本发明属于航空发动机性能测试，特别涉及航空发动机性能达到稳定的时长确定方法及系统。
背景技术：
1、航空发动机稳定状态性能录取是研制时重要的试验内容，于航空发动机为热能机械，其性能与结构尺寸强相关，在发动机稳态性能试验中，其尺寸/结构因受热会发生变化(尤其是涡轮处的机匣和涡轮转子叶片)，而在尺寸/结构变化过程中，发动机性能匹配也随之改变，即出现了尺寸/结构变化与发动机性能匹配之间的相互影响，只有两者之间达到平衡时，才能确定为达到了稳定状态，才能记录稳定状态数据，那么确定达到稳定状态的时长显得尤为重要，若时间较短，发动机可能未达到稳定状态，所记录的数据不能表达稳定状态下的性能参数，如时间过长，则会浪费试验资源，且发动机从某一稳定状态到达另外一个稳定状态之间的时长不仅与两个状态之间的温度变化有关，还和发动机尺寸有关，而现有的都是通过经验来确定发动机性能到达稳定状态的时间。
技术实现思路
1、针对上述问题，本发明提出航空发动机性能达到稳定的时长确定方法，包括以下步骤：
2、获取发动机处于相邻的第一运行状态的末端时刻和第二运行状态的起始时刻，以及发动机在第一运行状态的末端时刻的发动机性能参数；
3、基于第一运行状态的末端时刻的发动机性能参数，计算获取第二运行状态的起始时刻的发动机性能参数；
4、设定若干单位间隔时间，基于第二运行状态的起始时刻的发动机性能参数，依次计算若干单位间隔时间后的发动机性能参数，直至发动机性能参数保持不变；
5、获取设定单位间隔时间的总次数，确定航空发动机从第一运行状态的末端时刻到第二运行状态中实现稳定状态的所用时长。
6、更进一步地，确定航空发动机从第一运行状态的末端时刻到第二运行状态中实现稳定状态的所用时长包括：时间差和间隔总时长；
7、时间差表示第一运行状态的末端时刻和第二运行状态的起始时刻之间的时间间隔，即推动发动机从第一运行状态所属档位至第二运行状态所属档位过程的推杆用时；
8、间隔总时长表示单位间隔时间与设定单位间隔时间的总次数的乘积值。
9、更进一步地，发动机性能参数包括：燃气涡轮转子叶片温度、机匣温度和燃气涡轮转子进口气流温度。
10、更进一步地，发动机性能参数保持不变的依据是：
11、且
12、式中，为收敛系数，取值为10-4，表示当下单位间隔时间后的燃气涡轮转子叶片温度，表示当下单位间隔时间后的机匣温度，当下单位间隔时间后燃气涡轮转子进口气流温度。
13、更进一步地，燃气涡轮转子叶片温度的计算公式为：
14、
15、式中，表示当下单位间隔时间后的燃气涡轮转子叶片温度，表示前一次单位间隔时间后的燃气涡轮转子叶片温度，δtblade表示燃气涡轮转子叶片温度变化值，表示前一次单位间隔时间后的燃气涡轮转子进口气流温度，δt表示单位间隔时间，ξblade表示叶片换热系数；
16、并基于前一次单位间隔时间后的燃气涡轮转子叶片温度，计算获取当下单位间隔时间后的涡轮转子变形量：
17、
18、式中，θblade叶片材料变形系数，δl(n-1)表示当下单位间隔时间后的涡轮转子变形量，表示前一次单位间隔时间后的燃气涡轮转子叶片温度，表示前一次单位间隔时间后的燃气涡轮转子进口气流温度，δt表示单位间隔时间，l表示燃气涡轮转子叶片初始长度。
19、更进一步地，机匣温度的计算公式为：
20、
21、式中，表示当下单位间隔时间后的机匣温度，表示前一次单位间隔时间后的机匣温度，δtcasing表示机匣温度变化值，表示前一次单位间隔时间后的燃气涡轮转子进口气流温度，δt表示单位间隔时间，θcasing表示机匣材料受热变形系数；
22、并基于前一次单位间隔时间后的机匣温度，计算获取当下单位间隔时间后的机匣变形量：
23、
24、式中，δr(n-1)表示当下单位间隔时间后的机匣变形量，θcasing表示机匣材料受热变形系数，表示前一次单位间隔时间后的燃气涡轮转子进口气流温度，表示前一次单位间隔时间后的机匣温度，r表示机匣初始长度。
25、更进一步地，燃气涡轮转子进口气流温度基于燃气涡轮的部件效率计算公式获得，燃气涡轮的部件效率计算公式为：
26、
27、式中，η(n)表示当下单位间隔时间后燃气涡轮的部件效率，表示前一次单位间隔时间后的燃气涡轮转子进口气流温度，wacc(n-1)表示前一次单位间隔时间后燃气涡轮转子进口换算流量，nh表示当下稳定状态的发动机转速；
28、其中，
29、δh(n-1)＝δh(n-2)+δr(n-1)-δl(n-1)
30、式中，δh(n-1)表示当下单位间隔时间后的机匣与涡轮的间隙，δl(n-1)表示当下单位间隔时间后的涡轮转子变形量，δr(n-1)表示当下单位间隔时间后的机匣变形量，δh(n-2)表示前一次单位间隔时间后的机匣与涡轮的间隙。
31、本发明还提出了航空发动机性能达到稳定的时长确定系统，包括：
32、第一阶段数据获取单元，用于获取发动机处于相邻的第一运行状态的末端时刻和第二运行状态的起始时刻，以及发动机在第一运行状态的末端时刻的发动机性能参数；
33、第二阶段数据获取单元，用于基于第一运行状态的末端时刻的发动机性能参数，计算获取第二运行状态的起始时刻的发动机性能参数；
34、数据叠算单元，用于设定若干单位间隔时间，基于第二运行状态的起始时刻的发动机性能参数，用于依次计算若干单位间隔时间后的发动机性能参数，直至发动机性能参数保持不变；
35、时长汇总单元，用于获取设定单位间隔时间的总次数，确定航空发动机从第一运行状态的末端时刻到第二运行状态中实现稳定状态的所用时长。
36、更进一步地，时长汇总单元还被用于获取时间差和间隔总时长；
37、时间差表示第一运行状态的末端时刻和第二运行状态的起始时刻之间的时间间隔，即推动发动机从第一运行状态所属档位至第二运行状态所属档位的过程用时；
38、间隔总时长表示单位间隔时间与设定单位间隔时间的总次数的乘积值。
39、更进一步地，发动机性能参数包括：燃气涡轮转子叶片温度、机匣温度和燃气涡轮转子进口气流温度。
40、更进一步地，发动机性能参数保持不变的依据是：
41、且
42、式中，为收敛系数，取值为10-4，表示当下单位间隔时间后的燃气涡轮转子叶片温度，表示当下单位间隔时间后的机匣温度，当下单位间隔时间后燃气涡轮转子进口气流温度。
43、本发明提出的航空发动机性能稳定的时长确定方法及系统，在转子、机匣、涡轮的温度变动会导致各自发生尺寸变化，而转子、机匣、涡轮的尺寸变化会反过来影响发动机性能的基础上，通过不断推断计算获取航空发动机最新的燃气涡轮转子叶片温度、机匣温度、燃气涡轮转子进口气流温度，并根据三者温度来判断转子、机匣、涡轮是否均达到稳态状态，将机匣、转子叶片、燃气这三者温度均实现稳定作为发动机最终达到平衡状态的依据，进而获取发动机达到稳态的最小时长，取缔传统根据工作经验判断时长的方法，准确度高且更为便利，提高航空发动机稳定状态性能录取数据的精准度。
44、本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书以及附图中所指出的结构来实现和获得。
1.航空发动机性能达到稳定的时长确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的航空发动机性能达到稳定的时长确定方法，其特征在于，所述确定航空发动机从第一运行状态的末端时刻到第二运行状态中实现稳定状态的所用时长包括：时间差和间隔总时长；
3.根据权利要求1所述的航空发动机性能达到稳定的时长确定方法，其特征在于，所述发动机性能参数包括：燃气涡轮转子叶片温度、机匣温度和燃气涡轮转子进口气流温度。
4.根据权利要求3所述的航空发动机性能达到稳定的时长确定方法，其特征在于，所述发动机性能参数保持不变的依据是：
5.根据权利要求4所述的航空发动机性能达到稳定的时长确定方法，其特征在于，所述燃气涡轮转子叶片温度的计算公式为：
6.根据权利要求5所述的航空发动机性能达到稳定的时长确定方法，其特征在于，所述机匣温度的计算公式为：
7.根据权利要求6所述的航空发动机性能达到稳定的时长确定方法，其特征在于，所述燃气涡轮转子进口气流温度基于燃气涡轮的部件效率计算公式获得，燃气涡轮的部件效率计算公式为：
8.一种航空发动机性能达到稳定的时长确定系统，其特征在于，包括：
9.根据权利要求8所述的航空发动机性能达到稳定的时长确定系统，其特征在于，所述时长汇总单元还被用于获取时间差和间隔总时长；
10.根据权利要求8所述的航空发动机性能达到稳定的时长确定系统，其特征在于，所述发动机性能参数包括：燃气涡轮转子叶片温度、机匣温度和燃气涡轮转子进口气流温度。
11.根据权利要求10所述的航空发动机性能达到稳定的时长确定系统，其特征在于，所述发动机性能参数保持不变的依据是：
