1.本技术属于航空发动机试验技术领域，特别涉及一种航空发动机主燃烧室流量分配试验数据修正方法。
背景技术：2.燃气涡轮发动机主燃烧室是燃气涡轮发动机核心机的主要部件之一，流量分配是燃烧室设计研制中最基本、也是最关键的问题之一。流量分配将影响到燃烧室的点火、火焰稳定、燃烧效率、总压损失、壁面冷却、出口温度分布和排气污染等燃烧性能和使用的各方面。如果得到合适的空气流量分配，有了合适的沿周向均匀的冷却空气量，则仅需基本良好的燃油喷雾与之配合，就能实现良好的燃烧室综合设计指标。
3.目前，获得流量分配的途径普遍采用流量分配试验方法进行，流量分配试验以堵孔法为主，包括积累式堵孔法、堵孔法(又称“测谁堵谁”法)和孤立堵孔法(又称流量特性曲线法)。采用流阻法、积累式堵孔法和堵孔法3种方法对某型发动机燃烧室进行了流量分配试验对比研究，结果发现堵孔法是一种相对较好的方法，它使得整个燃烧室内的流态与真实状况较接近，且空气流量大，更易测量，因此比流阻法准确、比积累式堵孔法方便可靠。但是采用堵孔法测量流量分配也存在一定的方法误差。对于火焰筒头部进气方向与主流同向的旋流器，堵孔法的方法误差较小；对于进气方向与主流有较大夹角的主燃孔、掺混孔和气膜冷却孔来说，该方法误差则较大。引起误差的原因有：一是堵孔法并未真实模拟被测孔的过流条件，忽略了不同孔排间不同流量系数的影响；二是不同堵孔条件下，燃烧室内部的流场发生变化是产生方法误差的直接原因。
4.鉴于堵孔法存在的缺陷，亟需寻找一种方便、可靠且误差小的试验方法或者数据处理方法来弥补这些缺陷。
技术实现要素：5.本技术的目的是提供了一种航空发动机主燃烧室流量分配试验数据修正方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
6.本技术的技术方案是：一种航空发动机主燃烧室流量分配试验数据修正方法，所述方法包括：
7.将主燃烧室的空气流通孔分为包括火焰筒头部孔的第一部分孔和包括火焰筒冷却孔和引气孔的第二部分孔，在第一部分孔的前侧设置第一压力测点，在第二部分孔的前侧设置第二压力测点，以及在主燃烧室的出口设置第三压力测点；
8.构建一个包含影响占比及第一压力测点、第二压力测点和第三压力测点与主燃烧室压差的关系式，通过对所述影响占比赋值得到压差，并根据流量公式及伯努利方程计算得到所述影响占比对应的不同堵孔下的有效开孔面积；
9.通过调节所述影响占比使得不同堵孔下的有效开孔面积之和与不堵孔下的有效开孔面积的之差满足阈值要求，此时的影响占比及对应堵孔下的有效开孔面积即满足要
求。
10.进一步的，所述火焰冷却孔和引气孔包括：内环火焰筒上的内环冷却孔及所述内环冷却孔后侧对应的内环引气孔，以及外环火焰筒上的外环冷却孔及所述外环冷却孔后侧对应的外环引气孔；
11.所述第二压力测点包括内环冷却孔前侧的内环第二压力测点和外环冷却孔前侧的外环第二压力测点。
12.进一步的，所述关系式为：
13.δp＝α*pt31+1/2*(ps32_o+ps32_i)*(1-α)-ps4
14.式中，δp为压差，α为影响占比，pt31为第一压力测点对应的扩压器出口总压，ps32_o为外环第二压力测点对应的外环火焰筒冷却孔前静压，ps32_i为内环第二压力测点对应的内环火焰筒冷却孔前静压，ps4为第三压力测点对应的主燃烧室出口静压。
15.进一步的，所述影响占比α的取值范围为(0,1)。
16.进一步的，所述压差与不同堵孔下的有效开孔面积满足：
[0017][0018]
式中，w为流量，acd为有效开孔面积，ρ为流体密度，δp为压差。
[0019]
进一步的，不同堵孔下的有效开孔面积之和与不堵孔下的有效开孔面积之差和阈值的关系为：|acd-acd’|＜δ
[0020]
式中，acd为不同堵孔下的有效开孔面积之和，acdi为不同堵孔下端有效开孔面积，i＝1,2,3
…
n；acd’为不堵孔下的有效开孔面积；δ为阈值。
[0021]
进一步的，所述阈值δ不大于5％。
[0022]
本技术的方法有效克服了航空发动机主燃烧室流量分配试验在采用堵孔法时存在的缺陷，提升了数据的真实性和准确性，为航空发动机主燃烧室设计提供有效的试验数据支撑。
附图说明
[0023]
为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
[0024]
图1为本技术中的主燃烧室压力测点位置布置示意图。
[0025]
图2为本技术的数据修正方法流程图。
[0026]
附图标记
[0027]
10-主燃烧室结构
[0028]
1-内机匣
[0029]
2-外机匣
[0030]
3-火焰筒头部
[0031]
4-外环冷却孔
[0032]
5-外环火焰筒
[0033]
6-内环火焰筒
[0034]
7-内环冷却孔
[0035]
8-外环引气孔
[0036]
9-内环引气孔
具体实施方式
[0037]
为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0038]
本技术提供的航空发动机主燃烧室流量分配试验数据修正方法，基于传统堵孔法进行测量，该修正方法包括：
[0039]
1、确定进口压力测点位置
[0040]
如图1所示为典型的主燃烧室结构10示意图，由火焰筒外环5和火焰筒内环6构成的火焰筒结构位于内机匣1与外机匣2所围成的空间内，火焰筒结构的前端为火焰筒头部3，火焰筒头部3为火焰筒结构的主要流通部位，在火焰筒外环5和火焰筒内环6的壁面结构上分别有沿着轴向布置的多圈的外环冷却孔4和内环冷却孔7，外环冷却孔4和内环冷却孔7可分别自主燃烧室尾部的外环引气孔8和内环引气孔9进行引气。
[0041]
考虑到开孔有效面积采用孔的前后压差计算方式较准确，本技术中将主燃烧室的流通孔分为两部分，第一部分是火焰筒头部孔，第二部分是火焰筒筒壁上的冷却孔和火焰筒后侧的引气孔。根据流通孔的分类，将两部分孔的孔前压力测点分别选在各部分孔最前向孔的孔前——即火焰筒头部孔孔前和内外环冷却孔孔前。由于内环火焰筒6、外环火焰筒5的流道压差较大，本技术中分别在内环引气孔8、外环引气孔7最前向的冷却孔孔前设立压力测点，压力测点位置参见图2所示，火焰筒头部孔的孔前压力测点为pt31，通过测点pt31可测得扩压器出口总压，外环引气孔8和内环引气孔9最前向的外环冷却孔4和内环冷却孔7的孔前压力测点分别为ps32_o和ps32_i，通过测点ps32_o和ps32_i可分别测得外环火焰筒冷却孔前静压和内环火焰筒冷却孔前静压，火焰筒结构的出口压力测点为ps4，通过测点ps4可测得主燃烧室出口静压。
[0042]
2、构建包含影响占比的关系式及迭代计算
[0043]
根据流量公式和伯努力方程得出式中，w为流量，acd为有效开孔面积，ρ为流体密度，δp为压差。通过上述公式可以看到，压差δp的计算直接影响有效开孔面积之和acd的求解。
[0044]
表1为本技术一实施例中的某型发动机主燃烧室流量分配试验采用常规的数据处理方法δp＝pt31-ps4求解的各处有效开孔面积的占比，由表1的求解结果可看出，各部分开孔的占比之和不等于1，且数据处理误差高达24％。
[0045]
表1用δp＝pt31-ps4求解的各处有效开孔面积的占比及误差示例
火焰筒头部2.0合计0.6
[0057]
本技术的方法有效克服了航空发动机主燃烧室流量分配试验在采用堵孔法时存在的缺陷，提升了数据的真实性和准确性，为航空发动机主燃烧室设计提供有效的试验数据支撑。
[0058]
以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
技术特征：1.一种航空发动机主燃烧室流量分配试验数据修正方法，其特征在于，所述方法包括：将主燃烧室的空气流通孔分为包括火焰筒头部孔的第一部分孔和包括火焰筒冷却孔和引气孔的第二部分孔，在第一部分孔的前侧设置第一压力测点，在第二部分孔的前侧设置第二压力测点，以及在主燃烧室的出口设置第三压力测点；构建一个包含影响占比及第一压力测点、第二压力测点和第三压力测点与主燃烧室压差的关系式，通过对所述影响占比赋值得到压差，并根据流量公式及伯努利方程计算得到所述影响占比对应的不同堵孔下的有效开孔面积；通过调节所述影响占比使得不同堵孔下的有效开孔面积之和与不堵孔下的有效开孔面积的之差满足阈值要求，此时的影响占比及对应堵孔下的有效开孔面积即满足要求。2.如权利要求1所述的航空发动机主燃烧室流量分配试验数据修正方法，其特征在于，所述火焰冷却孔和引气孔包括：内环火焰筒上的内环冷却孔及所述内环冷却孔后侧对应的内环引气孔，以及外环火焰筒上的外环冷却孔及所述外环冷却孔后侧对应的外环引气孔；所述第二压力测点包括内环冷却孔前侧的内环第二压力测点和外环冷却孔前侧的外环第二压力测点。3.如权利要求2所述的航空发动机主燃烧室流量分配试验数据修正方法，其特征在于，所述关系式为：δp＝α*pt31+1/2*(ps32_o+ps32_i)*(1-α)-ps4式中，δp为压差，α为影响占比，pt31为第一压力测点对应的扩压器出口总压，ps32_o为外环第二压力测点对应的外环火焰筒冷却孔前静压，ps32_i为内环第二压力测点对应的内环火焰筒冷却孔前静压，ps4为第三压力测点对应的主燃烧室出口静压。4.如权利要求3所述的航空发动机主燃烧室流量分配试验数据修正方法，其特征在于，所述影响占比α的取值范围为(0,1)。5.如权利要求4所述的航空发动机主燃烧室流量分配试验数据修正方法，其特征在于，所述压差与不同堵孔下的有效开孔面积满足：式中，w为流量，acd为有效开孔面积，ρ为流体密度，δp为压差。6.如权利要求1至5任一所述的航空发动机主燃烧室流量分配试验数据修正方法，其特征在于，不同堵孔下的有效开孔面积之和与不堵孔下的有效开孔面积之差和阈值的关系为：|acd-acd’|＜δ式中，acd为不同堵孔下的有效开孔面积之和，acd
i
为不同堵孔下端有效开孔面积，i＝1,2,3
…
n；acd’为不堵孔下的有效开孔面积；δ为阈值。7.如权利要求6所述的航空发动机主燃烧室流量分配试验数据修正方法，其特征在于，所述阈值δ不大于5％。
技术总结本申请提供了一种航空发动机主燃烧室流量分配试验数据修正方法，包括：将主燃烧室的空气流通孔分为包括火焰筒头部孔的第一部分孔和包括火焰筒冷却孔和引气孔的第二部分孔，在第一部分孔的前侧设置第一压力测点，在第二部分孔的前侧设置第二压力测点，以及在主燃烧室的出口设置第三压力测点；构建包含影响占比及第一至第三压力测点与主燃烧室压差的关系式，通过对所述影响占比赋值得到压差，并根据流量公式及伯努利方程计算得到所述影响占比对应的不同堵孔下的有效开孔面积；通过调节所述影响占比使得不同堵孔下的有效开孔面积之和与不堵孔下的有效开孔面积的之差满足阈值要求，此时的影响占比及对应堵孔下的有效开孔面积即满足要求。面积即满足要求。面积即满足要求。
技术研发人员：于婷婷 杜成 李藏玉 王慧 田俊冲
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2022.04.08
技术公布日：2022/7/5
