数曲线簇，无量纲处理公式为：
λ＝V叶尖/V风＝rtip·ω/V风＝Rtip·n·2π/(60·V风)；
P＝T·n；
Figure BDA0001890670050000021
其中，
λ——尖速比；
V叶尖——叶尖线速度
V风——来流风速
Rtip——叶尖距离涡轮中心的距离，等于涡轮半径
n——涡轮转速
P——涡轮功率
T——涡轮扭矩
CP——功率系数
ρ——空气密度
A——涡轮桨盘面积。
优选地，冲压空气涡轮1在全包线所有工况下的涡轮功率大小由尖速比-功率系数曲线簇和大气数据表反推得到，反推公式为：
λ＝V叶尖/V风＝rtip·ω/V风＝Rtip·n·2π/(60·V风)；
P＝T·n；
Figure BDA0001890670050000031
优选地，在实验中，若因操作不当导致涡轮转速超出额定转速，应当立即使用应急刹车盘2将冲压空气涡轮1转速降至零。
优选地，步骤二中的θ1为冲压空气涡轮1初始桨距角，步骤七中的θ2、θ3、θ4，……为顺桨后的角度，相对于θ1增大，所设定的最大桨距角θmax为涡轮在全包线范围内可能出现的最大桨距角。
本发明的优点：
本发明提供了一种可在地面低速风洞中得到全飞行包线范围下的冲压空气涡轮功率性能试验方法。它通过尖速比相似性原理，可在常规地面风洞中得到冲压空气涡轮在高空、高速下的功率性能数据，获得全包线功率输出值。该方法可在设计初期得到较准确的高空性能数据，降低了空中验证风险，节省了试验时间和成本，具有较好的应用前景和经济性。
附图说明：
图1为试验安装布置简图；
图2为一个典型的不同桨距角下的尖速比-功率曲线簇。
具体实施方式
下面结合说明书附图对本发明作详细描述。请参阅说明书附图1～2。
将冲压空气涡轮1与转速扭矩仪3、负载设备4连接，负载设备可以为液压泵、发电机或其他可调节大小的负载设备，在冲压空气涡轮1后端的输出轴上，安装应急刹车盘2，用于涡轮转速过大时的应急刹车。安装简图参见附图1。
使冲压空气涡轮叶片固定在初始桨距角θ1(保证叶片在任何工况下不偏转)，使负载处于较大状态，负载大小要保证冲压空气涡轮在最大风洞风速下无法旋转。
启动风洞，使风速稳定在初始风速v1，该风速能在无负载状态下驱动涡轮旋转即可。
缓慢减小负载，使冲压空气涡轮转速从零起转并逐渐提高，在此过程中记录该风速下的一组转速-扭矩曲线。
增大负载至冲压空气涡轮无法旋转状态，分别提高风速至v2、v3、v4、……，重复步骤4。
降低风洞风速为0，关停风洞。
增大冲压空气涡轮叶片桨距角至θ2、θ3、θ4、……(保证叶片在任何工况下不偏转)，使负载处于较大状态，负载大小要保证冲压空气涡轮在最大风洞风速下无法旋转，重复步骤3至步骤6。
根据上述试验步骤，得到不同涡轮桨距角下对应的风速-扭矩曲线簇。根据公式：λ＝V叶尖/V风＝rtip·ω/V风＝Rtip·n·2π/(60·V风)；P＝T·n；
Figure BDA0001890670050000041
经过无量纲处理，得到不同桨距角θ对应的尖速比-功率提取系数曲线簇。一个典型的曲线簇见附图2。
根据步骤8曲线簇及大气数据表，反查飞行包线上所有工况点对应的大气密度ρ、真速V，反推出全包线上所有高度、速度状态下的涡轮功率大小。

Claims (5)

1.一种冲压空气涡轮的功率性能试验方法，其特征在于，所述的方法包括如下步骤：
步骤一，将冲压空气涡轮(1)与转速扭矩仪(3)、负载设备(4)连接，在冲压空气涡轮(1)后端的输出轴上，安装应急刹车盘(2)；
步骤二，使冲压空气涡轮(1)叶片固定在初始桨距角θ1，此时要保证叶片在任何工况下不偏转，使负载大小要保证冲压空气涡轮(1)在最大风洞风速下无法旋转；
步骤三，启动风洞，使风速稳定在初始风速v1；
步骤四，缓慢减小负载，使冲压空气涡轮(1)转速逐渐提高，在此过程中记录该风速下的一组转速-扭矩曲线；
步骤五，增大负载至冲压空气涡轮(1)无法旋转状态，分别提高风速至v2、v3、v4、……，重复步骤四；
步骤六，降低风洞风速为0，关停风洞；
步骤七，增大冲压空气涡轮(1)叶片桨距角至θ2、θ3、θ4、……，要保证叶片在任何工况下不偏转，使负载大小要保证冲压空气涡轮(1)在最大风洞风速下无法旋转，重复步骤三至步骤六；
步骤八，根据上述试验步骤，得到不同叶片桨距角下对应的风速-扭矩曲线簇，进行无量纲处理，得到不同桨距角θ对应的尖速比-功率系数曲线簇；
步骤九，根据步骤八得到的曲线簇、无量纲公式及大气数据表，反查飞行包线上所有工况点对应的大气密度ρ、真速V，反推出全包线上所有高度、速度状态下的冲压空气涡轮(1)功率大小。
2.根据权利要求1所述的一种冲压空气涡轮的功率性能试验方法，其特征为：根据尖速比相似性原理，通过无量纲处理，得到不同桨距角θ对应的尖速比-功率系数曲线簇，无量纲处理公式为：
λ＝V叶尖/V风＝rtip·ω/V风＝Rtip·n·2π/(60·V风)；
P＝T·n；
Figure FDA0001890670040000021
其中，λ——尖速比；
V叶尖——叶尖线速度
V风——来流风速
Rtip——叶尖距离涡轮中心的距离，等于涡轮半径
n——涡轮转速
P——涡轮功率
T——涡轮扭矩
CP——功率系数
ρ——空气密度
A——涡轮桨盘面积。
3.根据权利要求1所述的一种冲压空气涡轮(1)的功率性能试验方法，其特征为：冲压空气涡轮(1)在全包线所有工况下的涡轮功率大小由尖速比-功率系数曲线簇和大气数据表反推得到，反推公式为：
λ＝V叶尖/V风＝rtip·ω/V风＝Rtip·n·2π/(60·V风)；
P＝T·n；
Figure FDA0001890670040000022
4.根据权利要求1所述的一种冲压空气涡轮的功率性能试验方法，其特征为：在实验中，若因操作不当导致涡轮转速超出额定转速，应当立即使用应急刹车盘(2)将冲压空气涡轮(1)转速降至零。
5.根据权利要求1所述的一种冲压空气涡轮的功率性能试验方法，其特征为：步骤二中的θ1为冲压空气涡轮(1)初始桨距角，步骤七中的θ2、θ3、θ4，……为顺桨后的角度，相对于θ1增大，所设定的最大桨距角θmax为涡轮在全包线范围内可能出现的最大桨距角。
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