基于飛行數(shù)據(jù)的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能模型修正技術(shù)

秦海勤， 趙 杰， 任立坤， 李邊疆

(海軍航空大學(xué)青島校區(qū)， 山東 青島 266041)

海軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)尤其是艦載機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)期工作在高溫、高濕、高鹽霧的惡劣環(huán)境下，相較陸基發(fā)動(dòng)機(jī)而言性能衰退更加嚴(yán)重。發(fā)動(dòng)機(jī)性能衰退可能會(huì)造成艦載機(jī)滑跑距離不夠,引起飛機(jī)墜海等嚴(yán)重事故。因此為保證飛行安全，有必要開(kāi)展海軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能監(jiān)測(cè)技術(shù)研究[1-3]。性能監(jiān)測(cè)的前提是能夠建立高精度的性能計(jì)算模型。為此國(guó)內(nèi)外學(xué)者開(kāi)展了大量研究。德國(guó)的Kurzke博士開(kāi)發(fā)了Gasturb仿真軟件[4]；NASA與美國(guó)國(guó)防部開(kāi)展了“推進(jìn)系統(tǒng)數(shù)值仿真”(numerical propulsion system simulation, NPSS)技術(shù)研究，開(kāi)發(fā)了高精度、多學(xué)科的NPSS軟件；歐盟也相應(yīng)開(kāi)展了VIVACE-ECP計(jì)劃，研發(fā)了高保真度、多學(xué)科、多系統(tǒng)的PROOSIS建模平臺(tái)。國(guó)內(nèi)在發(fā)動(dòng)機(jī)建模領(lǐng)域研究起步較晚，但也已取得了一定進(jìn)展[5-7]。

目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)建模技術(shù)已相對(duì)成熟，但在實(shí)際使用過(guò)程中，受裝配、制造公差等因素的影響，建立的發(fā)動(dòng)機(jī)基準(zhǔn)模型與發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際性能之間存在一定差異，因此通常須要修正部件特性對(duì)基準(zhǔn)模型進(jìn)行修正。臺(tái)架試車(chē)裝配有大量傳感器，能夠滿足發(fā)動(dòng)機(jī)模型修正系數(shù)計(jì)算的要求。因此，目前大多數(shù)模型基于臺(tái)架數(shù)據(jù)開(kāi)展部件特性修正[8-9]。但基于臺(tái)架數(shù)據(jù)的修正模型很難真正應(yīng)用于部隊(duì)的性能退化評(píng)估和性能狀態(tài)監(jiān)測(cè)，這是因?yàn)橐环矫媾_(tái)架數(shù)據(jù)是發(fā)動(dòng)機(jī)“裸機(jī)”狀態(tài)下的數(shù)據(jù)，沒(méi)有考慮裝機(jī)后發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道等的飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配問(wèn)題，導(dǎo)致雖然臺(tái)架數(shù)據(jù)修正的模型計(jì)算精度較高，但用于實(shí)際飛行數(shù)據(jù)時(shí)誤差較大；另一方面，隨使用時(shí)間的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)的性能會(huì)出現(xiàn)衰退，基于臺(tái)架數(shù)據(jù)的修正無(wú)法考慮這種衰退情況。因此為使所建立模型能夠真正應(yīng)用于部隊(duì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能退化評(píng)估和性能狀態(tài)監(jiān)測(cè)，應(yīng)該用實(shí)際的飛行數(shù)據(jù)對(duì)模型進(jìn)行修正。但受限于安裝空間和質(zhì)量等因素，裝機(jī)狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝的傳感器數(shù)量有限，在進(jìn)行模型修正時(shí)，可用飛行數(shù)據(jù)的數(shù)量遠(yuǎn)小于發(fā)動(dòng)機(jī)修正系數(shù)數(shù)量，修正系數(shù)求解方程成為欠定方程。

針對(duì)上述情況，本文提出一種基于飛行數(shù)據(jù)的發(fā)動(dòng)機(jī)模型修正方法，以某軍用小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，將發(fā)動(dòng)機(jī)慢車(chē)以上轉(zhuǎn)速分為4個(gè)區(qū)域，在每個(gè)區(qū)域內(nèi)假設(shè)修正系數(shù)不變，采用多工作點(diǎn)分析(multiple operating points analysis, MOPA)方法[10]，利用多個(gè)穩(wěn)態(tài)測(cè)量點(diǎn)的數(shù)據(jù)拓展發(fā)動(dòng)機(jī)性能模型修正系數(shù)求解方程組，解決修正系數(shù)求解時(shí)的欠定問(wèn)題，并使用一種自適應(yīng)差分進(jìn)化算法[11]求解上述方程組。在對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)模型修正的基礎(chǔ)上，綜合考慮轉(zhuǎn)子慣性、容積慣性、熱慣性對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)的影響，進(jìn)一步建立發(fā)動(dòng)機(jī)的過(guò)渡態(tài)模型，并對(duì)加減速過(guò)程進(jìn)行仿真。通過(guò)與實(shí)際飛行數(shù)據(jù)對(duì)比，穩(wěn)態(tài)點(diǎn)計(jì)算誤差在1.70%以內(nèi)，過(guò)渡態(tài)計(jì)算誤差在5.5%以內(nèi)，能夠滿足工程精度要求，可為部隊(duì)開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化評(píng)估和性能狀態(tài)監(jiān)測(cè)提供技術(shù)支撐。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)建模與修正

1.1 研究對(duì)象

本文的研究對(duì)象為某型軍用小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)的主要部件有二級(jí)軸流風(fēng)扇、八級(jí)軸流高壓壓氣機(jī)、環(huán)形燃燒室、一級(jí)高壓渦輪、一級(jí)低壓渦輪、外涵道、混合室、尾噴管等。該型發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)全權(quán)限電子調(diào)節(jié)器進(jìn)行控制，傳感器數(shù)量相對(duì)較多。

1.2 穩(wěn)態(tài)模型的建立與修正

為減輕監(jiān)控工作量，可利用現(xiàn)有的商業(yè)軟件建立發(fā)動(dòng)機(jī)基準(zhǔn)模型[12]。PROOSIS軟件是一款具有高保真度、可進(jìn)行多學(xué)科聯(lián)合仿真的發(fā)動(dòng)機(jī)建模軟件。該軟件提供了友好的交互式圖形化仿真界面，可根據(jù)建模對(duì)象的特點(diǎn)快速搭建性能仿真模型。因此本文利用PROOSIS軟件建立了該型發(fā)動(dòng)機(jī)變比熱的基準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)模型，如圖1所示，模型包括了進(jìn)氣道、風(fēng)扇、壓氣機(jī)、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、混合室、尾噴管和引氣等模塊。

圖1 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)模型截面圖

通常航空發(fā)動(dòng)機(jī)非線性氣動(dòng)熱力學(xué)模型可以表達(dá)如下：

(1)

z(t)=g(x(t),u(t))

(2)

式中：x為發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)向量；u是發(fā)動(dòng)機(jī)輸入向量；z是發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)量參數(shù)向量。

發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)性能由各部件性能決定，而部件性能主要取決于部件特性圖是否能真實(shí)反映部件的工作過(guò)程，即特性圖的質(zhì)量。因此為得到準(zhǔn)確的仿真計(jì)算結(jié)果，通常的做法是對(duì)特性圖進(jìn)行縮放，使模型與發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作狀態(tài)相吻合。本文定義發(fā)動(dòng)機(jī)部件流量和效率修正系數(shù)分別為：

(3)

(4)

式中：W為部件換算流量；η為部件效率；下標(biāo)real和cal分別表示為真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)和模型計(jì)算數(shù)據(jù)。

由轉(zhuǎn)動(dòng)部件(風(fēng)扇、低壓壓氣機(jī)、高壓渦輪、低壓渦輪)的流量和效率修正系數(shù)構(gòu)成向量F，發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力學(xué)模型可進(jìn)一步表示為：

(5)

z(t)=g(x(t),u(t),F)

(6)

由于實(shí)際的飛行數(shù)據(jù)已包含飛機(jī)進(jìn)氣道等對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的影響，因此利用飛行數(shù)據(jù)逆向求解式(6)所得的部件修正系數(shù)向量F是綜合考慮飛機(jī)進(jìn)氣道、發(fā)動(dòng)機(jī)性能衰退等因素對(duì)部件特性影響的綜合修正系數(shù)。

F=G-1(x(t),u(t),z(t))

(7)

式(7)的求解須要滿足測(cè)量參數(shù)的數(shù)量p大于等于部件修正系數(shù)數(shù)量n。本文研究對(duì)象雖然為電調(diào)控制，但僅有5個(gè)氣路傳感器(燃油流量Wf、高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速NH、低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速NL、高壓壓氣機(jī)后總壓Pt3、高壓渦輪后總溫Tt5)，因此式(7)的方程組求解為欠定問(wèn)題，理論上無(wú)法求解。

針對(duì)上述欠定問(wèn)題，Stamatis等[10]提出離散工作點(diǎn)分析(discrete operating points gas path analysis, DOPGPA)方法解決發(fā)動(dòng)機(jī)健康因子求解過(guò)程中測(cè)量參數(shù)不足的問(wèn)題，該方法假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)在單個(gè)工作循環(huán)中部件性能衰退程度相同，采用多個(gè)工作點(diǎn)拓展逆向求解方程組，從而為求解上述欠定問(wèn)題提供了一種有效思路。后來(lái)該方法逐步發(fā)展為多工作點(diǎn)分析(multiple operating points analysis, MOPA)[10，13]方法，進(jìn)一步證明了從有限測(cè)量參數(shù)中獲取所有部件特性性能衰退的可能性。MOPA方法的目的是計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)健康因子，使發(fā)動(dòng)機(jī)模型能夠真實(shí)反映其工作狀態(tài)，本質(zhì)是對(duì)模型的修正。因此本文以MOPA方法為基礎(chǔ)，利用多個(gè)穩(wěn)態(tài)點(diǎn)修正發(fā)動(dòng)機(jī)模型，解決基于飛行數(shù)據(jù)的發(fā)動(dòng)機(jī)性能模型修正中存在的傳感器數(shù)量不足的問(wèn)題。

MOPA方法基于發(fā)動(dòng)機(jī)單個(gè)工作循環(huán)中部件性能衰退程度相同的基本假設(shè)，而Diakunchak等[14]指出發(fā)動(dòng)機(jī)不同工作狀態(tài)下部件的流量和效率的衰退程度會(huì)隨發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的改變而變化，這就要求MOPA方法所選取的多工作點(diǎn)工作狀態(tài)差異盡可能小，以近似滿足MOPA方法部件性能衰退程度相同的假設(shè)。但Henriksson等[15]提出在多工作點(diǎn)的選取中，為減小測(cè)量噪聲對(duì)方程組求解的誤差，獲得更好的方程適定性，選擇的多個(gè)工作點(diǎn)之間工作狀態(tài)應(yīng)具有一定差異。因此MOPA方法在多工作點(diǎn)的選擇上存在一定的矛盾。

為解決上述矛盾，本文在多工作點(diǎn)選擇的問(wèn)題上進(jìn)行了折中，將發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)子慢車(chē)以上轉(zhuǎn)速分為4個(gè)區(qū)域(慢車(chē)～80%、80%～88%、88%～94%、94%～100%)，假設(shè)在每一區(qū)域內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)滿足MOPA基本假設(shè)(各部件修正系數(shù)不變)，且劃分的區(qū)域范圍足夠大能夠滿足MOPA計(jì)算修正系數(shù)收斂的要求。

在單個(gè)區(qū)域范圍內(nèi)采用MOPA方法，對(duì)式(7)進(jìn)行拓展：

(8)

式中：q為MOPA選擇的工作點(diǎn)數(shù)量，且滿足p×q≥n。

因此可將發(fā)動(dòng)機(jī)修正系數(shù)方程組求解問(wèn)題轉(zhuǎn)化為優(yōu)化問(wèn)題，采用差分進(jìn)化算法對(duì)優(yōu)化問(wèn)題進(jìn)行求解。定義該優(yōu)化問(wèn)題的目標(biāo)函數(shù)OF為：

(9)

差分進(jìn)化算法是一種基于群體智能理論的優(yōu)化算法[16]，通過(guò)種群內(nèi)個(gè)體的合作與競(jìng)爭(zhēng)實(shí)現(xiàn)全局范圍內(nèi)的搜索優(yōu)化。該算法具有簡(jiǎn)單通用、全局搜索能力強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能仿真領(lǐng)域獲得了廣泛應(yīng)用[17-18]。但由于修正系數(shù)計(jì)算須要花費(fèi)大量時(shí)間，無(wú)法通過(guò)統(tǒng)計(jì)的方法選擇最佳的控制參數(shù)S(縮放因子)、CR(交換率)。因此本文采用了一種稱之為JADE的自適應(yīng)差分進(jìn)化算法[11]。

該方法選擇自適應(yīng)的方法調(diào)整控制參數(shù)，將產(chǎn)生更好個(gè)體的控制參數(shù)保留到下一代的計(jì)算中。通過(guò)自適應(yīng)調(diào)整控制參數(shù)，提高算法的可靠性。同時(shí)該算法在貪婪策略DE/current-to-best的基礎(chǔ)上引入了一種新的變異策略DE/current-to-pbest，該策略不僅利用了最優(yōu)解的信息，還利用了其他優(yōu)解的信息，且可以將存檔的劣解與當(dāng)前種群的差異納入突變操作，使種群具有多樣性，能夠緩解早熟收斂等問(wèn)題。與標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)化算法相比該方法在保證魯棒性的同時(shí)，減少了進(jìn)化代數(shù)。

具體的修正系數(shù)計(jì)算流程如圖2所示。

圖2 修正系數(shù)計(jì)算流程圖

表1 區(qū)域1(慢車(chē)～80%)多工作點(diǎn)選取及修正誤差

表2 區(qū)域2(80%～88%)多工作點(diǎn)選取及修正誤差

表3 區(qū)域3(88%～94%)多工作點(diǎn)選取及修正誤差

表4 區(qū)域4(94%～100%)多工作點(diǎn)選取及修正誤差

1.3 過(guò)渡態(tài)模型的建立

發(fā)動(dòng)機(jī)的過(guò)渡態(tài)是指從一個(gè)穩(wěn)定的工作狀態(tài)到另一個(gè)穩(wěn)定的工作狀態(tài)的變化過(guò)程[5]。過(guò)渡態(tài)計(jì)算與穩(wěn)態(tài)計(jì)算的差異主要體現(xiàn)在以下三方面：①過(guò)渡態(tài)工作過(guò)程中供油量發(fā)生變化，發(fā)動(dòng)機(jī)功率平衡不再成立，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)慣量產(chǎn)生轉(zhuǎn)子慣性；②過(guò)渡態(tài)工作過(guò)程中部件容腔內(nèi)氣體質(zhì)量和能量發(fā)生變化，產(chǎn)生容積慣性；③過(guò)渡態(tài)工作過(guò)程中存在氣體與固體的熱交換，產(chǎn)生熱慣性。因此為提高過(guò)渡態(tài)模型計(jì)算精度，使過(guò)渡態(tài)模型能真實(shí)反映實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過(guò)程，本文建模中綜合考慮轉(zhuǎn)子慣性、容積慣性和熱慣性的影響。

1.3.1 轉(zhuǎn)子慣性

在發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)工作過(guò)程中，由于供油量的變化導(dǎo)致剩余功率的產(chǎn)生，穩(wěn)態(tài)計(jì)算中的轉(zhuǎn)子扭矩平衡不再成立，考慮到過(guò)渡態(tài)過(guò)程中轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的加減速，需要在渦輪和壓氣機(jī)的扭矩平衡方程中加入轉(zhuǎn)速的微分項(xiàng)進(jìn)行修正：

(10)

(11)

式中：NH、NL分別為高、低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速；JH、JL分別為高、低壓轉(zhuǎn)子軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；MTH、MTL分別為高、低壓渦輪輸出的扭矩；MCH、MCL分別為高、低壓壓氣機(jī)消耗的扭矩。

1.3.2 容積慣性

容積慣性與氣體的可壓縮性有關(guān)，在發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)發(fā)生劇烈變化時(shí)，容腔進(jìn)出口氣體流量、壓力、溫度發(fā)生一段時(shí)間的振蕩，進(jìn)出口氣流參數(shù)不再相等。為充分考慮容積慣性對(duì)過(guò)渡態(tài)模型的影響，在該型發(fā)動(dòng)機(jī)體積較大區(qū)域(風(fēng)扇和壓氣機(jī)之間、燃燒室、高壓渦輪和低壓渦輪之間、外涵道)添加PROOSIS專(zhuān)用的容積慣性組件，該組件模擬一維氣體動(dòng)力學(xué)的質(zhì)量、動(dòng)量、能量，則簡(jiǎn)化的微分方程為：

(12)

(13)

(14)

式中：ρ為氣體密度；V為容腔體積；Pg為氣體的壓力；Avol為容腔的橫截面積；Wg為氣體的流量；v為氣體的流速；L為容腔的長(zhǎng)度；H為氣體的焓。

1.3.3 熱慣性

在穩(wěn)態(tài)計(jì)算中，通常假設(shè)氣體與發(fā)動(dòng)機(jī)部件之間處于熱平衡，不存在熱傳遞。然而，實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行過(guò)程中這種平衡是不存在的，因此為提高建模準(zhǔn)確性，必須考慮發(fā)動(dòng)機(jī)部件與氣體之間的熱傳遞問(wèn)題。本文研究的對(duì)象為小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，為簡(jiǎn)化模型，在計(jì)算中僅考慮熱端部件(燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪)的熱傳遞。由于發(fā)動(dòng)機(jī)各部件結(jié)構(gòu)極為復(fù)雜，在計(jì)算過(guò)程中將發(fā)動(dòng)機(jī)部件簡(jiǎn)化為溫度分布均勻的板和恒定厚度的錐體。

燃?xì)馀c理想部件間的傳熱平衡公式為：

(15)

式中：Cp為發(fā)動(dòng)機(jī)理想部件的比熱；m為發(fā)動(dòng)機(jī)理想部件的質(zhì)量；T(t)為發(fā)動(dòng)機(jī)理想部件的溫度隨時(shí)間的函數(shù)；h為燃?xì)夂桶l(fā)動(dòng)機(jī)部件之間的傳熱系數(shù)；At為發(fā)動(dòng)機(jī)部件與燃?xì)獾膫鳠崦娣e。

(16)

ΔT(t)=ΔT0e-t/τ

(17)

式中：ΔT0為t=0時(shí)刻發(fā)動(dòng)機(jī)部件和氣體之間的溫差，由式(17)可以看出部件的溫度T一階滯后于氣體溫度Tgas，滯后由時(shí)間常數(shù)τ決定。

2 結(jié)果與討論

2.1 穩(wěn)態(tài)模型的驗(yàn)證

為驗(yàn)證穩(wěn)態(tài)模型計(jì)算的精度，隨機(jī)選取其他飛行過(guò)程的穩(wěn)定飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，計(jì)算各飛行條件下發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)量參數(shù)(NH、NL、Pt3、Tt5)的相對(duì)誤差，如表5所示。

通過(guò)分析表5可以發(fā)現(xiàn)各個(gè)工作點(diǎn)的計(jì)算誤差均在1.70%以內(nèi)，其中Pt3、Tt5的計(jì)算誤差相對(duì)較大。這與發(fā)動(dòng)機(jī)壓力、溫度傳感器誤差較大有關(guān)，可見(jiàn)該模型能夠滿足穩(wěn)態(tài)點(diǎn)計(jì)算工程精度要求。

表5 穩(wěn)態(tài)點(diǎn)相對(duì)計(jì)算誤差

2.2 過(guò)渡態(tài)模型仿真驗(yàn)證

提取發(fā)動(dòng)機(jī)加速、減速段數(shù)據(jù)，對(duì)修正的發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)模型進(jìn)行驗(yàn)證。在過(guò)渡態(tài)模型中輸入進(jìn)口壓力P0、溫度T0、飛行馬赫數(shù)Ma，并將實(shí)時(shí)燃油流量作為過(guò)渡態(tài)的控制參數(shù)。

在進(jìn)行過(guò)渡態(tài)計(jì)算時(shí)，計(jì)算了考慮綜合瞬態(tài)效應(yīng)(轉(zhuǎn)子慣性、容積慣性和熱慣性)和未考慮瞬態(tài)效應(yīng)的模型，并將二者與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)飛行參數(shù)進(jìn)行了對(duì)比，見(jiàn)圖3和圖4。

圖3 加速過(guò)程對(duì)比圖

通過(guò)圖3和圖4的結(jié)果可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)加減速過(guò)程中，模型的計(jì)算結(jié)果與飛行實(shí)際測(cè)量結(jié)果基本一致，綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)效應(yīng)的模型較僅考慮轉(zhuǎn)子慣性的模型的計(jì)算結(jié)果與發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際數(shù)據(jù)更加貼合，考慮發(fā)動(dòng)機(jī)綜合瞬態(tài)效應(yīng)的過(guò)渡態(tài)模型的計(jì)算誤差在5.5%以內(nèi)，僅考慮轉(zhuǎn)子慣性的模型的計(jì)算誤差在8.53%以內(nèi)，因此，為使建立的模型能夠滿足工程精度要求，在過(guò)渡態(tài)建模過(guò)程中應(yīng)綜合考慮轉(zhuǎn)子慣性、容積慣性和熱慣性的影響。

圖4 減速過(guò)程對(duì)比圖

2.3 誤差分析

本文所建模型在一定程度上能夠滿足工程精度要求，但為了進(jìn)一步提高計(jì)算精度，有必要對(duì)其中誤差來(lái)源進(jìn)行分析：

(1) 發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際飛行過(guò)程中受各方面因素影響基本不存在嚴(yán)格意義上的穩(wěn)態(tài)點(diǎn)(實(shí)際均為準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)點(diǎn))，本文進(jìn)行多工作點(diǎn)分析和穩(wěn)態(tài)點(diǎn)驗(yàn)證的穩(wěn)態(tài)飛行數(shù)據(jù)均是通過(guò)對(duì)飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行一定降噪平滑處理得到的，存在誤差。

(2) 由于發(fā)動(dòng)機(jī)各部件傳熱性能參數(shù)無(wú)法準(zhǔn)確獲得，本文僅通過(guò)實(shí)際情況進(jìn)行了估算，因此在對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)性能計(jì)算時(shí)存在一定誤差。

(3) 發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作過(guò)程極為復(fù)雜，為得到便于計(jì)算的模型必須做適當(dāng)簡(jiǎn)化和假設(shè)，如假設(shè)氣體在流道中按一維流動(dòng)處理，忽略了燃燒延遲對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的影響等等。

3 結(jié)論

(1) 針對(duì)傳統(tǒng)修正模型難以滿足裝機(jī)狀態(tài)實(shí)際監(jiān)控的需要，提出了基于飛行數(shù)據(jù)的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)模型修正技術(shù)，計(jì)算結(jié)果表明，經(jīng)過(guò)修正的數(shù)據(jù)與飛行數(shù)據(jù)相比穩(wěn)態(tài)點(diǎn)誤差在1.70%以內(nèi)。

(2) 綜合考慮轉(zhuǎn)子慣性、容積慣性、熱慣性對(duì)過(guò)渡態(tài)的影響，建立了修正的過(guò)渡態(tài)模型，結(jié)果表明，與飛行數(shù)據(jù)相比過(guò)渡態(tài)計(jì)算誤差在5.5%以內(nèi)。

(3) 簡(jiǎn)要分析了誤差產(chǎn)生的原因，為后續(xù)進(jìn)一步提高模型修正精度提供了方向。