基于地面台架数据的加力燃烧室出口参数计算方法

尾喷管进口总温和总压是飞行推力确定的关键参数,而带加力燃烧的发动机接通加力时,无法直接测量气流总温和总压,而常用的间接计算方法却需要足够精度的燃烧效率特性,为解决试飞单位缺乏燃烧效率特性的问题,本文通过使用不同的火焰稳定器阻力系数下加力燃烧室总压恢复系数与加热比和进口气动参数的关系曲线,利用尾喷管特性,结合能量守恒和流量守恒,迭代计算出加力燃烧室出口总温和总压。计算结果表明:本方法计算的加力燃烧室出口总温与测量值之间误差小于1.5%。该方法适用于带加力的涡扇发动机地面台架校准试验。