[发明专利]一种航空发动机安装推力评估方法

说明书

本申请属于飞机发动机设计领域，涉及一种航空发动机安装推力评估方法，所述方法包括：获取飞机在不同迎角下的升力系数及阻力系数；根据所述升力系数及阻力系数计算飞机起飞或者飞机高速滑行状态下的升力及气动阻力；根据飞机起飞或者飞机高速滑行时机场的摩擦系数计算机场摩擦阻力；获取飞机由滑行至完全离地起飞过程中的加速度，依据牛顿第二定律构建平衡方程，解算航空发动机安装推力。本申请与燃气发生器法比较，不需发动机喷管出口截面的参数，可应用与军用涡扇发动机的安装推力评估。与飞机推阻平衡法相比，不需准确的飞机气动特性，当设置气动阻力为零时，在不大于150km/h的起飞、滑行范围内，评估误差不大于3％。

技术领域

本申请属于飞机发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机安装推力评估方法。

背景技术

军用小涵道比发动机装机后，在实际飞行试验过程中，无法直接测量发动机的推力水平。目前已有的评价方法中，主要为燃气发生器法、飞机推阻平衡法。燃气发生器法利用发动机台架性能作为基准，通过总推力的无因次量换算关系，结合飞行中发动机主要气动截面的测量参数，评价发动机总推力水平。

燃气发生器法对发动机主要截面的气动参数依赖较大，尤其对飞行中发动机喷口截面的测量精度需求较高，对于军用涡扇发动机来说，因飞行中的发动机喷管出口处于高温区域，喷管出口的实际面积、温度、压力等参数无法直接测量，采用该方法用于军机存在较大的评价误差。

发明内容

为准确评估发动机安装推力，降低对飞机气动特性的依赖、降低对发动机主要截面参数的依赖，获取实时飞行表现，本申请出了一种基于起飞/高滑数据的发动机安装推力评估方法。

本申请航空发动机安装推力评估方法，包括：

步骤S1、获取飞机在不同迎角下的升力系数及阻力系数；

步骤S2、根据所述升力系数及阻力系数计算飞机起飞或者飞机高速滑行状态下的升力及气动阻力；

步骤S3、根据飞机起飞或者飞机高速滑行时机场的摩擦系数计算机场摩擦阻力；

步骤S4、获取飞机由滑行至完全离地起飞过程中的加速度，依据牛顿第二定律构建平衡方程，解算航空发动机安装推力。

优选的是，步骤S1中，通过风洞试验获取飞机的升力系数及阻力系数。

优选的是，步骤S4中，所述平衡方程包括：

其中，m为飞机质量，F为航空发动机安装推力，α为飞行迎角，φ为发动机推力角，X为飞机滑行过程中的气动阻力，D为机场摩擦阻力。

优选的是，所述机场摩擦阻力D采用如下公式计算：

D＝f[G-Y-F sin(α+φ)]

其中，f为机场的摩擦系数，G为飞机重量，Y为飞机滑行过程中的升力。

优选的是，步骤S4中，在进行飞机由滑行至完全离地起飞过程中的加速度计算时，选取时间间隔不低于1秒。

本申请的优点：所需的机载测量参数均为常规参数，且对飞机气动特性的依赖程度低，具有较高的评估精度，工程应用门槛较低。

附图说明

图1是本申请航空发动机安装推力评估方法的一优选实施例的流程图。

图2是本申请起飞过程推力、阻力与地速的关系示意图。

具体实施方式