飞行中的推力分析

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1、飞行中的推力分析安装在发动机节上的应变式传感器直接应用到机身测力（安装节推力），因此，衡量一个发动机，主要是净推力而不是总推力。不幸的是，由于不论以何种方式计算推进力，净推 力，正如它定义的那样，并不总是与发动机安装节上的应用力，特别是在高速飞行时。为了直接测量得到净推力或总推力，考虑并将所有直接作用于发动机的重要的力计算在内，因此，将这些有直接价值的力合起来是需要的。图17示出了，在F-15战机中，作用在已安装的发In竝卜3担I raCEiohiEngiHie- rrounil. reactjoiih fTTD JO?-Erligiirifi-face pressure dlragiipre

2、ssureAircrafEInterface动机上的一系列典型的力。EnihiCi-bodly presBii rfl forcfij &otfy &resswre假设这次试验的目的是计算总推力，依据如图17所示的力显然需要几个假设，因为有许多 力是不可估测的，或不能用 ACTIVE 项目仪表式的测量。例如，连接器的阻力和飞机界面 摩擦力都是未知的，然而可以采取一些措施，以尽量减少其影响，使他们可以假定等于 0 磅。特别地，提供机体与电机连接的电缆和管道的自由运动使连接器阻力最小化。 F-15 ACTIVE 飞机具有独特的背带系统，用于加固飞机密封在尾部的静态结构的喷气口的钛合金 襟翼。该系统

3、被认为是在设备和在本节后面讨论的简化总推力计算的环境压力间提供一个均 衡的分布。没有简单的步骤可以用来确保消除入口密封反应，但考虑纵向变形和热膨胀的发动机， 密封件的设计应适应的最低限度为0.25 英寸。在没有其他办法情况下，入口密封反应因此 假定等于0 磅。下面将要讨论的，一些证据表明存在非常高的总推力的情况可能会导致不可 忽视的入口密封反应，但只有在最大（全增大）功率下飞行包线的一小部分。在使用的是飞机制造商的飞机发动机安装效果模型的F-15飞机情况下，喷气口阻力本 质上是一种不可估测的通常计算力。安装效果模型也计算诸如发动机引气和马力提取等变量。然而，该模型提出了大型的计算增加了本身负担

4、，其使用与减少复杂性推力的计算的思想，输入测得的数据或在飞机上显示实时数据的目标是不相符的。为方便起见，喷气口阻力是可以忽略的因素，因为在飞行包线上大部分情况是增强动力 的。然而，与在军用（最大非扩张）功率和更小的喷气口配置下，当速度接近1 马赫时喷气 口阻力戏剧性地急剧上升。但是，随着速度的增加，总推力也迅速上升，所以忽略喷气口阻 力的影响将以最小化的百分数形式表现出来。使用此效果考虑，此分析中喷气口阻力假定等 于到 0 磅。这种假设的影响将被“结果和讨论”一节中详细讨论。总推力计算其余部分的力是不可忽略的，然而，这些力信息都可以从F-15 ACTIVE飞机的使用仪 器数据流中计算出来的，因

5、此，总推力现在将根据在发动机安装节上的轴向力应变计测量出 来。总结如图 17所示的力和忽视这些上面部分中假设为零的力，下面的等式的结果：F= F+十grojjjho曲柑7fam.flaw 戸!rfzLfimn?F卜站丫甲址尸吃其中Fgross是总推力，Fmount是以发动机的轴向力测量计为基础的压力，Fram是发动 机进气口平面冲击阻力项引起发动机进气流冲力，Fface body为发动机的表面面阻力所造成 的流动压力，Fbody pressure是所得发动机尾部向前投影面积上的作用力并且包括周围环境 压力的影响和发动机托架的压力。所有的力衡量单位都是磅。简化的假设解释过投影面积的入口面作用力和

6、喷气口的压力相互抵消，发动机托架压力 等于环境压力。由于这一假设，表面和机体（环境）的压力相互抵消，在F100系列发动机 中，Ainlet，暴露的发动机入口面横截面面积等于951.0平方英寸。环境压力P0,是可从飞 机数据流中得知的一种位置校正的测量值。发动机进气口的静态压力P2，可从IDEEC计算 机中做一种生产输出值，并是来自发动机的鼻锥探针的空间平均测量值。根据 P0 和 P2 现在是已知的，下面的等式可以构造：pr&isure Ffnidy-（尸士 一吃）其中入口的横截面面积的测量单位是平方英寸，压力计量单位当然是磅/平方英寸。发动机进气口平面冲击阻力项，Fram，现在在式（1）右侧仍

7、旧是未知变量。这个变量 用真正的发动机入口质量流量，单位为磅/秒与发动机入口面速度，英尺/秒为单位相乘计算（下式中所示），从IDEEC中使用输出参数这两个可以推导出如下图所示的公式。F =（3也刖32.17发动机质量流量在IDEEC内计算，因为在调度和稳定性设计中发动机质量流量是一个重要参数。然而，发动机的质量流量是来自IDEEC的在发动机校正格式配置中的输出值，并且必须被转换成真进口质量流量是用于该应用。这转换如下面的公式中所示：其中，WACC是IDEEC估计校正的质量流量以磅/秒为单位测量，Pt2是IDEEC的估计 的发动机进气道总压，单位磅/平方英寸，当然Tt2也是可从IDEEC中测得的

8、发动机入口合 计温度，单位是。F。最后， 根据标准大气计算以下两个所示的动态关系方程。 首先， 2 =卩皿叫Q）在其中 Vsonic 是发动机入口声速，单位英尺/秒， M2 是传入气流的马赫数。通过扩展 这些项和使用适当的气体常数和用于空气的比热容比，以下方程可以导出：-0一琳、JS =12014+ 459.67)其中发动机的入口平面的速度现在完全是用先前定义的项表示。请注意，在式（6）和式（4）还有式（3）中，Tt2项取消。在式（1）中目前已知的所有项和总推力根据在发动机板上的直接测量都可以计算出来 的。请注意，净推力可以很容易由所产生的总推力值减去从式（1）的的飞机进气道平面冲 击阻力得出

9、。飞机入口平面冲击阻力的计算由飞机发动机真实的质量流量乘以速度得出。假设需要的输入参数在飞机上的数据流都是现成的，在这种情况下，计算发动机进气口 平面冲击阻力和圧力就不是一个复杂的问题。使用一个数字发动机控制器中的生产数据流可 以因此避免昂贵的仪器要求，以便在测量的温度和发动机的表面压力中计算这些力项。 基准分析模型说明由Pratt &Whitney提供两种解析模型用于计算总推力以便为依据直接推力测量技术的应变计服务作为基准。这些模型是飞行后的气动热力推力模型和内建喷气口控制器推力模型。飞行后的气动热力推力模型飞行后模型是F100-PW-229发动机的一种高精确度气动热力模型并设计供客户使用。

10、发动机的性能建模，发动机零部件地面测试数据，测得的发动机和飞机的飞行数据的组合允 许模型使用计算质量流温度方法准确地计算出推力。测得的发动机参数的使用允许模型部分 补偿发动机到发动机的性能变化。测量的自由气流的高度和马赫数，风扇转速，风扇导向叶 片角度，涡轮放电总压力，核心和加力燃烧室的燃料流的值用作分析模型的输入值。自由气 流的高度和马赫数从飞行控制器得到，而其余的参数分别从IDEEC得到。在某些任务，高 精确度，飞行试验，体积燃料流量计是可能的并被用于代替IDEEC值。波音公司（原麦道公司航空航天）开发的 F-15 的安装效果子项目，用于检测对发动机 机身推力性能损害，包括马力和引气提取。

11、合并后的发动机推力和安装效果的建模过程是非 常计算密集型的，并且可以需要几个小时在专用计算机上的工作站来处理单个命令。从这个 模型中根据飞行状态和功率设定计算总推力的不确定性带估计范围从2%到4。 内建喷气口控制器推力模型F-15 ACTIVE飞机上在喷气口控制器内的总推力模型是被用来使用喷气口来防止不安 全的矢量力。这种模型源自在上面的部分描述的飞行后模型，并且也采用测得的数据作为输 入。然而，这种模型使用简化例程来提高执行代码的速度，允许其在实时应用程序中使用， 但也增加了计算的不确定性。内建模型使用了区域压力推力计算方法，这减少了被要求用来计算总推力的输入参数的 数量。从IDEEC衍生的

12、喷气口喉部区域和涡轮机排出的总压力，伴随着从飞行控制器中来 的，被用作输入。因为用区域压力推力计算方法去输入测量误差比质量流量温度法更趋 于敏感，所以输入参数数量的减少进一步提高了与飞行后模型相关的总推力不确定性。这种模型的不确定性带比飞行后模型更好：随着发动机从一个平均的健康状态脱离，错 误增量增长，因为内建模型比飞行后模型更没能力容纳非标称发动机的运转模式。由于内建 模型在限制实时的喷气口矢量力的大小中起着至关重要的作用ACTIVE项目的一个重要结 论已经验证了内建喷气口控制器推力模型驳斥了飞行后模型。分析约束和范围这种分析的目的在于，在稳态的飞机和发动机的运行中处理直接推力测量数据，这样

13、做 的目的是，尽量减少比较对仅仅被设计为准稳态发动机运转的参考模型运用直接推力测量技 术时的不确定性。此外，虽然应变计信号调节过程一直被设计用来适应飞机的操纵和喷气口 向量力，这些力对发动机安装轴向力的读数的影响在整个飞行包线中仍旧被量化并仍然尚未 充分的理解，如前面所讨论的。其结果是，对正常飞机加速大于2g和小于0g,横向加速度大于O.lg的，飞机的俯仰率 大于2.5度/秒，横摆率大于2度/秒，侧倾率大于6度/秒，桨距角大于10，侧倾角大于 20，爬升率大于50英尺/秒的数据进行过滤以消除任意次数的削减。对任何快速的喉道位 置变化超过5，持续6 秒的这些数据也将被过滤。所有喷气口引导或非标称

14、出口区域调节 期间收集的推力数据通过过滤也被排除在外。这种分析集中在两个功率设置，军用和最大功率，这主要是因为在整个Active飞行包 线内在这两种功率设置下大数据量是可能的，因为在军用和最大功率下参考模型被认为是最 准确的。在1996年的超过8个月期间的十三项任务被选择是因为这些任务完全覆盖飞行包 线，并提供了从低到高马赫数丰富的稳定的发动机数据。对这些任务完整的分析并根据在上 面的约束对他们的数据进行过滤。其结果是一个数据在军用功率基础上进行3822次和在最 大功率下进行1420次。用直接推力测量方法得到的值和来自参考模型的每次数据切割的输出值之间的差异被 计算出来。在每个功率设置下将所有

15、飞机的数据合并然后基于马赫数和高度区段排序，每一 个区段横跨5000英尺， 0.1马赫。然后将每个区段内的每个参数数据分别平均。在军用功率 下， 52个马赫-高度区段结果，在最大功率下，产生58个区段结果。在“结果与讨论”一 节可以看到在整个飞行包线内在马赫-高度区段大范围的数据。绝对数据大规模的引用被删 除来保护的信息的专有权。结果与讨论图18示出采用直接计算推力测量技术军用功率总推力和由飞行后模型计算的总推力之 间的百分比差异。所不同的是绘制的是代表性的海拔高度：10,000英尺， 20000英尺， 30000 英尺，和 45,000 英尺的马赫数的函数，百分比差额范围从约1至 12，这取

16、决于飞行条 件。在给定高度，当亚音速增加时差异的倾向减少。马赫1.0之前这一趋势逆转，马赫1.0 附近达到差异峰值，然后随速度增加再次减少。对于所有军用功率点平均百分比差异是 4.2。图19示出了如图18所示的类似的数据安排，不同的是现在功率设定为最大。在这种情 况下，百分比差异范围约在2和13之间。在马赫1附近看到的局部峰值百分比差异在军用功率下不如在最大功率下清楚;然而，在一个海拔 45000 英尺，最大速度为 2.0 马赫情况下 强下降的趋势是明显的。在3 万英尺的高空，百分比的差异相对稳定直到速度增加到最大 1.7 马赫，超出这个范围的百分比差异会急剧上升并持续这样直到达到2.0马赫。对于所有 的最大功率点平均百分比差异为 3.8。Aver