CN109145388A - 航空发动机部件的热分析方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机部件的热分析方法，包括：综合考虑航空发动机部件的结构、流动形式的辐射换热、对流换热以及导热因素建立模型；根据模型，获取换热边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数；根据边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数，计算热端壁面温度、冷端壁面温度、夹层材料表面温度、夹层腔气流出口温度、夹层腔气流平均温度以及热流密度。本发明综合考虑高温部件辐射换热、对流换热以及导热的影响，提供并验证了考虑辐射换热的计算方法及程序实现，从而解决了高温环境下发动机部件考虑辐射影响的热分析问题。

Description

航空发动机部件的热分析方法

技术领域

本发明航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机部件的热分析方法。

背景技术

随着航空发动机推重比的提高，发动机部件的工作温度越来越高，在这种高温环境下，辐射对部件的温度分布有着很大的影响，因此在分析高温部件的温度分布时，需要综合考虑辐射换热、对流换热以及导热的影响，才能得到相对合理的结果。在以往的热分析工作中，通常没有考虑辐射对换热的影响，直接影响了热分析的计算结果准确性。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机部件的热分析方法来克服或至少减轻现有技术中的至少一个上述问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种航空发动机部件的热分析方法，包括：综合考虑所述航空发动机部件的结构、流动形式的辐射换热、对流换热以及导热因素建立模型；根据所述模型，获取换热边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数；根据所述边界条件、所述几何尺寸、所述物性参数以及所述流动参数，计算热端壁面温度、冷端壁面温度、夹层材料表面温度、夹层腔气流出口温度、夹层腔气流平均温度以及热流密度。

在上述热分析方法的优选技术方案中，所述航空发动机部件包括整流罩、支板以及机匣，“综合考虑所述航空发动机部件的结构、流动形式的辐射换热、对流换热以及导热因素建立模型”包括：假设所述整流罩与所述支板为薄壁件，并且不考虑所述整流罩与所述支板的导热作用；忽略大气气流在所述支板内的沿程温度变化；假设所述航空发动机出口温度在流经所述机匣过程中温度不变；假设所述机匣中截面位置所述整流罩内表面和所述支板外表面为典型的辐射模型；结合上述的各条件，建立以小面对大面的角系数为1为例的模型；根据所述模型，提出以下计算方法：

式中，H₁为热端外表面换热系数，H₂为热端内表面换热系数，H₃为冷端外表面换热系数，H₄为冷端内表面换热系数，T_g为热端气体温度，T_c为冷端气体温度，A₁为热端表面积，A₂为冷端表面积，e₁为热端内表面黑度，e₂为隔热层表面黑度，c为夹层腔气热比，m为夹层腔质量流量，T_f1为热端内表面和冷端外表面换热温度，delt为隔热层厚度，lamda为隔热层导热系数，T_w1为热端壁面温度，T_w21为夹层材料表面温度，T_w22为冷端壁面温度，T_f2为夹层腔气流出口温度，T_f为夹层腔气流平均温度，q为热流密度。

在上述热分析方法的优选技术方案中，“根据所述模型，获取换热边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数”包括：计算所述换热边界条件，所述换热边界条件包括：热端内表面和冷端外表面换热温度、热端面外表面换热系数、热端内表面换热系数、冷端外表面换热系数以及冷端内表面换热系数，所述边界条件通过以下公式计算：

N_u＝0.0263Re^0.8，

式中，h为局部换热系数，Re为流动雷诺数，Nu为努谢尔数，ρ为密度，μ为动力粘性系数，λ为导热系数，L为长度，W为气体做功；

测量所述几何尺寸，其中，所述几何尺寸包括：热端表面积、冷端表面结以及隔热层厚度；分析得到所述物性参数，所述物性参数包括：热端内表面黑度、隔热层表面黑度、夹层腔气热比、隔热层导热系数；获取所述流动参数，所述流动参数包括：热端气体温度、冷端气体温度以及夹层腔质量流量，其中，所述热端气体温度以及冷端气体温度通过测量得到，所述夹层腔质量流量通过以下公式计算得到：

式中，为质量流量，K为流量公式系数，p^*为滞止压力，A为截面积，T^*为滞止温度，q()为流量气动函数，λ为无量纲速度系数，R为气体常数，k为气体比热容比。

在上述热分析方法的优选技术方案中，“根据所述边界条件、所述几何尺寸、所述物性参数以及所述流动参数，计算热端壁面温度、冷端壁面温度、夹层材料表面温度、夹层腔气流出口温度、夹层腔气流平均温度以及热流密度”包括

通过以下公式：

计算所述热端壁面温度、所述冷端壁面温度、所述夹层材料表面温度、所述夹层腔气流出口温度、所述夹层腔气流平均温度以及所述热流密度；

其中，H₁为热端外表面换热系数，H₂为热端内表面换热系数，H₃为冷端外表面换热系数，H₄为冷端内表面换热系数，T_g为热端气体温度，T_c为冷端气体温度，A₁为热端表面积，A₂为冷端表面积，e₁为热端内表面黑度，e₂为隔热层表面黑度，c为夹层腔气热比，m为夹层腔质量流量，T_f1为热端内表面和冷端外表面换热温度，delt为隔热层厚度，lamda为隔热层导热系数，T_w1为热端壁面温度，T_w21为夹层材料表面温度，T_w22为冷端壁面温度，T_f2为夹层腔气流出口温度，T_f为夹层腔气流平均温度，q为热流密度。

本领域技术人员能够理解的是，在本发明的优选技术方案中，综合考虑高温部件辐射换热、对流换热以及导热的影响，提供并验证了考虑辐射换热的计算方法及程序实现，从而解决了高温环境下发动机部件考虑辐射影响的热分析问题。

附图说明

图1是本发明实施例提供的热分析方法的流程示意图；

图2是本发明实施例提供的传热模型示意图；

图3是热辐射分析软件对涡轮后机匣热分析结果示意图；

图4是本发明实施例提供的热分析方法计算结果示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例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。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

本发明的实施例提供一种航空发动机部件的热分析方法，用于在考虑辐射的前提下，对航空发动机部件进行热分析。

图1是本发明实施例提供的航空发动机部件的热分析方法，具体包括以下步骤：

s101,综合考虑航空发动机部件的结构、流动形式的辐射换热、对流换热以及导热因素建立模型。

其中，辐射换热、对流换热以及导热因素可以通过热端壁面温度、夹层材料表面温度、冷端壁面温度、夹层腔气流平均温度、夹层腔气流出口温度以及热流密度等参数来衡量。

在本发明的实施例中，建立的模型的方法为：

假设所述整流罩与所述支板为薄壁件，并且不考虑所述整流罩与所述支板的导热作用；

忽略大气气流在所述支板内的沿程温度变化；

假设所述航空发动机出口温度在流经所述机匣过程中温度不变；

假设所述机匣中截面位置所述整流罩内表面和所述支板外表面为典型的辐射模型；

结合上述的各条件，建立模型。

根据上述的模型，通过能量守恒定律能够得到如下的公式：

能量增长率等于净热量加净功，因此，能够得到如下公式：

上述公式中，H₁为热端外表面换热系数，H₂为热端内表面换热系数，H₃为冷端外表面换热系数，H₄为冷端内表面换热系数，T_g为热端气体温度，T_c为冷端气体温度，A₁为热端表面积，A₂为冷端表面积，e₁为热端内表面黑度，e₂为隔热层表面黑度，c为夹层腔气热比，m为夹层腔质量流量，T_f1为热端内表面和冷端外表面换热温度，delt为隔热层厚度，lamda为隔热层导热系数，T_w1为热端壁面温度，T_w21为夹层材料表面温度，T_w22为冷端壁面温度，T_f2为夹层腔气流出口温度，T_f为夹层腔气流平均温度，q为热流密度。

s102,根据模型，获取换热边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数。

其中，边界条件包括：热端外表面换热系数、热端内表面换热系数、冷端外表面换热系数、冷端内表面换热系数、热端内表面以及冷端外表面换热温度。

上述的各边界条件可以通过如下公式计算得到：

N_u＝0.0263Re^0.8，

式中，h为局部换热系数，Re为流动雷诺数，Nu为努谢尔数，ρ为密度，μ为动力粘性系数，λ为导热系数，L为长度，W为气体做功。

几何参数包括：热端表面积、冷端表面积、隔热层厚度。

上述的各几何参数可以通过实际测量获得。

物性参数包括：热端内表面黑度、隔热层表面黑度、夹层腔气比热、隔热层导热系数。

热端内表面黑的、隔热层表面黑度、隔热层导热系数可以通过实验分析获得；夹层腔气热比可以通过查询物性表获得。

流动参数包括：热端气体温度、冷端气体温度、夹层腔质量流量。

热端气体温度、冷端气体温度可以通过测量得到；夹层腔质量流量可以通过如下公式计算得到：

式中，为质量流量，K为流量公式系数，p^*为滞止压力，A为截面积，T^*为滞止温度，q()为流量气动函数，λ为无量纲速度系数，R为气体常数，k为气体比热容比。

s103,根据边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数，计算热端壁面温度、冷端壁面温度、夹层材料表面温度、夹层腔气流出口温度、夹层腔气流平均温度以及热流密度。

其中，热端壁面温度、冷端壁面温度、夹层材料表面温度、夹层腔气流出口温度、夹层腔气流平均温度以及热流密度通过公式(1)、(2)、(3)、(4)、(5)、(6)计算得到。

下面以涡轮后机匣为例，来进行详细的说明。

后机匣组件是一个复杂的三维零部件，并不能直接按照典型的辐射模型计算，需要对其进行简化与假设，例如，认为整流罩和支板为薄壁件，不考虑其导热作用；不考虑排大气腔气流在支板内的沿程温度变化；认为发动机出口温度在流经涡轮后机匣过程中温度不变；认为后机匣中截面位置整流罩内表面和支板外表面换热温度为夹层腔流路进、出口气流温度的平均值。

通过上述的简化可以将涡轮后机匣转化为典型的辐射模型，本发明实施例提供的热分析方法用于以上述简化后的模型或可以简化为上述模型的结构。

图2是本发明实施例提供的传热模型示意图。如图2所示，通过能量守恒定律以及能量增长率＝净热量+净功，能够得到以下公式：

上述公式中，H₁为热端外表面换热系数，H₂为热端内表面换热系数，H₃为冷端外表面换热系数，H₄为冷端内表面换热系数，T_g为热端气体温度，T_c为冷端气体温度，A₁为热端表面积，A₂为冷端表面积，e₁为热端内表面黑度，e₂为隔热层表面黑度，c为夹层腔气热比，m为夹层腔质量流量，T_f1为热端内表面和冷端外表面换热温度，delt为隔热层厚度，lamda为隔热层导热系数，T_w1为热端壁面温度，T_w21为夹层材料表面温度，T_w22为冷端壁面温度，T_f2为夹层腔气流出口温度，T_f为夹层腔气流平均温度，q为热流密度。

可以理解的是，辐射换热、对流换热以及导热因素可以通过热端壁面温度、夹层材料表面温度、冷端壁面温度、夹层腔气流平均温度、夹层腔气流出口温度以及热流密度等参数来衡量，因此，联立方程(1)、(2)、(3)、(4)、(5)、(6)求解，即可求得热端壁面温度、夹层材料表面温度、冷端壁面温度、夹层腔气流平均温度、夹层腔气流出口温度以及热流密度。

本发明的实施例还提供一种验证方法，具体地，通过采用壁面辐射分析软件THESEUS软件，对涡轮后机匣进行热分析，其分析结果见图3，上述的热辐射分析方法的计算结果见图4，从图3和图4能够看出，本发明实施例提供的热分析方法的计算结果与THESEUS软件的分析结果一致。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (4)

1.一种航空发动机部件的热分析方法，其特征在于，包括

综合考虑所述航空发动机部件的结构、流动形式的辐射换热、对流换热以及导热因素建立传热模型；

根据所述传热模型，获取换热边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数；

根据所述边界条件、所述几何尺寸、所述物性参数以及所述流动参数，计算热端壁面温度、冷端壁面温度、夹层材料表面温度、夹层腔气流出口温度、夹层腔气流平均温度以及热流密度。

2.根据权利要求1所述的热分析方法，其特征在于，所述航空发动机部件包括整流罩、支板以及机匣，“综合考虑所述航空发动机部件的结构、流动形式的辐射换热、对流换热以及导热因素建立传热模型”包括

所述整流罩与所述支板为薄壁件；

所述航空发动机出口温度在流经所述机匣过程中温度不变；

所述机匣中截面位置所述整流罩内表面和所述支板外表面为典型的辐射模型；

建立传热模型；

根据所述传热模型，得出以下计算公式：

式中，H₁为热端外表面换热系数，H₂为热端内表面换热系数，H₃为冷端外表面换热系数，H₄为冷端内表面换热系数，T_g为热端气体温度，T_c为冷端气体温度，A₁为热端表面积，A₂为冷端表面积，e₁为热端内表面黑度，e₂为隔热层表面黑度，c为夹层腔气热比，m为夹层腔质量流量，T_f1为热端内表面和冷端外表面换热温度，delt为隔热层厚度，lamda为隔热层导热系数，T_w1为热端壁面温度，T_w21为夹层材料表面温度，T_w22为冷端壁面温度，T_f2为夹层腔气流出口温度，T_f为夹层腔气流平均温度，q为热流密度。

3.根据权利要求2所述的热分析方法，其特征在于，“根据所述传热模型，获取换热边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数”包括

计算所述换热边界条件，所述换热边界条件包括：热端内表面和冷端外表面换热温度、热端面外表面换热系数、热端内表面换热系数、冷端外表面换热系数以及冷端内表面换热系数，所述边界条件通过以下公式计算：

N_u＝0.0263Re^0.8，

式中，h为局部换热系数，Re为流动雷诺数，Nu为努谢尔数，ρ为密度，μ为动力粘性系数，λ为导热系数，L为长度，W为气体做功；

测量所述几何尺寸，其中，所述几何尺寸包括：热端表面积、冷端表面结以及隔热层厚度；

分析得到所述物性参数，所述物性参数包括：热端内表面黑度、隔热层表面黑度、夹层腔气热比、隔热层导热系数；

获取所述流动参数，所述流动参数包括：热端气体温度、冷端气体温度以及夹层腔质量流量，其中，所述热端气体温度以及冷端气体温度通过测量得到，所述夹层腔质量流量通过以下公式计算得到：

式中，为质量流量，K为流量公式系数，p^*为滞止压力，A为截面积，T^*为滞止温度，q()为流量气动函数，λ为无量纲速度系数，R为气体常数，k为气体比热容比。

4.根据权利要求3所述的热分析方法，其特征在于，“根据所述边界条件、所述几何尺寸、所述物性参数以及所述流动参数，计算热端壁面温度、冷端壁面温度、夹层材料表面温度、夹层腔气流出口温度、夹层腔气流平均温度以及热流密度”包括

通过以下公式：

计算所述热端壁面温度、所述冷端壁面温度、所述夹层材料表面温度、所述夹层腔气流出口温度、所述夹层腔气流平均温度以及所述热流密度；

其中，H₁为热端外表面换热系数，H₂为热端内表面换热系数，H₃为冷端外表面换热系数，H₄为冷端内表面换热系数，T_g为热端气体温度，T_c为冷端气体温度，A₁为热端表面积，A₂为冷端表面积，e₁为热端内表面黑度，e₂为隔热层表面黑度，c为夹层腔气热比，m为夹层腔质量流量，T_f1为热端内表面和冷端外表面换热温度，delt为隔热层厚度，lamda为隔热层导热系数，T_w1为热端壁面温度，T_w21为夹层材料表面温度，T_w22为冷端壁面温度，T_f2为夹层腔气流出口温度，T_f为夹层腔气流平均温度，q为热流密度。