CN112800554A - 一种叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法 - Google Patents

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Abstract

公开一种叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法，包括下列步骤：建立基于二维子午面通流计算的稳定性仿真方法；发展考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型；发展考虑叶片表面粗糙度变化的叶型总压损失模型；发展叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法。本发明在压气机二维叶型层面上分析叶片表面粗糙度变化对压气机气动性能的影响，建立考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型与总压损失模型，带入到基于二维子午面通流计算的稳定性仿真方法中，可快速完成叶片表面粗糙度变化影响航空发动机稳定性的评定。

Description

一种叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法
技术领域
本发明涉及统计类降稳因子对航空发动机稳定性影响的评定方法，具体涉及一种叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法。
背景技术
所谓降稳因子，是指会使得航空发动机稳定性降低的因素。在研制过程中，必须考虑各类降稳因子对航空发动机稳定性的影响，即完成航空发动机稳定性的评定。航空发动机的气动失稳来源于压气机部件，因此航空发动机稳定性的评定一般是针对压气机部件完成的。
降稳因子可分为统计类的和非统计类的。进气畸变是典型的非统计类的降稳因子，称之为非统计类是因为其变化规律是可预测的，因此在航空发动机研制过程中可通过试验模拟其所承受的进气畸变，进而完成进气畸变条件下的航空发动机稳定性评定。发动机部件几何的变化是典型的统计类降稳因子，此类几何变化可以是加工偏差引起的也可以是发动机使用过程中逐渐产生的，其变化规律本身就存在很大的随机性，无法进行准确预测。因此，完成统计类降稳因子对航空发动机稳定性的评定具有较大的难度，我国还没有相关的技术规范。
通过试验测试完成统计类降稳因子对航空发动机稳定性的评定，需要采用高精度机械加工工艺加工大量的具有不同几何特征的发动机部件，统计分析其对航空发动机稳定性的影响，进而建立统计类降稳因子影响航空发动机稳定性的数据库。这种研究思路成本较高、周期较长，短时间内很难完成。
实际上，由于成本低、周期短，仿真方法在航空发动机稳定性评定中发挥着重要作用。比如在评定进气畸变对航空发动机稳定性的影响时，基于平行压气机模型的仿真方法就是一个重要的手段。因此，探索发展统计类降稳因子影响航空发动机稳定性的仿真方法，对于高性能航空发动机的研制具有重要意义。
发明内容
针对统计类降稳因子影响航空发动机稳定性的评定，本发明以叶片表面粗糙度变化为例，提供一种叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法，具体包括下列步骤：
步骤一、建立基于二维子午面通流计算的稳定性仿真方法
使用经典的基元叶栅法对压气机的稳定性进行评定；
建立压气机性能仿真的二维通流计算模型；计算中需输入压气机的工作参数和几何参数，工作参数包括压气机进气速度、总压、总温与转速，几何参数包括压气机叶片几何与流道几何；
在无叶片区域，布置S1～S7的计算站，通过求解流体力学中的完全径向平衡方程获得气流速度分布，实际仿真中应保证两个叶片之间至少有一个计算站；在转子、静子叶片区域，根据压气机叶片几何特征，参照NASA SP-36报告，建立叶型的落后角模型；对于叶型总压损失，参照NACA TN-3662报告，建立叶型总压损失模型；参照通道正激波模型与经典的双激波模型建立激波损失模型，代替不同工况下叶片对气流的作用；在压气机流道中，引入流动堵塞模型，代替轮毂、机匣附面层对气流的作用；对于设计完成的压气机，其叶型落后角模型、叶型总压损失模型以及流道堵塞模型是已知的，或通过实验与数值仿真即可获得；
仿真中需在流道中不同径向位置设置流线，流线通过连接不同叶高处叶型的前缘点与后缘点产生；沿流线计算气流参数的变化，叶片区域使用叶型落后角模型和叶型总压损失模型模拟叶片的作用，无叶片区域通过求解完全径向平衡方程获得气流参数，流线数目与压气机叶片设计过程中基元级数目保持相同且径向位置保持一致；基于仿真结果，利用最大静压升法判断压气机是否进入不稳定工作状态；
步骤二、发展考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型
压气机叶型设计出口气流速度为Ve，叶片表面粗糙度不发生变化时，压气机叶型出口气流速度为Ve1；Ve1与Ve的夹角为δ，δ是落后角；在步骤一中使用的落后角模型，即为δ与叶型进气速度、角度变化的关联模型；在考虑叶片表面粗糙度变化时，压气机叶型出口气流速度变为Ve2，落后角δ增大了Δδ；
通过实验与数值仿真，获得Δδ与叶片表面粗糙度变化的关联模型，线性叠加到步骤一中的落后角模型中，也就是实施δ+Δδ，获得考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型；建立关联Δδ与参数：粗糙带与叶型前缘距离d、粗糙带宽度l、粗糙带内部几何参数w和h的数据库；d从0开始增大，单次增大数值为H％叶片弦长，H为不超过10的正数；在d为固定值的情况下，l从G％叶片弦长，以G％叶片弦长为步长，逐渐增大到I％叶片弦长，G为不超过1的正数，I为不超过10的正数；在d与l为固定值的情况下，粗糙带内部几何参数w与h的变化依据行业技术规范确定；基于Δδ与参数d、l、w、h的关联关系，在给定叶片表面粗糙度变化的前提下，将参数d、l、w、h带入到落后角增大量Δδ与参数d、l、w、h的关联数据库中，通过线性插值获得落后角增大量Δδ的数值；
步骤三、发展考虑叶片表面粗糙度变化的叶型总压损失模型
气流流过压气机叶型，会产生总压损失；在叶片表面粗糙度不发生变化时，叶型出口总压损失分布为ω1，平均总压损失为ω1a；在步骤一中使用的叶型总压损失模型，就是ω1a与叶型进气速度、角度变化的关联模型；在考虑叶片表面粗糙度变化时，压气机叶型出口总压损失分布为ω2，平均总压损失为ω2a；ω2a与ω1a的差值为Δω；
通过实验与数值仿真，获得差值Δω与叶片表面粗糙度变化的关联模型，线性叠加到步骤一中的总压损失模型中，也就是实施ω1a+Δω，获得考虑叶片表面粗糙度变化的叶型总压损失模型；建立关联Δω与参数d、l、w、h的数据库；d从0开始增大，单次增大数值为M％叶片弦长，M为不超过10的正数；在d为固定值的情况下，l从N％叶片弦长，以N％叶片弦长为步长，逐渐增大到O％叶片弦长，N为不超过1的正数，O为不超过10的正数；在d与l为固定值的情况下，粗糙带内部几何参数w与h的变化依据行业技术规范确定；基于Δω与参数d、l、w、h的关联公式，在给定叶片表面粗糙度变化的前提下，将参数d、l、w、h带入到Δω与参数d、l、w、h的关联数据库中，通过线性插值获得Δω的数值；
步骤四、发展叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法
在基元叶栅法中，利用步骤二、三中的考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型、叶型总压损失模型代替步骤一中叶型落后角模型、叶型总压损失模型，模拟叶片对气流的作用，重复步骤一中的计算流程，获得压气机内部气流参数，利用最大静压升法判断压气机是否进入不稳定工作状态，并将压气机进入不稳定工作状态的静压升与步骤一中压气机进入不稳定工作的静压升进行对比，通过计算静压升的变化获得叶片表面粗糙度变化对压气机稳定性的影响。
在本发明的一个实施例中，I取值为H，G取值为H/10。
在本发明的另一个实施例中，O取值为M，N取值为M/10。
上述叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法，在步骤二中，利用在叶片表面添加粗糙带的方式改变叶片表面粗糙度，通过改变粗糙带与叶型前缘距离d、粗糙带宽度l、粗糙带内部几何参数w与h，计算Δδ的数值，也就是将新的叶型落后角与叶片表面粗糙度不变化时的叶型落后角作差，建立关联Δδ与参数d、l、w、h的数据库。
上述叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法，在步骤三中，利用在叶片表面添加粗糙带的方式改变叶片表面粗糙度，通过改变粗糙带与叶型前缘距离d、粗糙带宽度l、粗糙带内部几何参数w与h，计算Δω的数值，也就是将新的叶型总压损失与叶片表面粗糙度不变化时的叶型总压损失作差，建立关联Δω与参数d、l、w、h的数据库。
本发明方法具体考虑叶片表面粗糙度变化的压气机叶型落后角模型与总压损失模型，通过将上述模型带入到压气机稳定性仿真方法中，完成叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的评定。本发明在压气机二维叶型层面上考虑叶片表面粗糙度变化对压气机气动性能的影响，可通过仿真快速完成航空发动机稳定性的评定，在航空发动机稳定性评定过程中具有广泛的应用前景。
附图说明
图1是二维通流计算模型；
图2是叶片表面粗糙度影响压气机叶型性能的分析模型。
具体实施方式
下面结合附图进一步对本发明进行阐述。
一、建立基于二维子午面通流计算的稳定性仿真方法
本发明使用经典的基元叶栅法对压气机的稳定性进行评定，基元叶栅法在行业内有着广泛应用，具体实施方法为本领域技术人员熟知，这里进行简单介绍。
如图1所示，建立压气机性能仿真的二维通流计算模型。计算中需输入压气机的工作参数和几何参数，工作参数包括压气机进气速度、总压、总温与转速，几何参数包括压气机叶片几何与流道几何。
在无叶片区域，布置S1～S7的计算站(具体计算站的布置为本领域技术人员熟知，这里不再累述)，通过求解流体力学中的完全径向平衡方程(NASA SP-36，1965)获得气流速度分布，实际仿真中应保证两个叶片之间至少有一个计算站。在转子、静子叶片区域，根据压气机叶片几何特征，参照NASA SP-36报告，建立叶型的落后角模型；对于叶型总压损失，参照Lieblein等人在NACA TN-3662报告中提出的方法建立叶型总压损失模型；参照Miller等人在1961年提出的通道正激波模型(ASME Journal of Engineering for Power，1961，83：235-242)与经典的双激波模型建立激波损失模型(ASME Paper GT-2002-30383)，代替不同工况下叶片对气流的作用。在压气机流道中，引入流动堵塞模型，代替轮毂、机匣附面层对气流的作用。对于设计完成的压气机，其叶型落后角模型、叶型总压损失模型以及流道堵塞模型一般是已知的，或通过实验与数值仿真即可获得。这一部分介绍的是基元叶栅法，这个方法在本技术领域已经广泛应用，为本领域技术人员熟知。
仿真中需在流道中不同径向位置设置流线，流线通过连接不同叶高处叶型的前缘点与后缘点产生，产生流线的方法为本领域技术人员熟知，不再累述。沿流线计算气流参数的变化，具体计算方法如上文所述，叶片区域使用叶型落后角模型和叶型总压损失模型模拟叶片的作用，无叶片区域通过求解完全径向平衡方程获得气流参数(具体方法参见Cumpsty N.A.，Compressor aerodynamics，1989.)，流线数目与压气机叶片设计过程中基元级数目保持相同且径向位置保持一致。基于仿真结果，利用Koch提出的最大静压升法(ASME 81-GT-3)判断压气机是否进入不稳定工作状态。
二、发展考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型
如图2所示，压气机叶型设计出口气流速度为Ve，叶片表面粗糙度不发生变化时，压气机叶型出口气流速度为Ve1。Ve1与Ve的夹角为δ，δ即为落后角。在步骤一中使用的落后角模型，即为δ与叶型进气速度、角度变化的关联模型。在考虑叶片表面粗糙度变化时，压气机叶型出口气流速度变为Ve2，落后角δ增大了Δδ。
通过实验与数值仿真，获得Δδ与叶片表面粗糙度变化的关联模型(如后详述)，线性叠加到步骤一中的落后角模型中(即实施δ+Δδ)，即可获得考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型。具体实施过程中，利用在叶片表面添加粗糙带的方式改变叶片表面粗糙度，通过改变粗糙带与叶型前缘距离d、粗糙带宽度l、粗糙带内部几何参数w与h(粗糙带由横截面为三角形的立方体组成，其中w为三角形截面的底边长，h为三角形截面的高)，计算Δδ的数值(即将新的叶型落后角与叶片表面粗糙度不变化时的叶型落后角作差)，建立关联Δδ与参数d、l、w、h的数据库(该方法为本领域技术人员熟知，不再累述)。d从0开始增大，单次增大数值例如为5％叶片弦长；在固定的d下，l从例如1％叶片弦长，以例如1％叶片弦长的步长，逐渐增大到例如5％叶片弦长；在固定的d与l下，w与h的变化依据行业技术规范确定。基于Δδ与参数d、l、w、h的关联关系，在给定叶片表面粗糙度变化的前提下，将参数d、l、w、h带入到Δδ与参数d、l、w、h的关联数据库中，通过线性插值即可获得Δδ的数值。
三、发展考虑叶片表面粗糙度变化的叶型总压损失模型
如图2所示，气流流过压气机叶型，会产生总压损失。在叶片表面粗糙度不发生变化时，叶型出口总压损失分布为ω1，平均总压损失为ω1a。在步骤一中使用的叶型总压损失模型，即为ω1a与叶型进气速度、角度变化的关联模型。在考虑叶片表面粗糙度变化时，压气机叶型出口总压损失分布为ω2，平均总压损失为ω2a。ω2a与ω1a的差值为Δω。
通过实验与数值仿真，获得差值Δω与叶片表面粗糙度变化的关联模型(如后详述)，线性叠加到步骤一中的总压损失模型中(即实施ω1a+Δω)，即可获得考虑叶片表面粗糙度变化的叶型总压损失模型。具体实施过程中，利用在叶片表面添加粗糙带的方式改变叶片表面粗糙度，通过改变粗糙带与叶型前缘距离d、粗糙带宽度l、粗糙带内部几何参数w与h，计算Δω的数值(即将新的叶型总压损失与叶片表面粗糙度不变化时的叶型总压损失作差)，建立关联Δω与参数d、l、w、h的数据库(该方法为本领域技术人员熟知，不再累述，例如通过多项式拟合方法)。d从0开始增大，单次增大数值为例如5％叶片弦长；在固定的d下，l从例如1％叶片弦长，以例如1％叶片弦长的步长，逐渐增大到例如5％叶片弦长；在固定的d与l下，w与h的变化依据行业技术规范确定。基于Δω与参数d、l、w、h的关联公式，在给定叶片表面粗糙度变化的前提下，将参数d、l、w、h带入到Δω与参数d、l、w、h的关联数据库中，通过线性插值即可获得Δω的数值。
四、发展叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法
在基元叶栅法中，利用步骤二、三中的考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型、叶型总压损失模型代替步骤一中叶型落后角模型、叶型总压损失模型，模拟叶片对气流的作用，重复步骤一中的计算流程，获得压气机内部气流参数，利用Koch在1981年提出的最大静压升法(ASME 81-GT-3)判断压气机是否进入不稳定工作状态，并将压气机进入不稳定工作状态的静压升与步骤一中压气机进入不稳定工作的静压升进行对比，通过计算静压升的变化获得叶片表面粗糙度变化对压气机稳定性的影响。

Claims (5)

1.一种叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法，其特征在于，具体包括下列步骤：
步骤一、建立基于二维子午面通流计算的稳定性仿真方法
使用经典的基元叶栅法对压气机的稳定性进行评定；
建立压气机性能仿真的二维通流计算模型；计算中需输入压气机的工作参数和几何参数，工作参数包括压气机进气速度、总压、总温与转速，几何参数包括压气机叶片几何与流道几何；
在无叶片区域，布置S1～S7的计算站，通过求解流体力学中的完全径向平衡方程获得气流速度分布，实际仿真中应保证两个叶片之间至少有一个计算站；在转子、静子叶片区域，根据压气机叶片几何特征，参照NASA SP-36报告，建立叶型的落后角模型；对于叶型总压损失，参照NACA TN-3662报告，建立叶型总压损失模型；参照通道正激波模型与经典的双激波模型建立激波损失模型，代替不同工况下叶片对气流的作用；在压气机流道中，引入流动堵塞模型，代替轮毂、机匣附面层对气流的作用；对于设计完成的压气机，其叶型落后角模型、叶型总压损失模型以及流道堵塞模型是已知的，或通过实验与数值仿真即可获得；
仿真中需在流道中不同径向位置设置流线，流线通过连接不同叶高处叶型的前缘点与后缘点产生；沿流线计算气流参数的变化，叶片区域使用叶型落后角模型和叶型总压损失模型模拟叶片的作用，无叶片区域通过求解完全径向平衡方程获得气流参数，流线数目与压气机叶片设计过程中基元级数目保持相同且径向位置保持一致；基于仿真结果，利用最大静压升法判断压气机是否进入不稳定工作状态；
步骤二、发展考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型
压气机叶型设计出口气流速度为Ve，叶片表面粗糙度不发生变化时，压气机叶型出口气流速度为Ve1；Ve1与Ve的夹角为δ，δ是落后角；在步骤一中使用的落后角模型，即为δ与叶型进气速度、角度变化的关联模型；在考虑叶片表面粗糙度变化时，压气机叶型出口气流速度变为Ve2，落后角δ增大了Δδ；
通过实验与数值仿真，获得Δδ与叶片表面粗糙度变化的关联模型，线性叠加到步骤一中的落后角模型中，也就是实施δ+Δδ，获得考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型；建立关联Δδ与参数：粗糙带与叶型前缘距离d、粗糙带宽度l、粗糙带内部几何参数w和h的数据库；d从0开始增大，单次增大数值为H％叶片弦长，H为不超过10的正数；在d为固定值的情况下，l从G％叶片弦长，以G％叶片弦长为步长，逐渐增大到I％叶片弦长，G为不超过1的正数，I为不超过10的正数；在d与l为固定值的情况下，粗糙带内部几何参数w与h的变化依据行业技术规范确定；基于Δδ与参数d、l、w、h的关联关系，在给定叶片表面粗糙度变化的前提下，将参数d、l、w、h带入到落后角增大量Δδ与参数d、l、w、h的关联数据库中，通过线性插值获得落后角增大量Δδ的数值；
步骤三、发展考虑叶片表面粗糙度变化的叶型总压损失模型
气流流过压气机叶型，会产生总压损失；在叶片表面粗糙度不发生变化时，叶型出口总压损失分布为ω1，平均总压损失为ω1a；在步骤一中使用的叶型总压损失模型，就是ω1a与叶型进气速度、角度变化的关联模型；在考虑叶片表面粗糙度变化时，压气机叶型出口总压损失分布为ω2，平均总压损失为ω2a；ω2a与ω1a的差值为Δω；
通过实验与数值仿真，获得差值Δω与叶片表面粗糙度变化的关联模型，线性叠加到步骤一中的总压损失模型中，也就是实施ω1a+Δω，获得考虑叶片表面粗糙度变化的叶型总压损失模型；建立关联Δω与参数d、l、w、h的数据库；d从0开始增大，单次增大数值为M％叶片弦长，M为不超过10的正数；在d为固定值的情况下，l从N％叶片弦长，以N％叶片弦长为步长，逐渐增大到O％叶片弦长，N为不超过1的正数，O为不超过10的正数；在d与l为固定值的情况下，粗糙带内部几何参数w与h的变化依据行业技术规范确定；基于Δω与参数d、l、w、h的关联公式，在给定叶片表面粗糙度变化的前提下，将参数d、l、w、h带入到Δω与参数d、l、w、h的关联数据库中，通过线性插值获得Δω的数值；
步骤四、发展叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法
在基元叶栅法中，利用步骤二、三中的考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型、叶型总压损失模型代替步骤一中叶型落后角模型、叶型总压损失模型，模拟叶片对气流的作用，重复步骤一中的计算流程，获得压气机内部气流参数，利用最大静压升法判断压气机是否进入不稳定工作状态，并将压气机进入不稳定工作状态的静压升与步骤一中压气机进入不稳定工作的静压升进行对比，通过计算静压升的变化获得叶片表面粗糙度变化对压气机稳定性的影响。
2.如权利要求1所述的叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法，其特征在于，I取值为H，G取值为H/10。
3.如权利要求1所述的叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法，其特征在于，O取值为M，N取值为M/10。
4.如权利要求1所述的叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法，其特征在于，步骤二中，利用在叶片表面添加粗糙带的方式改变叶片表面粗糙度，通过改变粗糙带与叶型前缘距离d、粗糙带宽度l、粗糙带内部几何参数w与h，计算Δδ的数值，也就是将新的叶型落后角与叶片表面粗糙度不变化时的叶型落后角作差，建立关联Δδ与参数d、l、w、h的数据库。
5.如权利要求1所述的叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法，其特征在于，步骤三中，利用在叶片表面添加粗糙带的方式改变叶片表面粗糙度，通过改变粗糙带与叶型前缘距离d、粗糙带宽度l、粗糙带内部几何参数w与h，计算Δω的数值，也就是将新的叶型总压损失与叶片表面粗糙度不变化时的叶型总压损失作差，建立关联Δω与参数d、l、w、h的数据库。
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