CN106021708B - 轴流压气机上限流量测试方法 - Google Patents

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Abstract

一种轴流压气机上限流量测试方法，首先根据压气机的几何参数和边界条件经前处理构造出适于流线曲率法计算的流道，而后设定上限流量的初始迭代值及其递增量、迭代次数，每个迭代步中进行流场计算和上限流量判别，直至判断出上限流量，终止时的迭代值作为上限流量，最后记录上限流量并对其评估，本发明预测跨声速工况上限流量精度高，不依赖压气机经验数据库，节省了设计方案所需的成本，计算流程模块化，与流场计算结果耦合，可靠性高。

Description

轴流压气机上限流量测试方法
技术领域
本发明涉及的是一种航空发动机领域的技术，具体是一种轴流压气机上限流量测试方法。
背景技术
轴流压气机采用基于流线曲率法的设计方案时，流量作为初始推导参数，由于不存在上限流量的理论解，需要通过计算经验模型的方式得到方案设计中的上限流量，即确定压气机的最大工作流量。
现有方法是根据设计方案模块化以往压气机实验数据，依照经验库提供的结果求解出整机设计状态下的流量，再由设计状态流量来预测上限流量。但该方法受经验库内压气机设计水平的限制，难以预测出新型压气机设计方案中的流动特点。现有的轴流压气机转子叶尖相对马赫数可达到1.5，轴流压气机的超声速区域流动范围扩大。超声速流动越显著，压气机的上限流量受到超声速流动理论限制愈发明显，使得通过经验库预测的精度偏低。
发明内容
本发明针对现有技术无法得到非设计状态的上限流量等不足，提出一种轴流压气机上限流量测试方法。
本发明是通过以下技术方案实现的：
本发明首先根据压气机的几何参数和边界条件经前处理构造出适于流线曲率法计算的流道，而后设定上限流量的初始迭代值及其递增量、迭代次数，每个迭代步中进行流场计算和上限流量判别，直至判断出上限流量为止，终止时的迭代值作为上限流量，最后记录上限流量并对其评估。
本发明包括以下具体步骤：
1)对设计方案确定的压气机几何参数和边界条件进行前处理，构造出适于流线曲率法计算的流道；
2)设定上限流量的初始迭代值、迭代次数和递增量；
3)进行本迭代步的流场计算；
4)对流场计算结果进行上限流量判别，判断出上限流量则终止，否则，若未达到迭代次数，按递增量得到新的迭代值并回到步骤3)，若达到迭代次数，重新设定迭代次数并回到步骤2)；
5)将终止时的迭代值作为上限流量并进行记录评估。
所述的步骤1)具体包括以下步骤：
1.1)依次构造外机匣、轮毂、叶片前缘和叶片尾缘的型线函数；
1.2)构造无叶片区内计算站的型线函数；
1.3)依照流量径向分配需求确定流线分布规律，并应用于所有计算站，从而构造出流道的流线型线函数。
所述的流线分布规律为：其中：
i＝1,2,...,N-1，S(i)为第i条流线距轮毂的距离，N为流线总数，A、B、C和D选取不同值则流量径向分配需求不同，满足A+B＝C+D＝1，且A、B、C和D皆为正值。
所述的步骤3)具体包括以下步骤：
3.1)确定流场计算次数；
3.2)计算初始流场；
3.3)逐一求解流场，求解各个计算站的流线曲率法控制方程组；
3.4)若流线曲率法控制方程组收敛或达到流场计算次数，则进行下一步，否则重新构造流线型线函数，并回到步骤3.2)。
3.5)储存并输出流场计算结果。
所述的流线曲率法控制方程组包括：熵方程、连续性方程和动量方程。
所述的连续性方程为：其中：ρ为密度，W为相对速度，r为径向，z为轴向，n为流面法向量。
所述的动量方程为：其中：p为压力，E为粘性应力，ω为角速度。
所述的熵方程为：其中：s为熵，cp为等压比热容，为相对滞止温度，R为气体常数，为相对滞止压力。
所述的步骤4)具体包括以下步骤：
4.1)如果流场计算结果发散时，到达迭代次数则重新设置更大的迭代次数，重新执行步骤2)，未达迭代次数则按递增量得到新的迭代值并回到步骤3)，如果流场计算结果收敛则执行下一步；
4.2)调用流场计算结果中的部分参数；
4.3)应用气动拥塞公式和上限流量判断准则判断上限流量，若迭代值为上限流量则终止整个迭代，若迭代值不为上限流量且未达迭代次数则按递增量得到新的迭代值并回到步骤3)，若迭代值不为上限流量且达到迭代次数则重新设置更大的迭代次数，重新执行步骤2)。
所述的气动拥塞公式为：其中：临界声速临界密度流线所在截面的无量纲临界面积为：
所述的上限流量判断准则指达到气动拥塞的流线流量之和大于当前迭代值的一半时的迭代值即为上限流量。
技术效果
与现有技术相比，本发明预测跨声速工况上限流量精度高，不依赖压气机经验数据库，节省了设计方案所需的成本，计算流程模块化，与流场计算结果耦合，可靠性高。
附图说明
图1为本发明流程示意图；
图2为三维几何与子午面投影示意图；
图3为流道示意图；
图4为流场计算结果图；
图5为上限流量判断结果与试验结果对比图。
具体实施方式
下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。
实施例1
本实施例通过轴流压气机上限流量测试方法来预测一台跨声速轴流压气机的上限流量，即首先根据压气机的几何参数和边界条件经前处理构造出适于流线曲率法计算的流道，而后设定上限流量的初始迭代值及其递增量、迭代次数，每个迭代步中进行流场计算和上限流量判别，直至判断出上限流量，终止时的迭代值作为上限流量，最后记录上限流量并对其评估。
所述的压气机的几何参数包括：前缘半径、前缘轴向位置、尾缘半径、尾缘轴向位置、轮毂半径、轮毂轴向位置、外机匣半径、外机匣轴向位置、叶顶间隙、前缘几何角、尾缘几何角、前缘小圆厚度、叶片最大厚度、尾缘小圆厚度、叶片最大厚度处轴向位置、罩量角、弦长、安装角和叶片数。所需的边界条件包括：进口滞止温度、滞止压力和周向速度。压气机的主要设计参数如表1所示。
表1压气机设计参数
如图1所示，压气机上限流量的预测包括以下步骤：
1)对设计方案确定的如图2所示的压气机几何参数和边界条件进行前处理，构造出适于流线曲率法计算的流道：
1.1)依次构造外机匣、轮毂、叶片前缘和叶片尾缘的型线函数。对输入的几何参数进行三次自然样条插值获得几何参数的型线函数即几何型线，把已知的离散几何点转化为连续函数。
1.2)构造无叶片区内计算站的型线函数。如图3所示，按照相同的插值方法，在进气段和出气段的无叶片区构造了径向计算站，且进气段的计算站之间的轴向距离按照一定比例衰减。构造了叶片之间无叶片区的计算站，使计算站的轴向位置位于两排叶片的中点处，总共构造了18处计算站。
1.3)依照流量径向分配需求确定流线分布规律，并应用于无叶片区内计算站、叶片前缘和叶片尾缘，从而构造出流线型线函数，如图3所示构造了36条流线，形成流道。
所述的流线分布规律为：其中：
i＝1,2,...,N-1，S(i)为第i条流线距轮毂的距离，N为流线总数，A、B、C和D选取不同值则流量径向分配需求不同。但需满足A+B＝C+D＝1，且A、B、C和D皆取正值。
2)设定上限流量的初始迭代值，迭代次数和递增量。初始迭代值可为小于上限流量的任意正值，递增量按照需求的测试精度决定，迭代次数的设置仅为终止异常值引起的无限循环，故应使得达到迭代次数时的迭代值大于上限流量，若因迭代次数过少引起计算终止，仅需将迭代次数调大即可，选取初始迭代值为20kg/s，递增量为0.01kg/s，迭代次数为1000次。
3)进行本迭代步的流场计算：
3.1)确定流场计算次数，流场计算次数过大会显著延长计算时间，流场计算次数过少则流场难以收敛，这里选择流场计算次数为1000次。
3.2)计算初始流场，气体动力学管道流动规律即忽略叶片对流动的影响，起到构造初始流场的作用。在初始流量即初始迭代值为20kg/s，管道进口流速为165m/s，由于流道不断收缩，在亚声速条件下流动持续加速，获得初始流场。
3.3)逐一求解各个计算站的流线曲率法控制方程组，各个计算站首先迭代求解动量方程，并求解熵方程确定损失，最后通过连续性方程保证各个计算站的流量相同，即整机各个计算截面流量守恒。在流量为20.7kg/s时，计算站上不同流线的速度不同，将各个截面的速度进行积分，积分结构在规定的精度范围内应达到20.7kg/s，图4为20.7kg/s时的收敛流场，若流场不收敛则迭代继续，直至计算终止。
所述的流线曲率法控制方程组包括熵方程、连续性方程和动量方程。
所述的连续性方程为：其中：ρ为密度，W为相对速度，r为径向，z为轴向，n为流面法向量。
所述的动量方程为：其中：p为压力，E为粘性应力，ω为角速度。
所述的熵方程为：其中：s为熵，cp为等压比热容，为相对滞止温度，R为气体常数，为相对滞止压力。
3.4)若流线曲率法控制方程组收敛或达到流场计算次数，则进行下一步，否则重新构造流线型线函数，并回到步骤3.2)。流场计算收敛或者达到了流场计算次数皆表明流场计算过程的终止，不收敛且未达到流程计算次数则需要进一步进行流场计算，即调整流线型线函数后回到步骤3.2)重新计算。
3.5)储存并输出流场计算结果。
4)对流场计算结果进行判别，判断出上限流量则终止，否则，若未达到迭代次数，按递增量得到新的迭代值并回到步骤3)，若达到迭代次数，重新设定迭代次数并回到步骤2)：
4.1)如果流场计算结果发散，到达迭代次数则重新设置更大的迭代次数，执行步骤2)，未达迭代次数则按递增量选得到新的迭代值并回到步骤3)，如果流场计算结果收敛则执行4.2)。
4.2)调用流场计算结果中的部分参数，读取子午流向速度、密度、相对滞止温度和相对滞止压力四类流场计算参数，以及输入的几何参数，为计算上限流量做准备。
4.3)应用气动拥塞公式和上限流量判断准则判断上限流量，若迭代值为上限流量则终止整个迭代，若迭代值不为上限流量且未达迭代次数则按递增量得到新的迭代值并回到步骤3)，若迭代值不为上限流量且达到迭代次数则重新设置更大的迭代次数，重新执行步骤2)。
所述的气动拥塞公式为：其中：临界声速临界密度流线所在截面的无量纲临界面积为：
该公式应用到轮毂至外机匣内包含的所有流线上，气动拥塞公式成立或气动拥塞公式中的大于1则称该流线达到气动拥塞。
所述的上限流量判断准则指达到气动拥塞的流线流量之和大于当前迭代值的一半时的迭代值即为上限流量。所述的流线流量为将流道分割为有限条流线后，相邻流线之间通过的流量。
5)将终止时的迭代值作为上限流量并进行记录评估。压气机的上限流量实测结果为20.95±0.3kg/s，预测结果为20.88kg/s，预测结果在实测结果的误差范围内，为合理值。
与现有技术相比，本方法不依赖压气机经验数据库，应用的物理模型可以替代经验数据库；采用的数值方法精度高，判断方法与流场计算结果耦合，提升了可靠性，上限流量判断结果与实验结果的误差为0.3％，且数值模型中递增量误差远小于实验测量误差，仅为实验测量误差的3％；计算流程模块化，缩短了设计时间，单步计算时间和流场收敛的计算次数皆远小于三维计算流体力学方法，相较三维计算流体力学方法和实验方法，应用本方法消耗的时间可忽略不计；给出的结果为其他数值方法和实验方法提供参考，大量节省了设计方案所需的成本。

Claims (1)

1.一种轴流压气机上限流量测试方法，其特征在于，首先根据压气机的几何参数和边界条件经前处理构造出适于流线曲率法计算的流道，而后设定上限流量的初始迭代值及其递增量、迭代次数，每个迭代步中进行流场计算和上限流量判别，直至判断出上限流量，终止时的迭代值作为上限流量，最后记录上限流量并对其评估，所述测试方法具体包括以下步骤：
1)对设计方案确定的压气机几何参数和边界条件进行前处理，构造出适于流线曲率法计算的流道，具体包括以下步骤：
1.1)依次构造外机匣、轮毂、叶片前缘和叶片尾缘的型线函数；
1.2)构造无叶片区内计算站的型线函数；
1.3)依照流量径向分配需求确定流线分布规律，并应用于无叶片区内计算站、叶片前缘和叶片尾缘，从而构造出流道的流线型线函数；
2)设定上限流量的初始迭代值、迭代次数和递增量；
3)进行本迭代步的流场计算，具体包括以下步骤：
3.1)确定流场计算次数；
3.2)计算初始流场；
3.3)逐一求解流场，求解各个计算站的流线曲率法控制方程组；
3.4)若流线曲率法控制方程组收敛或达到流场计算次数，则进行下一步，否则重新构造流线型线函数，并回到步骤3.2)；
4)对流场计算结果进行判别，判断出上限流量则终止，否则，若未达到迭代次数，按递增量得到新的迭代值并回到步骤3)，若达到迭代次数，重新设定迭代次数并回到步骤2)，具体包括以下步骤：
4.1)如果流场计算结果发散时，到达迭代次数则重新设置更大的迭代次数，重新执行步骤2)，未达迭代次数则按递增量得到新的迭代值并回到步骤3)，如果流场计算结果收敛则执行下一步；
4.2)调用流场计算结果中的部分参数；
4.3)应用气动拥塞公式和上限流量判断准则判断上限流量，若迭代值为上限流量则终止整个迭代，若迭代值不为上限流量且未达迭代次数则按递增量得到新的迭代值并回到步骤3)，若迭代值不为上限流量且达到迭代次数则重新设置更大的迭代次数，重新执行步骤2)；
5)将终止时的迭代值作为上限流量并进行记录评估；
所述的流线分布规律为：其中：S(i)为第i条流线距轮毂的距离，N为流线总数，A、B、C和D选取不同值则流量径向分配需求不同，A+B＝C+D＝1，且A、B、C和D皆为正值；
所述的流线曲率法控制方程组包括熵方程、连续性方程和动量方程；
所述的连续性方程为：其中：ρ为密度，W为相对速度，r为径向，z为轴向，n为流面法向量；
所述的动量方程为：其中：p为压力，E为粘性应力，ω为角速度；
所述的熵方程为：其中：s为熵，cp为等压比热容，为相对滞止温度，R为气体常数，为相对滞止压力；
所述的气动拥塞公式为：其中：临界声速临界密度流线所在截面的无量纲临界面积为
所述的上限流量判断准则指达到气动拥塞的流线流量之和大于当前迭代值的一半时，迭代值即为上限流量。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110986798B (zh) * 2019-11-28 2021-07-27 山西迪迈沃科光电工业有限公司 一种压气机叶片榫头端面与轮盘端面凸凹量检测装置及方法
CN112594064B (zh) * 2020-11-25 2021-12-14 北京航空航天大学 一种基于轴流压气机级间测量参数的s2流场诊断方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1560479A (zh) * 2004-02-23 2005-01-05 孙敏超 一种径向单列叶片扩压器
CN101567024A (zh) * 2009-05-21 2009-10-28 北京航空航天大学 一种考虑空气系统气源引气的压气机时间推进通流方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102124314B (zh) * 2008-06-20 2013-02-06 测试设备公司 用于在自旋式测试环境下燃气涡轮的回转体上产生热机械疲劳的系统和方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1560479A (zh) * 2004-02-23 2005-01-05 孙敏超 一种径向单列叶片扩压器
CN101567024A (zh) * 2009-05-21 2009-10-28 北京航空航天大学 一种考虑空气系统气源引气的压气机时间推进通流方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
涡扇发动机风扇及压气机特性监测中的流量估算方法;赵琳 等;《航空动力学报》;20100331;第25卷(第3期);第687-690页
跨声速多级轴流压气机非设计性能预测;杜文海 等;《航空动力学报》;20070930;第22卷(第9期);第1481-1486页
跨音速压气机非设计点性能预测;胡江峰 等;《上海交通大学学报》;20101031;第44卷(第10期);第1342-1351页
高负荷轴流压气机的通流计算与分析;李想 等;《工程热物理学报》;20150930;第36卷(第9期);第1907-1911页

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