1、 中华人民共和国航天行业标准FL 2840 QJ 3159.3 2002弹用涡轮喷气发动机试验数据处理方法 第 3 部分：飞行试验 Method of test data processing for missile used turbojet Part3: Flight test 20030201实施 20021120发布 国防科学技术工业委员会 发 布 QJ 3159.3 2002 前言 本标准分为三个部分： 第1 部分：台架试验； 第2 部分：高空模拟试验； 第3 部分：飞行试验。 本部分是标准的第3 部分。 本部分由中国航天科工集团公司提出。 本部分由中国航天标准化研究所归口。 本部分
2、起草单位：中国航天科工集团公司第三研究院三十一研究所。 本部分主要起草人：于守志、袁宁、何春茹。 40 QJ 3159.3 2002 弹用涡轮喷气发动机试验数据处理方法 第 3 部分：飞行试验 1 范围 本部分规定了弹用涡轮喷气发动机飞行试验中测量数据的处理方法。 本部分适用于弹用涡轮喷气发动机（以下简称发动机）飞行试验的数据处理。弹用涡轮风扇发 动机飞行试验数据处理可参照执行。 2 规范性引用文件 下列文件中的条款通过本部分的引用而成为本部分的条款。凡是注日期的引用文件，其随后所 有的修改单（不包含勘误的内容）或修订版均不适用于本部分，然而，鼓励根据本部分达成协议的 各方研究是否可使用这些文
3、件的最新版本。凡是不注日期的引用文件，其最新版本适用于本部分。 GJB 359 涡喷涡扇发动机性能的湿度修正规范 GJB 366.3 大气湿度（0 10公里） GJB 378 涡喷涡扇发动机性能的温度修正规范 GJB 722 涡喷涡扇发动机试车性能修正规范 QJ 3159.1 2002 弹用涡轮喷气发动机试验数据处理方法 第1 部分：台架试验 3 符号 下列符号适用于本部分： A 中间参数，单位为每开尔文（1/K）； 0 A 进气道进口截面面积，单位为平方米（m 2 ）； 3 A 燃烧室等直截面面积，单位为平方米（m 2 ）； 5 A 喷管出口有效截面面积，单位为平方米（m 2 ）； 5 A
4、喷管出口截面面积，单位为平方米（m 2 ）； 50 A 288.15K时喷管出口截面面积，单位为平方米（m 2 ）； 1 a 经验系数； 1 b 系数，单位为焦耳分每秒转（Jmin/ （sr）； 2 b 系数，单位为三次方米分每秒转（m 3 min/ （sr）； 3 b 系数，单位为三次方米每秒（m 3 /s）； f CH 燃油热值修正系数； gF CH 总推力的湿度修正系数； n CH 转速的湿度修正系数； px CH 总压力的湿度修正系数； qa CH 空气质量流量的湿度修正系数； qf CH 燃油质量流量的湿度修正系数； tx CH 总温的湿度修正系数； 41 QJ 3159.3 200
5、2 gF CT 总推力的温度修正系数； n CT 转速的温度修正系数； px CT 总压力的温度修正系数； qf CT 燃油质量流量的温度修正系数； tx CT 总温的温度修正系数； f c 耗油率，单位为千克每十牛小时（kg/ （daNh）； * f c 折合耗油率，单位为千克每十牛小时（kg/ （daNh）； fuel c 燃油比热容，单位为焦耳每千克开尔文（J/ （kgK ）； pa c 干空气定压比热容，单位为焦耳每千克开尔文（J/ （kgK ）； pav c 湿空气定压比热容，单位为焦耳每千克开尔文（J/ （kgK ）； pe c 虚构燃气定压比热容，单位为焦耳每千克开尔文（J/ （
6、kgK ）； pgv c 燃烧产物定压比热容，单位为焦耳每千克开尔文（J/ （kgK ）； 0 pg c 燃气定压比热容初值， 1200，单位为焦耳每千克开尔文（J/ （kgK ）； 0 pg c pv c 水蒸气定压比热容，单位为焦耳每千克开尔文（J/ （kgK ）； 1 c 饱和蒸气压经验常数，单位为摄氏度（）； 5 c 喷管出口声速，单位为米每秒（m/s ）； d 进气含湿量； F 推力，单位为牛顿（ ）； N * F 折合推力，单位为牛顿（ ）； N g F 总推力，单位为牛顿（ ）； N f 油气比； * f 折合油气比； ( 5 5 p / p f t P ) 喷管出口压比函数；
7、H飞行高度，单位为米（m ）； f H 燃油热值，单位为焦耳每千克（J/kg）； a h 干空气比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； 0 a h 288.15K时干空气比焓， 283634，单位为焦耳每千克（J/kg）； 0 a h 0 av h 288.15K时湿空气比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； e h 虚构燃气比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； 0 e h 288.15K时虚构燃气比焓， 365958，单位为焦耳每千克（J/kg）； 0 e h 0 gv h 288.15K时湿燃气比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； ta h 干空气总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； tv
8、h 水蒸气总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； 0 t h 湿空气总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； 1 t h 压气机进口总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； 2 t h 压气机出口总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； s t h 2 等熵压缩总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； a t h 3 轴功率平衡的涡轮进口总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； 42 QJ 3159.3 2002 4 t h 涡轮出口总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； m t h 4 对应涡轮出口测量总温的总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； s t h 4 涡轮出口等熵膨胀总比焓，单位为焦耳每千
9、克（J/kg）； 5 t h 喷管出口总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； v h 水蒸气比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； 0 v h 288.15K时水蒸气比焓， 524404，单位为焦耳每千克（J/kg）； 0 v h 0 h 湿空气比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； 5 h 喷管出口比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； J 转动惯量，单位为千克平方米（kgm 2 ）； L 理论空气量； Ma飞行马赫数； n 转速，单位为转每分（r/min）； * n 折合转速，单位为转每分（r/min）； * c n 0 通用压气机增压比特性图上（ ）点的折合转速，单位为转每分（r/min）；
10、* ma c q , * n 0 通用压气机效率特性图上（ ）点的折合转速，单位为转每分（r/min）； * ma c q , H p 大气压力，单位为帕斯卡（Pa）； ii p 喷油环前燃油压力，单位为帕斯卡（Pa）； tx p 某截面总压力，单位为帕斯卡（Pa）； * p tx 某截面折合总压力，单位为帕斯卡（Pa）； 0 t p 来流总压力，单位为帕斯卡（Pa）； 1 t p 压气机进口总压力，单位为帕斯卡（Pa）； 2 t p 压气机出口总压力，单位为帕斯卡（Pa）； 3 t p 涡轮进口总压力，单位为帕斯卡（Pa）； 4 t p 涡轮出口总压力，单位为帕斯卡（Pa）； 5 t p 喷
11、管出口总压力，单位为帕斯卡（Pa）； d t p 5 设计状态喷管出口总压力，单位为帕斯卡（Pa）； max v p 饱和蒸汽压力，单位为帕斯卡（Pa）； 0 p 标准大气压力， ，单位为帕斯卡（Pa）； 101325 0 = p 5 p 喷管出口静压力，单位为帕斯卡（Pa）； ma q 干空气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； * ma q 折合空气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； * mas q 折合转速为 时喘振边界的折合空气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； * c n 0 mav q 湿空气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； mf q 燃油质量流量，单位为千克每秒（
12、kg/s）； * mf q 折合燃油质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； mf q 相同喷油环压差试验的燃油质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； mgv q 燃气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； mgvd q 设计状态燃气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； 43 QJ 3159.3 2002 v q 滑油容积流量，单位为立方米每秒（m 3 /s）； a R 干空气气体常数， =287.053，单位为焦耳每千克开尔文（J/ （kgK ）； a R av R 湿空气气体常数，单位为焦耳每千克开尔文J/ （kgK ）； e R 虚构燃气气体常数， ，单位为焦耳每千克开尔文（J/ （kg
13、K ）； 367 296. R e = g R 燃气气体常数初值， ，单位为焦耳每千克开尔文J/ （kgK ）； 4 287. R g = gv R 燃气气体常数，单位为焦耳每千克开尔文J/ （kgK ）； v R 水蒸汽气体常数， ，单位为焦耳每千克开尔文J/ （kgK ）； 507 461. R v = SM压气机喘振裕度； T绝对温度，单位为开尔文（K）； T H 大气温度，单位为开尔文（K）； T tx 某截面总温，单位为开尔文（K）； T * tx 某截面折合总温，单位为开尔文（K）； T t0 来流总温，单位为开尔文（K）； T t00 来流总温的迭代初值，单位为开尔文（K）； T
14、 t1 压气机进口总温，T t1= T t0，单位为开尔文（K）； T t2 压气机出口总温，单位为开尔文（K）； T t2s 等熵压缩总温，单位为开尔文（K）； T t2s0 等熵压缩总温迭代初值，单位为开尔文（K）； T t3 燃烧室参数计算的涡轮进口总温，单位为开尔文（K）； T t3a 轴功率平衡的涡轮进口总温，单位为开尔文（K）； T t3a0 轴功率平衡的涡轮进口总温的迭代初值，单位为开尔文（K）； T t4 涡轮出口总温，单位为开尔文（K）； T t4m 涡轮出口测量总温，单位为开尔文（K）； T t4s 涡轮等熵膨胀总温，单位为开尔文（K）； T t4s0 涡轮等熵膨胀总温的迭
15、代初值，单位为开尔文（K）； T t5 喷管出口总温，单位为开尔文（K）； T t5d 设计状态喷管出口总温，单位为开尔文（K）； T w5 喷管出口壁温，单位为开尔文（K）； T 0 标准温度，T 0 =288.15，单位为开尔文（K）； T 5 喷管出口静温，单位为开尔文（K）； T 50a 亚临界状态喷管出口静温的迭代初值，单位为开尔文（K）； T 50b 临界状态或不完全膨胀状态喷管出口静温的迭代初值，单位为开尔文（K）； H t 大气温度，单位为摄氏度（）； 0 v 模拟状态发动机飞行速度，单位为米每秒（m/s ）； 5 v 喷管出口速度，单位为米每秒（m/s ）； a w 单位工质
16、附件功，单位为焦耳每千克（J/kg）； e w 其他附件功，单位为焦耳每千克（J/kg）； 余气系数； 44 QJ 3159.3 2002 a 飞行攻角，单位为度（ ）； 5 l 喷管出口的线膨胀系数，单位为每摄氏度（1/）； 飞行侧滑角，单位为度（ ）； a 干空气比热比； av 湿空气比热比； g 燃气比热比的迭代初值， ； 33 1. g = gv 湿燃气比热比； n 转速差，单位为转每分（r/min）； 0 p 滑油泵的增压，单位为帕斯卡（Pa）； f p 喷油环前后压差，单位为帕斯卡（Pa）； p p 燃油泵的增压，单位为帕斯卡（Pa）； 4 t T 实际测量总温与燃烧室参数计算总温
17、差，单位为开尔文（K）； t 以15为基准的燃油温差，单位为摄氏度（）； 时间差，单位为秒（s）； 4 t T 涡轮出口温度相对偏差； b 燃烧效率相对偏差； 喷管损失系数，一般取 为0.01 0.02 ； 燃烧室局部阻力系数； b 燃烧室参数计算的燃烧效率； ba 轴功率平衡的燃烧效率； c 压气机效率； m 转子机械效率； t 涡轮效率； 燃烧室参数计算的加热比； a 轴功率平衡的加热比； c 压气机增压比； cs 折合转速为 时喘振边界增压比； * c n 0 t 涡轮膨胀比； f 飞行用燃油密度，单位为千克每立方米（kg/m 3 ）； f 台架试验用燃油密度，单位为千克每立方米（kg/
18、m 3 ）； 进气道总压恢复系数； b 燃烧室总压恢复系数； nz 喷管总压恢复系数； 时间，单位为秒（s）； 大气相对湿度； 进气道流量系数； 发动机轴线与飞行方向的夹角，单位为度（ ）。 45 QJ 3159.3 2002 4 一般要求 4.1 各遥测系统应按有关规范的规定进行标定和检验。 4.2 在飞行试验的飞行空域内记录的气象参数应可靠。 4.3 各遥测参数在数据处理换算前，应按最小二乘法原则进行处理。 4.4 试验数据处理所用发动机稳态程序应能反映飞行试验用发动机性能的数学期望。 4.5 飞行试验前应给出台架试验出厂时所测压气机出口总压力 、 喷油环前燃油压力 、燃 油 质 量流量
19、、飞行用燃油密度 和进气道总压恢复系数 2 t p ii p mf q f ，精度应满足任务书的要求。 5 测量参数 大气温度T H ； 大气压力 ； H p 大气相对湿度 ； 飞行高度H ； 飞行马赫数 ； Ma 转速n ； 压气机出口总压力 ； 2 t p 喷油环前燃油压力 ； ii p 涡轮出口测量总温T t4m ， ； 燃油热值H f； 飞行用燃油密度 。 f 6 稳态计算参数 6.1 来流总温T t0由测量的大气温度 、大气相对湿度 H T 和飞行马赫数 ，按下列各式计算来流总温T Ma t0 ： 2 2 0 0 0 2 2 Ma T R v h h H av av t = = （1
20、 ） 0 1 0 t T T tv ta t d dh h h = + + = （2 ） H 1 0 T T v a d dh h h = + + = （3 ） pav av av c R = 1 1 （4 ） d d . . d dR R R v a av + + = + + = 1 507 461 053 287 1 （5 ） d dc c c pv pa pav + + = 1 （6 ） 46 QJ 3159.3 2002 max v H max v p p p . d 62198 0 （7 ） ( ) ) t c ( t a max v H H . p + = 1 1 10 7 610
21、 （8 ） 3 8 2 4 2 2 10 7880568 6 10 6579858 1 10 7895023 6 10 7036255 9 T . T . T . . c pa + + （9 ） 3 7 2 4 1 3 10 9956355 1 10 8588530 5 10 0676545 1 10 7894950 1 T . T . T . . c pv + + = （10 ） 4 8 3 4 2 2 2 10 6970142 1 10 5526619 0 10 3947512 3 10 7036255 9 T . T . T . T . h a + + = （11 ） 4 8 3 4 2
22、 2 3 10 9890888 4 10 9529510 1 10 3382725 5 10 7894950 1 T . T . T . T . h v + + = （12 ） ) Ma . ( T T H t 2 00 2 0 1 + = （13 ） 按公式（3 ）、（7 ）、（8 ）、（11）、（12）计 算 。 按公式（1 ）、（4 ）、（5 ）、（6 ）、 （9）、（ 10）计 算 h 0 h t0 。按 公 式（ 2）、（ 11）、（ 12） 分别用 、 替代 、 迭代计算T a h v h ta h tv h t0 。 的计算按GJB 366.3的有关规定。 1 1 c a 、 6
23、.2 来流总压力 0 t p 来流总压力 按下式计算： 0 t p = 0 t H 1 exp 0 T T pav av H t T dT c R p p （14 ） 6.3 折合转速n *折合转速n * 按下式计算： n n t * CH CT T T n n = 0 0 （15 ） 转速的温度修正系数CT n 、转速的湿度修正系数CH n 按GJB 378 、GJB 359的规定，用 替代标 准中的T 0 t T 0 进行计算。 6.4 通用压气机特性图上的折合转速 * c n 0 用台架试验得出的 曲线，由 求出 。 * c n 0 * n * n * c n 0 6.5 压气机增压比
24、c 压气机增压比 按下列各式迭代计算： c 0 2 t t c p p = （16 ） 47 QJ 3159.3 2002 ) , , , Ma a （ （17 ） H av av H mav T R Map A q = 0 （18 ） av a a av t t * ma mav R R T T p p q q = 0 0 0 0 （19 ） d q q mav ma + = 1 （20 ） 按公式（17）赋值 ，由已知的Ma 、 、 计算 a 。按公式（16）计算 c 。由通用压气机增 压比特性图中的 c和 求出折合空气质量流量q * 。按公式（19）计算湿空气质量流量 。按 公式（18）
25、计算 ，直至 的相对容差小于规定值。 * c n 0 ma mav q 6.6 压气机效率 c 利用通用压气机效率特性图， 并用台架试验得出的 n * n 0 * 曲线， 由 求出 。由 和q * 从 曲线族中插值求出 。 * n * n 0 * n 0 ma c 6.7 压气机喘振裕度 SM 压气机喘振裕度 按下式计算： SM % ) q q ( SM * mas * ma c cs 100 1 = （21 ） 6.8 等熵压缩总温 s t T 2 等熵压缩总温 按下列各式迭代计算： s t T 2 = s t T pav dT T c 2 0 c T av pav t R dT T c l
26、n 1 0 + （22 ） 286 0 1 0 2 . c t s t T T = （23 ） 6.9 等熵压缩总比焓 s t h 2 等熵压缩总比焓 按公式 （2）、（11）、（12）分 别 用 、 、 、 替代 s t h 2 s t T 2 s t h 2 a h v h T 、 、 、 计算。 0 t h ta h tv h 6.10 压气机出口总比焓 2 t h 压气机出口总比焓 按下式计算： 2 t h c t s t t t h h h h 1 2 1 2 + = （24 ） 按公式（2 ）、（11）、（12）并令T T t0 ，分别用 、 、 替代 、 、 计算 。 a h v
27、 h 1 t h ta h tv h 0 t h 1 t h 6.11 压气机出口总温 2 t T 压气机出口总温 按公式 （2 ）、 （11）、 （12）分 别 用 、 、 、 替代 2 t T 2 t T 2 t h a h v h T 、 、 、 赋值 迭代计算。 0 t h ta h tv h 2 t T 6.12 燃油质量流量 mf q 燃油质量流量 按下列各式计算： mf q48 QJ 3159.3 2002 f f mf mf q q = （25 ） 2 t ii f p p p = （26 ） 用该发动机出厂试车时得出的 f p mf q 关系曲线，求出喷油环压差试验的燃油质量
28、流量 mf q 。 6.13 油气比 f 油气比f 按下式计算： ma mf q q f = （27 ） 6.14 余气系数 余气系数 按下式计算: L q q d mf ma = （28 ） 6.15 轴功率平衡的涡轮进口总温 a t T 3 轴功率平衡的涡轮进口总温 按下列各式计算: a t T 3 m a t t m t a t w h h d f d h h + + + + + = 1 2 4 3 1 1 （29 ） 0 1 t t h h = （30 ） ( ) e ma v p p p a w q p q p p b p n b n b w + + + + = 0 3 2 1 （3
29、1 ） a t T T v e a a t ) d f dh fh h ( h 3 1 3 = + + + + = （32 ） m t T T v e a m t ) d f dh fh h ( h 4 1 4 = + + + + = （33 ） 8 20 7 16 6 12 5 9 4 6 3 3 2 2 4 10 3280900 2 10 7122309 2 10 3462819 1 10 6954934 3 10 0837331 6 10 2257634 6 6180588 4 10 0897922 3 10 1115082 7 T . T . T . T . T . T . T . T
30、 . . h e + + + + + = （34 ） 1200 3 0 3 0 3 a t pg a t a t h c h T = = （35 ） 按公式（11）、（12）、（32）、（34）用 替代 a t T 3 T ，迭代计算 。 a t T 3 6.16 轴功率平衡的加热比 a 轴功率平衡的加热比 按下式计算： a 2 3 t a t a T T = （36 ） 49 QJ 3159.3 2002 6.17 轴功率平衡的燃烧效率 ba 轴功率平衡的燃烧效率 按下列各式计算: ba () ( ) ( ) ( ) f fuel av t gv a t ba fH t c h h d h
31、h d f + + + = 0 2 0 3 1 1 （37 ） d f d f d f d h f h h h v e a gv + + + + = + + + + = 1 524404 365958 283634 1 0 0 0 0 （38 ） d d d d h h h v a avo + + = + + = 1 524404 283634 1 0 0 （39 ） 6.18 燃烧室参数计算的燃烧效率 b 燃烧室参数计算的燃烧效率 按QJ 3159.1 2002 中6.13计算。 b 6.19 燃烧效率相对偏差 b 燃烧效率相对偏差 按下式计算： b b ba b b = （40 ） 6.2
32、0 燃烧室参数计算的涡轮进口总温 3 t T 燃烧室参数计算的涡轮进口总温 按下列各式和公式（11）、（12）、（34）迭代计算: 3 t T ( ) ( ) 0 0 2 3 1 1 gv av t fuel f b t h d f h h d t c fH h + + + + + + = （41 ） 3 1 3 t T T v e a t d f dh fh h h = + + + + = （42 ） 6.21 燃烧室参数计算的加热比 燃烧室参数计算的加热比 按下式计算: 2 3 t t T T = （43 ） 6.22 涡轮出口总温 4 t T 涡轮出口总温 按下式和公式（11）、（12）
33、、（34）、（42）用 替代 4 t T 4 t T T 迭代计算： m a t t t t w h h d f d h h + + + + = 1 2 3 4 1 1 （44 ） 6.23 涡轮出口温度相对偏差 4 t T 涡轮出口温度相对偏差 按下列各式计算： 4 t T 4 4 4 t t t T T T = （45 ） 4 4 4 t m t t T T T = （46 ） 6.24 喷管出口截面面积 5 A 喷管出口截面面积 按下式计算： 5 A ( ) 0 5 5 50 5 2 1 T T A A w l + = （47 ） 50 QJ 3159.3 2002 6.25 喷管出口总
34、压力 t5 p 喷管出口总压力 按下列各式迭代计算： 5 t p = 5 5 5 5 ln t T T pgv t gv T dT c p p R （48 ） = 5 5 5 5 p p f A A t p （49 ） 5 5 5 5 v p T q R A mgv gv = （50 ） ( ) 5 5 5 2 h h v t = （51 ） 5 4 t t h h = （52 ） 5 4 t t T T = （53 ） 5 5 T R c gv gv = （54 ） pgv gv gv c R = 1 1 （55 ） 当喷管为亚临界状态时，喷管出口静温的迭代初值T 50a 按下列各式计算：
35、A AT T t a 2 1 4 1 5 50 + = （56 ） 2 5 5 2 5 5 7 35 2 1 = = p A q . p A q R A mgv mgv g g g （57） H p p = 5 （58） 当喷管为临界状态或不完全膨胀状态时，喷管出口静温的迭代初值T 50b 按下列各式计算： 5 5 50 858 0 1 2 t t g b T . T T = + = （59） 5 5 c v = （60） 当喷管为亚临界状态时， 按公式 （48）（51） 迭代计算 、T 5 v 5 、 、 。 当喷管为临界状 态或不完全膨胀状态时， 大于或等于大气压力， 按公式 （51）、（
36、54）、（55）、（60）迭 代 计 算 、T 5 t p 5 A 5 p 5 v 5 。按公式（48）计算 5 5 p p t 。按公式（49）计算 。按公式（50）计算 ，由 5 A 5 p 5 5 p p t 计算 。 5 t p 6.26 涡轮出口总压力 4 t p 涡轮出口总压力 按下列各式计算： 4 t p51 QJ 3159.3 2002 nz t t p p 5 4 = （61） d t t t mgvd d t mgv nz T T p q p q 5 5 2 5 5 1 = （62） 喷管损失系数 由试验得出。 6.27 涡轮进口总压力 3 t p 涡轮进口总压力 按下列各
37、式计算： 3 t p 2 3 t b t p p = （63） () 2 2 2 2 3 1 2 1 t t mav av b p T A q R + = （64 ） 6.28 涡轮膨胀比 t 涡轮膨胀比 按下式计算: t 4 3 t t t p p = （65 ） 6.29 涡轮效率 t 涡轮效率 按下列各式迭代计算: t s t t t t t h h h h 4 3 4 3 = （66 ） s t T T v e a s t d f dh fh h h 4 1 4 = + + + + = （67 ） 248 0 3 0 4 . t t s t T T = （68 ） = s t t T
38、pgv T pgv t gv dT T c dT T c R 4 3 0 0 ln （69 ） d f d . f . . d f d R f R R R v e a gv + + + + = + + + + = 1 507 461 367 296 053 287 1 （70 ） d f dc fc c c pv pe pa pgv + + + + = 1 （71 ） 7 19 6 15 5 12 4 8 3 5 2 2 2 10 8624720 1 10 8985621 1 10 0776897 8 10 8477467 1 10 4334933 2 10 8677290 1 2361175
39、 9 10 0897922 3 T . T . T . T . T . T . T . . c pe + + + + = （72 ） 按公式 （9 ）、 （10）、 （69 ） （72） 迭代计算T t4s 。按 公 式 （11 ）、 （12 ）、（34）、 （67 ） 计算h t4s 。按公式（66）计算 t 。 52 QJ 3159.3 2002 6.30 推力 F 推力F 按下式计算： () ( ) ( ) H ma A p p v d v d f q F 5 5 0 5 cos 1 1 + + + = （73 ） 6.31 耗油率 f c 耗油率 按下式计算： f c F q c mf
40、 f 36000 = （74 ） 7 折合参数 将发动机参数折合到海平面标准大气、湿度为零时的参数值。折合中认为飞行状态与地面标准 状态的喷管出口截面面积 相等，折合参数的计算按GJB 359 、GJB 378 、GJB 722的规定。用来流 总温替代标准中的T 5 A 0 ，用来流总压力乘以进气道总压恢复系数替代标准中的大气压力。 飞行马赫数 的发动机折合参数按下列各式计算： Ma F F t * CH CT F p p F = 1 0. （75 ） () ( ) H ma g p p A v d f q F + + + = 5 5 5 1 （76 ） 0 1 t t p p = （77 ）
41、 qa t t mav ma CH T T p p q q = 0 1 1 0 （78 ） f qf qf t t mf mf CH CH CT T T p p q q = 1 0 1 0 （79 ） * mf * f F q c = 36000 （80 ） * ma mf q q f = （81 ） tx tx t tx tx CH CT T T T T = 1 0 （82 ） px px t tx tx CH CT p p p p = 1 0 （83 ） 8 用遥测参数计算发动机稳态特性 用遥测参数 、 、 和 之一， 在给定的飞行马赫数和高度条件下， 利用已有的能反映 飞行用发动机的稳态程序，计算发动机的其他遥测参数和发动机性能，用此方法达到诸参数相互鉴 别的目的。 n 2 t p ii p m t T 453 QJ 3159.3 2002 9 起动加速过程发动机特性 9.1 转速梯度 d dn 将遥测的 ，按最小二乘法原则滤波。根据转速随时间变化的快慢，恰当地选取时间 () n 的计 算点 （i=1 ，2 ，3m ），共m 个点。记录对应 的转速 ，并按下式计算转速梯度 i i i n d dn ： + = + + 1 1 1 1 2 1 i i i i i i i i n n n
