[发明专利]爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法

说明书

本发明提供了爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法，包括以下步骤：S1、确定验证发动机；S2、模拟验证发动机爬升时的气动流场状况；S3、设计试验畸变发生器；S4、应用试验畸变发生器进行台架畸变试验，计算出试验发动机的喘振裕度；S5、验证试验发动机通过步骤S4所得喘振裕度是否符合要求。本发明采用分析/计算和(地面)畸变试验相结合的方法来验证发动机的稳定性对喘振/失速条款的符合性。利用畸变试验在设计阶段对发动机性能进行评定的基础上，再结合适航条款的最低安全标准，表明其对适航规章的符合性，从而也为后期的空中试车、飞行试验以及通过最终的型号合格审定提供保障。

技术领域

本发明属于航空发动机生产领域，尤其是涉及爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法。

背景技术

欧美等民航发达国家经过系列化型号发展以及大量的适航审定实践，形成了较为成熟的航空发动机研制体系和先进适航审定管理模式，如美国联邦航空局(FAA)的机构委任授权(ODA)、欧洲航空安全局(EASA)的设计单位批准(DOA)。我国现有的航空发动机适航规定借鉴于FAR-33，然而，对条款技术内涵的理解并不能通过引进或仿照FAA的适航规章而直接解决，大量条款的符合性验证缺乏必要的技术积累及分析研究，而且对标准的制定和执行能力也较为不足。

中国民用航空规章第33部CCAR-33-R2《航空发动机适航规定》作为航空发动机适航取证的最低安全标准，对发动机的安全性提出了最低要求，发动机制造商要获得经局方批准的型号合格证书，就需要开展相关的验证活动表明航空发动机对适航条款的符合性。但是通过何种途径及方法来完成航空发动机适航条款符合性验证，通过何种机制对安全性需求数据、验证数据、过程数据等进行有效的跟踪与管理，提高局方对符合性数据的信任度，即是当前亟需解决的重点技术也是难点技术。

运输类飞机多处于工作条件稳定的巡航状态，发动机的工作负荷和进口扰动很小，但是在全功率爬升过程下，工作转速最大，推力最大，即相应的工作负荷最大，同时，发动机进气道的进口气流角增加，有可能产生气流分离，这对风扇或压气机的喘振/失速特性以及整机安全均会产生影响。失速和喘振现象是风扇或压气机中两大典型的不稳定流态。失速会导致叶片在高频的交变气动载荷下产生疲劳，可能造成叶片损坏。喘振则会诱发发动机压力、流量大幅波动并伴随周期性的气流振荡，发动机气动性能明显恶化，甚至还会导致发动机熄火停车。因此，通过对飞机爬升过程中发动机进气道和压缩系统内部流动特性的研究，进而发展该情况下的发动机的适航符合性验证方法具有积极意义。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出飞机爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法，以满足航空发动机适航条款符合性验证需求。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

爬升阶段航空发动机喘振及失速特性适航符合性验证方法，包括以下步骤：

S1、根据试验发动机型号及结构尺寸确定验证发动机；

S2、运用数值方法模拟验证发动机全功率状态下不同马赫数及不同飞行迎角时的气动流场状况，对验证发动机内外流耦合条件下全通道流场进行计算；

S3、确定试验畸变发生器，使用所述试验畸变发生器能够模拟步骤S2中所述的气动流场状况；

S4、应用步骤S3所确定的试验畸变发生器进行台架畸变试验，计算出在该试验畸变发生器所形成的步骤S2所述气动流场下、试验发动机全功率状态下的喘振裕度；

S5、根据适航安全管理体系中关于航空发动机飞行时喘振/失速的条款要求，验证步骤S4所得喘振裕度是否符合要求。

进一步的，步骤S3中试验畸变发生器确定方法包括以下步骤：

S301、根据步骤S2结果获取不同马赫数和飞行迎角条件下验证发动机风扇前的进气畸变图谱，并获取该图谱的总压恢复系数、进气畸变指数作为设计参数；