本申请属于发动机控制技术领域，特别涉及一种径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法。
背景技术：
对于外涵面积特别小的航空涡扇发动机，其加力燃烧室不论是从几何空间的角度还是从隔热屏近壁面热负荷的角度考虑，都没有在最外圈布置环形稳定器的可能，因而设计了一种由径向稳定器和气冷传焰槽组织燃烧的径向传焰加力燃烧室。由于取消了环形稳定器，所以不得不采用扇区点火，这给供油规律的设计带来了前所未有的困难。
现有技术中，未见关于径向传焰加力燃烧室供油规律设计的方法。对于传统涡扇发动机加力燃烧室而言，开展供油系统设计时，通常会将加力燃烧室划分成点火区(主环形稳定器)、内涵区和外涵区，再根据各区的氧气分布来分配加力燃油。而对于径向传焰的加力燃烧室而言，不仅没有环形稳定器，而且在组织燃烧的截面已经没有明确的外内涵的界限，所以现有的加力燃烧室供油规律设计方法根本不适用于此类加力燃烧室。
技术实现要素：
为了解决上述技术问题，本申请提供了一种径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法，主要包括：
进行油路划分及喷嘴布局设计，包括将所述径向传焰加力燃烧室加力油路划分为点火扇区油路、负油路、主油路及补充油路，其中，所述点火扇区油路的出口与负油路的出口位于第一截面，所述主油路的出口位于第二截面，所述补充油路的出口位于第三截面，且沿气流流动方向，所述第二截面位于所述第一截面之前，所述第三截面位于所述第二截面与所述第一截面之间，所述负油路与主油路互为分压，所述点火扇区油路的出口形成小扇区，所述负油路的出口形成大扇区，所述大扇区与所述小扇区在所述第一截面互补，所述点火扇区的出口在所述小扇区内具有布置在传焰槽外侧的第一喷口，所述补充油路在传焰槽外侧具有第二喷口，所述第二喷口在投影到第一截面上时，能够与所述第一喷口组成一完整的环形喷口，所述主油路的出口在第二截面内分布于传焰槽内外两侧；
确定飞行包线内的多个状态点的氧气浓度分布规律，构建传焰槽外侧氧气浓度比例与加力燃烧室进口截面外内涵的气流流量之间的关系；
确定四个油路在传焰槽外侧的供油量占比；
基于全加力状态下各角向加力推力均匀，确定点火扇区油路及负油路的油量之比；
根据所述负油路与主油路互为分压的关系，设定所述负油路与主油路的总量为y，确定所述负油路与主油路的油量与所述y之间的关系；
基于已知的总的加力油量，计算四个油路的供油目标值。
优选的是，构建传焰槽外侧氧气浓度比例与加力燃烧室进口截面外内涵的气流流量之间的关系为fcyc(x)，其中，x＝wa16/(wa16 wg6)，wa16与wg6分别为加力燃烧室进口截面外内涵的气流流量。
优选的是，确定四个油路在传焰槽外侧的供油量占比为a、b、c、d，其中d＝1。
优选的是，确定点火扇区油路及负油路的油量之比之前，进一步包括确定点火扇区油路及负油路的出口喷嘴数量。
优选的是，计算四个油路的供油目标值包括：
a·m·wfii(y) b·wfii(y) c·(y-wfii(y)) (wf-m·wfii(y)-y)＝wf·fcyc(x)；
其中，wf是总的加力油量，wfii(y)为负油路的油量。
优选的是，所述状态点至少选取50个。
优选的是，每个状态点下的各路加力油量的关系式拟合成发动机进口截面总温和高压压气机出口截面总压的函数。
优选的是，进一步包括进行地面多个状态点的局部富油或贫油的校核，若出现局部富油或贫油，则重新进行油路划分及喷嘴布局设计。
本申请以传焰槽为分区边界进行加力燃油分配，通过传焰槽内外侧可用氧气比例来分配加力燃油，拓宽了加力燃烧室组织燃烧形式的可选范围，不再仅仅只能选取环形稳定器和径向稳定器(或传焰槽)组合的组织燃烧形式。
附图说明
图1是本申请径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法的一优选实施例的流程图。
图2是本申请各路总管喷嘴布局示意图。
图3是各路总管轴向分布示意图。
图4是加力燃烧室各路喷嘴打开顺序示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请提供了一种径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法，如图1所示，主要包括以下步骤：
步骤s1、进行油路划分及喷嘴布局设计。
根据喷嘴布局方案进行加力油路划分，举例说明如图2所示，该径向传焰加力燃烧室，其油路可分为：点火扇区(ⅰ路)、副油路(ⅱ路)、主油路(ⅲ路)、补充油路(ⅳ路)，其中ⅱ路和ⅲ路为分压关系。各路总管的轴向位置关系如图3所示。
参考图2及图3，本实施例将所述径向传焰加力燃烧室加力油路划分为点火扇区油路(如图2a所示)、负油路(如图2b所示)、主油路(如图2c所示)及补充油路(如图2d所示)，如图3所示，所述点火扇区油路的出口与负油路的出口位于第一截面3，所述主油路的出口位于第二截面4，所述补充油路的出口位于第三截面5，且沿气流流动方向，所述第二截面4位于所述第一截面3之前，所述第三截面5位于所述第二截面4与所述第一截面3之间，所述负油路与主油路互为分压，如图2a及2b所示，所述点火扇区油路的出口形成小扇区，所述负油路的出口形成大扇区，所述大扇区与所述小扇区在所述第一截面互补(图2a与图2b中的喷嘴2所在的区域能够拼成一个圆形)，图2中，1为传焰槽，传焰槽1将燃烧室区域划分为传焰槽内及传焰槽外两部分，图2a与2b中的喷嘴2在传焰槽内形成互补的圆形区域，图2a中还在传焰槽外间隔分布有若干喷嘴2，即在图2中，所述点火扇区的出口在所述小扇区内具有布置在传焰槽外侧的第一喷口，然后结合图4，所述补充油路在传焰槽外侧具有第二喷口，所述第二喷口在投影到第一截面上时，能够与所述第一喷口组成一完整的环形喷口，也即是图2a与图2b在传焰槽内侧区分大小扇区，图2a与图2d在传焰槽外侧区分大小扇区。另外，图2c中，所述主油路的出口在第二截面内分布于传焰槽内外两侧，图3中，5为外壁机匣。
步骤s2、分析氧气分布规律。
采用数值仿真的方法，计算飞行包线内各典型状态点的氧气浓度分布规律。
步骤s3、进行各路油量分配。
构建传焰槽外侧氧气浓度比例与加力燃烧室进口截面外内涵的气流流量之间的关系；
确定四个油路在传焰槽外侧的供油量占比；
供油规律设计最关键的环节就是完成各油路的油量分配。对于本发明例举的加力燃烧室，因为已经没有一个明确的外内涵分区，而且对于点火区和主副油路而言传焰槽内外侧的喷嘴油压一致，调整传焰槽一侧油量的同时另一侧的油量也随之变化，这给供油规律的设计带来了前所未有的困难。因此需要寻找到不同于以往任何加力燃烧室的“分区”方法，通过对多种分配方法的对比优选，最终选取传焰槽内外的氧气比例作为燃油分配的边界条件。步骤s3主要包括以下多个分步骤。
步骤s31、基于全加力状态下各角向加力推力均匀，确定点火扇区油路及负油路的油量之比。
根据仿真结果计算出在组织燃烧截面，传焰槽外侧的氧气占比，再根据多状态的仿真分析计算结果整理出传焰槽外侧氧气浓度比例的函数关系式fcyc(x)。将函数fcyc(x)的自变量x定义为x＝wa16/(wa16 wg6)，wa16和wg6分别为加力燃烧室进口截面外内涵的气流流量。
步骤s32、根据喷嘴布局分别计算四个加力油路在传焰槽外侧的供油量占比，分别设为a、b、c、d，其中d＝1。
步骤s33、在全加力状态时，为了保证各角向加力推力均匀，所以理论上ⅰ路小扇区和ⅱ路大扇区的供油压力应一致，所以可根据喷嘴数量计算出ⅰ路和ⅱ路的油量之比，此处将该比例定义为m。
步骤s34、根据主副油路(ⅱ路和ⅲ路)之间的油量关系，可在已知ⅱ、ⅲ路总油量的情况下，分别计算出两个油路各自的油量，此处定义ⅱ路的油量函数，其中自变量y为ⅱ、ⅲ路的总油量。
步骤s35、求解各路油量，列油量关系式方程：
a·m·wfii(y) b·wfii(y) c·(y-wfii(y)) (wf-m·wfii(y)-y)＝wf·fcyc(x)……………(1)
该方程式中，wf是总的加力油量，为已知量。方程中仅有一个未知数y，通过求出y即可得出某一飞行状态点，四个油路理论设计油量的目标值。
步骤s4、拟合油量控制函数。
根据步骤3中计算得出的飞行包线内各典型状态点(通常选择至少50个状态)的油量分配结果，分别拟合出各路总管的油量，并给出其关系式。通常情况下各路加力油量的关系式均可拟合成发动机进口截面总温t1和高压压气机出口截面总压p3的函数。
校核地面台架点等约10个典型状态点的燃油浓度分布场，判断燃油浓度分布是否合理。若局部略富油/贫油，则可通过适当调整油量控制函数进行微调，若出现明显的局部富油/贫油，则需返回重新进行油路划分或喷嘴布局设计，直至燃油浓度场分布均匀合理。
步骤s5、设计供油时序控制函数。
加力总管的打开顺序和加力域内油量增长速率一般设计为发动机油门杆角度的函数，本发明中设计的各路喷嘴打开顺序如图4a-4d所示。
本申请以传焰槽为分区边界进行加力燃油分配，通过传焰槽内外侧可用氧气比例来分配加力燃油，拓宽了加力燃烧室组织燃烧形式的可选范围，不再仅仅只能选取环形稳定器和径向稳定器(或传焰槽)组合的组织燃烧形式。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
1.一种径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，包括：
进行油路划分及喷嘴布局设计，包括将所述径向传焰加力燃烧室加力油路划分为点火扇区油路、负油路、主油路及补充油路，其中，所述点火扇区油路的出口与负油路的出口位于第一截面，所述主油路的出口位于第二截面，所述补充油路的出口位于第三截面，且沿气流流动方向，所述第二截面位于所述第一截面之前，所述第三截面位于所述第二截面与所述第一截面之间，所述负油路与主油路互为分压，所述点火扇区油路的出口形成小扇区，所述负油路的出口形成大扇区，所述大扇区与所述小扇区在所述第一截面互补，所述点火扇区的出口在所述小扇区内具有布置在传焰槽外侧的第一喷口，所述补充油路在传焰槽外侧具有第二喷口，所述第二喷口在投影到第一截面上时，能够与所述第一喷口组成一完整的环形喷口，所述主油路的出口在第二截面内分布于传焰槽内外两侧；
确定飞行包线内的多个状态点的氧气浓度分布规律，构建传焰槽外侧氧气浓度比例与加力燃烧室进口截面外内涵的气流流量之间的关系；
确定四个油路在传焰槽外侧的供油量占比；
基于全加力状态下各角向加力推力均匀，确定点火扇区油路及负油路的油量之比；
根据所述负油路与主油路互为分压的关系，设定所述负油路与主油路的总量为y，确定所述负油路与主油路的油量与所述y之间的关系；
基于已知的总的加力油量，计算四个油路的供油目标值。
2.如权利要求1所述的径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，构建传焰槽外侧氧气浓度比例与加力燃烧室进口截面外内涵的气流流量之间的关系为fcyc(x)，其中，x＝wa16/(wa16 wg6)，wa16与wg6分别为加力燃烧室进口截面外内涵的气流流量。
3.如权利要求2所述的径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，确定四个油路在传焰槽外侧的供油量占比为a、b、c、d，其中d＝1。
4.如权利要求1所述的径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，确定点火扇区油路及负油路的油量之比之前，进一步包括确定点火扇区油路及负油路的出口喷嘴数量。
5.如权利要求3所述的径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，计算四个油路的供油目标值包括：
其中，wf是总的加力油量，
6.如权利要求1所述的径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，所述状态点至少选取50个。
7.如权利要求1所述的径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，每个状态点下的各路加力油量的关系式拟合成发动机进口截面总温和高压压气机出口截面总压的函数。
8.如权利要求1所述的径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法，其特征在于，进一步包括进行地面多个状态点的局部富油或贫油的校核，若出现局部富油或贫油，则重新进行油路划分及喷嘴布局设计。
技术总结