CN111079232A - 一种预测旋流畸变进气对航空发动机性能影响的计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种预测旋流畸变进气对航空发动机性能影响的计算方法，将三维彻体力模型与二维多子平行发动机部件模型有机结合，适用于分析复杂旋流畸变进气对航空燃气涡轮发动机整机性能的影响；采用三维彻体力模型描述发动机叶轮机械部件，包括多级压气机及涡轮；采用二维多子平行发动机部件模型描述燃烧室及尾喷管；在三维模型与二维模型之间设置数值传递交接面，实现三维与二维计算之间的转换；补充转子动力学方程及发动机控制规律实现涡轮与压气机之间的功平衡计算，实时确定发动机转速大小；通过在压气机进口边界施加大尺度旋流畸变进气，基于时间推进求解获取旋流畸变对航空发动机整机性能影响及压缩系统在整机环境下的内部畸变流场特征。

Description

一种预测旋流畸变进气对航空发动机性能影响的计算方法

技术领域

本发明属于航空发动机数值仿真技术领域，具体涉及一种预测旋流畸变进气对航空发动机性能影响的计算方法。

背景技术

传统的航空发动机设计体系中各部件的数值仿真相对独立，主要依靠后期实物试验暴露设计问题，采用设计/试验的反复迭代的研制模式，使得发动机的研制成本、周期及风险大大增加。20世纪80年代以来，西方航空强国相继实施了航空发动机整机高精度数值仿真技术专项研究计划，如美国的NPSS(Numerical Propulsion System Simulation)计划及欧盟的VIVACE(Value Improvement Through a Virtual Aeronauti-calCollaborative Enterprise)计划等，推动了航空发动机研制模式从“传统设计”到“预测设计”的变革，航空发动机整机数值模拟技术在其设计过程中发挥着愈来愈重要的作用。

数值仿真策略的工程实用性的优劣取决于其能否在计算保真度与计算效率之间寻求最佳折衷，考虑到整机的全三维CFD(Computational Fluid Dynamics)数值模拟所需的计算资源，显然在现阶段其还很难作为工程设计的常规技术手段。另一方面，与现今迅猛发展的三维CFD技术相比，早期基于部件通用特性图的发动机零维仿真在非设计状态的计算精度十分有限，且无法研究部件内的流场细节。并且随着附面层摄入型发动机布局、大曲率S弯进气道及升力风扇等新技术在现代先进推进系统上的逐步应用，使得航空发动机进口流场畸变的三维特征日益凸显，以往以二维理论为主的低维工程计算模型受其方法的约束不能很好地反映压气机内畸变流场的三维流动特征，从而影响到对发动机复杂进气畸变下整机性能评估分析的精度水平。

作为NPSS、VIVACE等计划的关键技术成果之一的数值缩放技术，则可以在有限的计算资源下，提高发动机整机数值模拟的精度水平，从而增加发动机设计体系的保真度。数值缩放技术的一般性概念就是将更高维度、更高精度的部件仿真模型与低维整机计算模型进行有机结合，从而实现在更高精度层次对发动机整机特性进行分析，同时使得部件设计(包括总体特性、流场细节等)在整机环境下可以得到全面快速评估。目前，数值缩放技术已广泛应用于航空发动机整机数值模拟问题中，但大多聚焦于整机在均匀进气下设计/非设计点的性能计算与分析。但是，该技术理念在发动机进气畸变数值模拟方面的应用研究却鲜有公开报道，除了Cranfield大学的Pachidis等人曾将压缩部件二维流线曲率法与发动机零维仿真模型相耦合，分析了径向总压畸变对整机性能的影响(Pachidis V,Pilidis P,Templalexis I,et al.Prediction of engine performance under compressor inletflow distor-tion using streamline curvature[J].Journal of Engineer-ing forGas Turbines and Power,2007,129(1):97-103.)。

发明内容

发明目的：本发明旨在提供一种基于数值缩放理念的预测旋流畸变进气对航空发动机整机性能影响的多维耦合计算方法，从更高精度层次分析复旋流畸变进气对航空发动机性能影响，同时为兼顾一定的计算效率以满足工程应用的需要。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种预测旋流畸变进气对航空发动机性能影响的计算方法，包括如下步骤：

步骤1：采用三维彻体力模型描述发动机叶轮机械部件，所述发动机叶轮机械部件包括多级压气机和多级涡轮；将叶片固壁边界效应转化为非定常流动方程中以场的形式分布的源项，允许以相对规整的粗网格快速捕获叶轮机械内三维流动的大尺度特征；

步骤2：采用二维多子平行发动机部件模型描述燃烧室及尾喷管；在二维非定常流动方程中添加轴向力源项描述尾喷管中通流面积的变化对气体流速的影响，添加热源项描述燃烧室对气流的加热作用；

步骤3：在三维模型与二维模型之间设置数值传递交接面，实现三维与二维计算之间的转换；在每一时间步中，三维模型将交接面上的每一个周向位置的总压、总温及周向速度进行径向平均后沿流向传递给二维模型，作为其进口边界条件；同时，二维模型将交接面上计算获得的各周向扇区的静压沿相反方向传递给三维模型作为其出口边界。

步骤4：补充转子动力学方程和发动机控制规律，实现涡轮与压气机之间的功平衡计算，实时确定发动机转速大小；

所述压气机和涡轮功平衡计算中，补充如下转子动力学方程：

其中I为转子转动惯量，M_T和M_C分别表示涡轮和压气机转子的扭矩；压气机与涡轮扭矩分别由三维彻体力模型根据实时气动参数确定；指定发动机控制规律，调节供油量，改变燃烧室热源项大小，继而改变涡轮前燃气温度，起到调节涡轮扭矩的作用；通过比较压气机扭矩及涡轮扭矩差异根据上式确立发动机实时转速。

步骤5：在压气机进口边界施加大尺度旋流畸变进气，基于时间推进求解获取旋流畸变对航空发动机整机性能影响及压缩系统在整机环境下的内部畸变流场特征。

进一步地，所述步骤1中通过三维彻体力模型将叶片固壁边界效应转化为非定常流动方程中以场的形式分布的源项，如下所示：

S_F＝[0 F_z F_θ F_r F_θΩr]^T

其中F为单位体积气体受到的叶片力，Ω为转子叶片旋转角速度，z、θ及r分别表示轴向、周向及径向；

利用公式：

将叶片力分解为非粘性力

和粘性力f，其中粘性力f用于模拟由叶片附面层流动造成的相关气流损失，非粘性力

主要用于体现叶片对气流的转折作用。

进一步地，所述步骤2中二维多子平行发动机部件模型通过在二维非定常动量方程中添加轴向力源项F_z描述尾喷管中通流面积的变化对气体流速的影响，通过在二维非定常能量方程中添加热源项Q描述燃烧室对气流的加热作用，如下式：

其中ρ为气体密度，v为气流速度，p为气流静压，h^*为气流总焓，A为流道面积。

进一步地，所述步骤5中施加大尺度旋流畸变进气方式如下：

在压气机进口边界指定周向气流角α及径向气流角γ的具体分布，如下所示：

其中θ及r分别表示周向及径向。以此方式施加大尺度旋流畸变进气，通过时间推进求解可获取旋流畸变对航空发动机整机性能影响及压缩系统在整机环境下的内部畸变流场特征。

有益效果：通过本发明提供的计算方法，可以充分反映整机环境下风扇转子内部畸变流场的三维特征，而这是以往二维计算模型无法体现的，因此可以更加准确地计算发动机压缩系统旋流畸变进气下的总体性能，进而提高整机性能参数(推力、耗油率等)的预测精度。

附图说明

图1为本发明提供的计算模型示意图；

图2a为某大涵道比涡扇发动机旋流畸变下风扇转子出口总压比等值线分布；

图2b为某大涵道比涡扇发动机旋流畸变下风扇转子出口总温比等值线分布。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做更进一步的解释。

首先采用三维彻体力模型描述发动机叶轮机械部件，包括多级压气机及多级涡轮。然后采用二维多子平行发动机部件模型描述燃烧室及尾喷管。再将三维彻体力模型与二维多子平行发动机模型之间设置数值传递交接面，实现三维与二维计算之间的转换。同时补充转子动力学方程及发动机控制规律实现涡轮与压气机之间的功平衡计算，实时确定发动机转速大小。最后通过在压气机进口边界施加大尺度旋流畸变进气，基于时间推进求解获取旋流畸变对航空发动机整机性能影响及压缩系统在整机环境下的内部畸变流场特征，整体计算模型示意图如图1所示。

首先，采用三维彻体力模型描述发动机叶轮机械部件。发动机叶轮机械部件包括多级压气机和多级涡轮。将叶片固壁边界效应转化为非定常流动方程中以场的形式分布的源项，从而避免因直接考虑叶片三维几何造型导致的复杂网格划分工作，允许以相对规整的粗网格快速捕获叶轮机械内三维流动的大尺度特征。

如下所示：

S_F＝[0 F_z F_θ F_r F_θΩr]^T

其中F为单位体积气体受到的叶片力，Ω为转子叶片旋转角速度，z、θ及r分别表示轴向、周向及径向；

利用公式：

将叶片力分解为非粘性力

和粘性力f，其中粘性力f用于模拟由叶片附面层流动造成的相关气流损失，非粘性力

主要用于体现叶片对气流的转折作用。

三维彻体力模型通过基元叶栅法的思想实现了叶片力源项与基元流道进口攻角及马赫数的全面关联，能够有效反映旋流畸变进气充分发展后的大尺度流动特征。

接着，采用二维多子平行发动机部件模型描述燃烧室及尾喷管。在二维非定常流动方程中添加轴向力源项F_z描述尾喷管中通流面积的变化对气体流速的影响，添加热源项Q描述燃烧室对气流的加热作用，如下所示：

其中ρ为气体密度，v为气流速度，p为气流静压，h^*为气流总焓，A为流道面积。

在三维模型与二维模型之间设置数值传递交接面，实现三维与二维计算之间的转换；在每一时间步中，三维模型将交接面上的每一个周向位置的总压、总温及周向速度进行径向平均后沿流向传递给二维模型，作为其进口边界条件；同时，二维模型将交接面上计算获得的各周向扇区的静压沿相反方向传递给三维模型作为其出口边界。考虑到交接面上周向速度大小有限，因此认为静压沿半径方向呈均匀分布。

补充转子动力学方程和发动机控制规律，实现涡轮与压气机之间的功平衡计算，实时确定发动机转速大小；

所述压气机和涡轮功平衡计算中，补充如下转子动力学方程：

其中I为转子转动惯量，M_T和M_C分别表示涡轮和压气机转子的扭矩；压气机与涡轮扭矩分别由三维彻体力模型根据实时气动参数确定；指定发动机控制规律，调节供油量，改变燃烧室热源项大小，继而改变涡轮前燃气温度，起到调节涡轮扭矩的作用；通过比较压气机扭矩及涡轮扭矩差异根据上式确立发动机实时转速。

在压气机进口边界施加大尺度旋流畸变进气，基于时间推进求解获取旋流畸变对航空发动机整机性能影响及压缩系统在整机环境下的内部畸变流场特征。

通过在压气机进口边界指定周向气流角α及径向气流角γ的具体分布，如下所示：

其中θ及r分别表示周向及径向。以此方式施加大尺度旋流畸变进气，通过时间推进求解可获取旋流畸变对航空发动机整机性能影响及压缩系统在整机环境下的内部畸变流场特征。

图2给出了计算所得的某大涵道比涡扇发动机旋流畸变进气下风扇转子出口总压比及总温比云图。计算结果充分反映了整机环境下风扇转子出口性能参数的沿径向及周向的差异，合理量化了内部畸变流场的三维特征，而这是以往二维计算模型无法体现的，因此可以更加准确地计算发动机压缩系统旋流畸变进气下的总体性能，进而提高整机性能参数(推力、耗油率等)的预测精度。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种预测旋流畸变进气对航空发动机性能影响的计算方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤1：采用三维彻体力模型描述发动机叶轮机械部件，所述发动机叶轮机械部件包括多级压气机和多级涡轮；将叶片固壁边界效应转化为非定常流动方程中以场的形式分布的源项，允许以相对规整的粗网格快速捕获叶轮机械内三维流动的大尺度特征；

步骤2：采用二维多子平行发动机部件模型描述燃烧室及尾喷管；在二维非定常流动方程中添加轴向力源项描述尾喷管中通流面积的变化对气体流速的影响，添加热源项描述燃烧室对气流的加热作用；

步骤3：在三维模型与二维模型之间设置数值传递交接面，实现三维与二维计算之间的转换；在每一时间步中，三维模型将交接面上的每一个周向位置的总压、总温及周向速度进行径向平均后沿流向传递给二维模型，作为其进口边界条件；同时，二维模型将交接面上计算获得的各周向扇区的静压沿相反方向传递给三维模型作为其出口边界。

步骤4：补充转子动力学方程和发动机控制规律，实现涡轮与压气机之间的功平衡计算，实时确定发动机转速大小；

所述压气机和涡轮功平衡计算中，补充如下转子动力学方程：

其中I为转子转动惯量，M_T和M_C分别表示涡轮和压气机转子的扭矩；压气机与涡轮扭矩分别由三维彻体力模型根据实时气动参数确定；指定发动机控制规律，调节供油量，改变燃烧室热源项大小，继而改变涡轮前燃气温度，起到调节涡轮扭矩的作用；通过比较压气机扭矩及涡轮扭矩差异根据上式确立发动机实时转速。

步骤5：在压气机进口边界施加大尺度旋流畸变进气，基于时间推进求解获取旋流畸变对航空发动机整机性能影响及压缩系统在整机环境下的内部畸变流场特征。

2.根据权利要求1所述的一种预测旋流畸变进气对航空发动机性能影响的计算方法，其特征在于：所述步骤1中通过三维彻体力模型将叶片固壁边界效应转化为非定常流动方程中以场的形式分布的源项，如下所示：

S_F＝[0 F_z F_θ F_r F_θΩr]^T

其中F为单位体积气体受到的叶片力，Ω为转子叶片旋转角速度，z、θ及r分别表示轴向、周向及径向；

利用公式：

将叶片力分解为非粘性力

和粘性力f，其中粘性力f用于模拟由叶片附面层流动造成的相关气流损失，非粘性力

主要用于体现叶片对气流的转折作用，z、θ及r分别表示轴向、周向及径向。

3.根据权利要求1所述的一种预测旋流畸变进气对航空发动机性能影响的计算方法，其特征在于：所述步骤2中二维多子平行发动机部件模型通过在二维非定常动量方程中添加轴向力源项F_z描述尾喷管中通流面积的变化对气体流速的影响，通过在二维非定常能量方程中添加热源项Q描述燃烧室对气流的加热作用，如下式：

其中ρ为气体密度，v为气流速度，p为气流静压，h^*为气流总焓，A为流道面积。

4.根据权利要求1所述的一种预测旋流畸变进气对航空发动机性能影响的计算方法，其特征在于：所述步骤5中施加大尺度旋流畸变进气方式如下：

在压气机进口边界指定周向气流角α及径向气流角γ的具体分布，如下所示：

其中θ及r分别表示周向及径向；以此方式施加大尺度旋流畸变进气，通过时间推进求解可获取旋流畸变对航空发动机整机性能影响及压缩系统在整机环境下的内部畸变流场特征。

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