燃气涡轮试验与研究
燃氣渦輪試驗與研究
연기와륜시험여연구
GAS TURBINE EXPERIMENT AND RESEARCH
2012年
2期
37-42
,共6页
高扬%刘旭东%屈霁云%寿圣德
高颺%劉旭東%屈霽雲%壽聖德
고양%류욱동%굴제운%수골덕
燃气流量计算%参数敏感性分析%发动机性能%飞行试验
燃氣流量計算%參數敏感性分析%髮動機性能%飛行試驗
연기류량계산%삼수민감성분석%발동궤성능%비행시험
gas flow rate determination%parameter sensitivity analysis%engine performance%flight test
以某型大涵道比涡扇发动机为对象，采用高压涡轮导向器喉道流量函数的方法，计算得到燃烧室的出El温度，并间接获得燃烧室出口燃气流量。计算结果表明，本文方法所得结果与设计方计算结果吻合较好。在此基础上，针对该计算方法进行了参数敏感性分析，其结果将有助于飞行试验工程师更加合理地选择测试方法及传感器类型，为后续的试验工作奠定技术基础。
以某型大涵道比渦扇髮動機為對象，採用高壓渦輪導嚮器喉道流量函數的方法，計算得到燃燒室的齣El溫度，併間接穫得燃燒室齣口燃氣流量。計算結果錶明，本文方法所得結果與設計方計算結果吻閤較好。在此基礎上，針對該計算方法進行瞭參數敏感性分析，其結果將有助于飛行試驗工程師更加閤理地選擇測試方法及傳感器類型，為後續的試驗工作奠定技術基礎。
이모형대함도비와선발동궤위대상，채용고압와륜도향기후도류량함수적방법，계산득도연소실적출El온도，병간접획득연소실출구연기류량。계산결과표명，본문방법소득결과여설계방계산결과문합교호。재차기출상，침대해계산방법진행료삼수민감성분석，기결과장유조우비행시험공정사경가합리지선택측시방법급전감기류형，위후속적시험공작전정기술기출。
Taking a high bypass ratio turbofan as the research object, the combustor exit temperature is cal- culated by using the method of HP turbine nozzle throat flow function, and to get the core airflow rate indi- rectly. The computation results are good agreement with the engine designer＇s results. Based on that, param- eter sensitivity analysis is performed, from which the result can be useful for flight test engineers to select suitable measurement and transducers, and also provided the technical base for future test.
