CN113553788B - 一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法 - Google Patents

一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113553788B
CN113553788B CN202110839327.8A CN202110839327A CN113553788B CN 113553788 B CN113553788 B CN 113553788B CN 202110839327 A CN202110839327 A CN 202110839327A CN 113553788 B CN113553788 B CN 113553788B
Authority
CN
China
Prior art keywords
ventilation
flow path
engine
lubricating
simplified
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202110839327.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113553788A (zh
Inventor
杨会群
陈丽娜
管传宝
毛磊
伍登峰
张松林
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Guiyang Engine Design Research Institute
Original Assignee
AECC Guiyang Engine Design Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Guiyang Engine Design Research Institute filed Critical AECC Guiyang Engine Design Research Institute
Priority to CN202110839327.8A priority Critical patent/CN113553788B/zh
Publication of CN113553788A publication Critical patent/CN113553788A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113553788B publication Critical patent/CN113553788B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/08—Fluids
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces

Abstract

本发明提供了一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法，包括如下步骤：结构分解：根据发动机结构设计图，对发动机润滑系统通风流路进行结构分解和整理；流通简化：对发动机润滑系统通风流路中开口环封严装置的有效流通结构进行简化处理；转化模型：将经分解、整理和简化处理的发动机润滑系统通风流路，转化为由元件和节点组成的润滑通风系统整体网络计算模型；计算结果：根据润滑通风系统整体网络计算模型进行计算，得到润滑系统通风能力计算值。本发明能有效考虑轴承腔封严装置工作的随动特性，解决封严装置工作状态的孔口面积很难确定的问题；有效考虑回油对通风的影响；整体计算简单易行，大幅降低计算量，提升设计优化过程的效率。

Description

一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法
技术领域
本发明涉及一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法。
背景技术
润滑系统是航空发动机非常重要的组成部分，其通风的主要作用是维持发动机滑油腔压力在合适的范围，保证航空发动机安全可靠工作。由于通风气体流动的可压缩性质、通风流道不规则复杂度高及发动机轴承腔封严装置工作的随动特性，使得润滑系统通风能力理论计算非常困难。比如，发动机轴承腔封严装置泄漏量作为润滑系统通风能力计算中的重要部分，当前其计算原理是基于试验统计数据得来的经验系数半无量纲表达式:
Figure BDA0003178259140000011
其中，qm为气体质量泄漏量，R为气体常数，T1为进口气体总温，A为封严装置孔口面积(工作状态)，P1为进口气体压力，ξ为试验统计数据得来的经验系数，ψ为流量函数。在润滑系统的通风能力计算中，对系统通风流路封严装置结构的有效提取却是计算工作的关键点。但是由于发动机轴承腔封严装置工作的随动特性，封严装置工作状态的孔口面积很难确定。
在轴承腔压力计算方面，郁丽等根据流体力学的相关理论，研究了一种节流通风航空发动机轴承腔腔压的计算方法。该研究是对轴承腔压力开展局部计算，未从系统角度考虑滑油回油对通风的具体影响。
总的来说，润滑系统通风能力计算理论性较强，存在系统计算复杂，涉及变量因数多，计算量大，在实际工程应用中，存在关键计算参数选取不便等问题。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法，该航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法整体计算简单易行，大幅降低计算量，提升设计优化过程的效率。
本发明通过以下技术方案得以实现。
本发明提供的一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法，包括如下步骤：
结构分解：根据发动机结构设计图，对发动机润滑系统通风流路进行结构分解和整理；
流通简化：对发动机润滑系统通风流路中开口环封严装置的有效流通结构进行简化处理；
转化模型：将经分解、整理和简化处理的发动机润滑系统通风流路，转化为由元件和节点组成的润滑通风系统整体网络计算模型；
计算结果：根据润滑通风系统整体网络计算模型进行计算，得到润滑系统通风能力计算值。
在所述步骤转化模型之前，还将发动机润滑系统通风流路中的油气两相流动简化为空气单向流动。
所述步骤计算结果之前，还向润滑通风系统整体网络计算模型中加入回油贡献量，回油贡献量按照如下方式计算：
Q0＝λ×Q×ρ
其中，Q0为滑油回油对通风能力的贡献量，λ为流量系数，Q为润滑系统滑油循环量，ρ为气体密度。
所述流量系数取值范围为1～2。
所述有效流通结构进行简化处理，按照如下方式进行：
d0＝k(D-d)
其中，d0为压力平衡型单个碳石墨开口环密封装置的有效流通直径，k为流通结构系数，D为封严静止衬套的内径，d为封严转动环的外径。
所述流通结构系数取值范围为0.5～0.9。
所述步骤结构分解中，还对非规则的滑油腔室流路采用等截面积的方法进行简化处理为管道式流路。
所述步骤转化模型中，节点代表发动机润滑系统通风流路中物理部件的进出口，元件代表发动机润滑系统通风流路中的物理部件。
本发明的有益效果在于：能有效考虑轴承腔封严装置工作的随动特性，解决封严装置工作状态的孔口面积很难确定的问题；有效考虑回油对通风的影响；整体计算简单易行，大幅降低计算量，提升设计优化过程的效率。
附图说明
图1是本发明的流程图；
图2是本发明实施例中压力平衡型单个碳石墨开口环密封装置的结构示意图。
具体实施方式
下面进一步描述本发明的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。
实施例1
如图1所示的一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法，包括如下步骤：
结构分解：根据发动机结构设计图，对发动机润滑系统通风流路进行结构分解和整理；
流通简化：对发动机润滑系统通风流路中开口环封严装置的有效流通结构进行简化处理；
转化模型：将经分解、整理和简化处理的发动机润滑系统通风流路，转化为由元件和节点组成的润滑通风系统整体网络计算模型(包括直管、弯管、三通管、突扩、突缩等)；
计算结果：根据润滑通风系统整体网络计算模型进行计算，得到润滑系统通风能力计算值。
实施例2
基于实施例1，并且，在步骤转化模型之前，还将发动机润滑系统通风流路中的油气两相流动简化为空气单向流动。
实施例3
基于实施例1，并且，步骤计算结果之前，还向润滑通风系统整体网络计算模型中加入回油贡献量，回油贡献量按照如下方式计算：
Q0＝λ×Q×ρ
其中，Q0为滑油回油对通风能力的贡献量，λ为流量系数，Q为润滑系统滑油循环量，ρ为气体密度。
实施例4
基于实施例3，并且，流量系数取值范围为1～2。
实施例5
基于实施例1，并且，有效流通结构进行简化处理，按照如下方式进行：
d0＝k(D-d)
其中，d0为压力平衡型单个碳石墨开口环密封装置的有效流通直径，k为流通结构系数，D为封严静止衬套的内径，d为封严转动环的外径。
实施例6
基于实施例5，并且，流通结构系数取值范围为0.5～0.9。
实施例7
基于实施例1，并且，步骤结构分解中，还对非规则的滑油腔室流路采用等截面积的方法进行简化处理为管道式流路。
实施例8
基于实施例1，并且，步骤转化模型中，节点代表发动机润滑系统通风流路中物理部件的进出口，元件代表发动机润滑系统通风流路中的物理部件。
实施例9
基于实施例8，并且，作为步骤转化模型的一种具体实施方式，可以采用如下步骤：
①由质量守恒方程，稳态系统中流进流出每个内部节点的流量代数和为零；
②通过分析典型元件特性列出的基本方程，结合系统网络拓扑关系，形成典型非线性方程组；
③将典型非线性方程组进行变形，构成线性方程组；
④通过迭代求解系数矩阵从而计算出系统内各个节点压力；
⑤结合元件的流阻特性以及质量守恒原理得到相应的流量、流速、雷诺数等参数；
⑥通过线性化处理系统中的每个元件的特性方程获得系统的求解方程组；
⑦将获得的方程组同连续性方程同时求解，可获得系统压力、流量分布。
实施例10
基于上述实施例，基本思想是将润滑通风内流系统抽象离散化为由节点和元件组成的网络。节点代表实际内流系统中各物理部件的进出口，而元件代表实际内流系统中的各物理部件。由质量守恒方程，稳态系统中流进流出每个内部节点的流量代数和为零。通过分析典型元件特性列出的基本方程，结合系统网络拓扑关系，形成典型非线性方程组，然后将其进行变形，构成线性方程组，通过迭代求解系数矩阵从而计算出系统内各个节点压力，结合元件的流阻特性以及质量守恒原理得到相应的流量、流速、雷诺数等参数。通过线性化处理系统中的每个元件的特性方程获得系统的求解方程组，将获得的方程组同连续性方程同时求解，可获得系统压力、流量分布。
润滑系统通风能力计算方法的基本内容包含润滑通风系统物理模型的搭建和迭代计算两部分。根据发动机润滑系统通风流路(含发动机滑油通风腔室及外部管路)实际结构尺寸
进行模型构建。其中，系统通风流路封严装置结构的有效提取是计算工作的关键点之一，对于如图2所示的压力平衡型单个碳石墨开口环密封装置的有效流通结构按公式(2)进行简化处理；
d0＝k(D-d)……………………(2)
其中，d0为压力平衡型单个碳石墨开口环密封装置的有效流通直径(mm)，k为流通结构系数(取值范围0.5～0.9)，D为封严静止衬套的内径(mm)，d为封严转动环的外径(mm)。
在润滑系统通风能力计算时，考虑润滑系统滑油回油对通风的影响。本方案提出润滑系统滑油回油对通风能力的贡献量，按公式(3)进行处理，
Q0＝λ×Q×ρ……………………(3)
其中，Q0为滑油回油对通风能力的贡献量(g/s)，λ为流量系数(取值范围1～2)，Q为润滑系统滑油循环量(m3/s)，ρ为气体密度(g/m3)。
在润滑通风系统整体网络计算模型构建完成后，在发动机润滑系统通风进出口设置通风压力边界，润滑系统滑油回油总出口设置通风流量边界，根据具体实际工况，输入具体参数，进行迭代计算，得到润滑系统通风能力计算值。
因此本实施例具体方案为，采用如下步骤：
1.对发动机润滑系统通风流路(含发动机滑油通风腔室及外部管路)进行结构尺寸分解及整理，对非规则的滑油腔室流路采用等截面积的方法进行简化处理为管道式流路；
2.对单个碳石墨开口环封严装置的有效流通结构按公式(2)进行简化处理，其中流通结构系数k取值0.7。
3.将润滑系统通风中的油气两相流动简化为空气单向流动；
4.将第1步及第2步分解、整理及简化的润滑系统通风流路的真实结构尺寸转化为由相应元件和节点组成网络模型(包括直管、弯管、三通管、突扩、突缩等)；
5.润滑系统滑油回油对通风能力的贡献量，按公式(3)进行处理，其中，流量系数λ取值1。
6.在润滑通风系统整体网络计算模型中，发动机润滑系统通风进出口设置通风压力边界，润滑系统滑油回油出口设置通风流量边界，润滑通风系统整体网络计算模型；
7.在完成整体网络计算模型搭建及边界设置后，运行计算，得到润滑系统通风能力计算值。
上述方案在某A型及某B型发动机进行验证，分别验证了6个工况，计算值与试验值的误差分别为0.6％、-2.8％、0.5％、-1.9％、3.3％、1.1％及-2.8％、1.3％、3.1％、1.6％、-0.4％、-1.2％。

Claims (4)

1.一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法，其特征在于：包括如下步骤：
结构分解：根据发动机结构设计图，对发动机润滑系统通风流路进行结构分解和整理；
流通简化：对发动机润滑系统通风流路中开口环封严装置的有效流通结构进行简化处理；
转化模型：将经分解、整理和简化处理的发动机润滑系统通风流路，转化为由元件和节点组成的润滑通风系统整体网络计算模型；
计算结果：根据润滑通风系统整体网络计算模型进行计算，得到润滑系统通风能力计算值；
在所述步骤转化模型之前，还将发动机润滑系统通风流路中的油气两相流动简化为空气单向流动；所述步骤计算结果之前，还向润滑通风系统整体网络计算模型中加入回油贡献量，回油贡献量按照如下方式计算：
Q0＝λ×Q×ρ
其中，Q0为滑油回油对通风能力的贡献量，λ为流量系数，Q为润滑系统滑油循环量，ρ为气体密度；
所述有效流通结构进行简化处理，按照如下方式进行：
d0＝k(D-d)
其中，d0为压力平衡型单个碳石墨开口环密封装置的有效流通直径，k为流通结构系数，D为封严静止衬套的内径，d为封严转动环的外径；
所述步骤结构分解中，还对非规则的滑油腔室流路采用等截面积的方法进行简化处理为管道式流路。
2.如权利要求1所述的航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法，其特征在于：所述流量系数取值范围为1～2。
3.如权利要求1所述的航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法，其特征在于：所述流通结构系数取值范围为0.5～0.9。
4.如权利要求1所述的航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法，其特征在于：所述步骤转化模型中，节点代表发动机润滑系统通风流路中物理部件的进出口，元件代表发动机润滑系统通风流路中的物理部件。
CN202110839327.8A 2021-07-23 2021-07-23 一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法 Active CN113553788B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110839327.8A CN113553788B (zh) 2021-07-23 2021-07-23 一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110839327.8A CN113553788B (zh) 2021-07-23 2021-07-23 一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113553788A CN113553788A (zh) 2021-10-26
CN113553788B true CN113553788B (zh) 2022-12-06

Family

ID=78104317

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110839327.8A Active CN113553788B (zh) 2021-07-23 2021-07-23 一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113553788B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116227091B (zh) * 2023-05-08 2023-07-07 北京航空航天大学 一种中介轴承滑油收油过程仿真分析方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106246226A (zh) * 2016-08-18 2016-12-21 西安科技大学 一种矿井瓦斯涌出异常的识别方法
CN109815513A (zh) * 2017-11-22 2019-05-28 四川省雅安市羌江机械有限责任公司 一种航空发动机滑油系统设计方法

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003242198A (ja) * 2002-02-20 2003-08-29 Oki Electric Ind Co Ltd 通風孔解析装置
CN100337238C (zh) * 2005-07-14 2007-09-12 上海交通大学 基于网格的喷气发动机分布仿真系统
US20110093243A1 (en) * 2007-11-14 2011-04-21 Tawhai Merryn H Method for multi-scale meshing of branching biological structures
CN102207996B (zh) * 2011-06-02 2013-10-16 奇瑞汽车股份有限公司 一种发动机润滑系统仿真计算方法
CN103366078B (zh) * 2012-04-05 2017-08-25 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空发动机轴承腔通风设计方法
CN106446316B (zh) * 2016-05-13 2020-01-17 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种蜂窝结构离心通风器的设计方法
CN107545100B (zh) * 2017-07-31 2020-05-05 江苏大学 一种venlo型温室环境的高分辨率降阶建模方法
CN109412050B (zh) * 2018-11-14 2020-07-31 贵州电网有限责任公司 基于传感器优化布置的配电室环境调节系统的调节方法
CN111486557B (zh) * 2019-01-29 2024-02-23 Urecsys-城市生态系统-室内空气质量管理有限公司 用于最小化封闭结构中的空气污染的库、系统和方法
CN110378014B (zh) * 2019-07-16 2023-04-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机通风系统设计方法
CN110688738A (zh) * 2019-09-10 2020-01-14 北京交通大学 带有轴向通风系统的核电汽轮发电机温度场计算方法
CN112025561B (zh) * 2020-08-28 2022-11-18 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种航空发动机涡轮盘表面完整性要求的确定方法
CN112487734B (zh) * 2020-11-27 2022-08-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种空气系统结构cfd数值仿真方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106246226A (zh) * 2016-08-18 2016-12-21 西安科技大学 一种矿井瓦斯涌出异常的识别方法
CN109815513A (zh) * 2017-11-22 2019-05-28 四川省雅安市羌江机械有限责任公司 一种航空发动机滑油系统设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113553788A (zh) 2021-10-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113553788B (zh) 一种航空发动机润滑系统通风能力仿真计算方法
Samuelsson et al. Consistent conceptual design and performance modeling of aero engines
CN105631125A (zh) 基于降阶模型的气动-热-结构耦合分析方法
Sani et al. Pipe–pipe thermal interaction in a geothermal energy pile
CN115862779A (zh) 一种基于两方程热湍流模型的液态金属共轭传热计算方法
Su et al. Numerical and experimental research on multi-stage pump as turbine system
Osigwe et al. Multi-Fluid Gas Turbine Components Scaling for a Generation IV Nuclear Power Plant Performance Simulation
Zhang et al. Dynamic modeling and simulation of distributed parameter heat exchanger
Tahan et al. Performance evaluation of a twin-shaft gas turbine engine in mechanical drive service
James et al. POWBAM0 mechanical power balances for multi-zone building airflow analysis
CN113609797B (zh) 一种基于cfd的动叶端壁复合射流下气膜冷却特性仿真方法
Shempelev et al. On condenser mathematical model method introduction into steam turbine unit mathematical model
Angelini et al. A multidimensional extension of Balje chart for axial flow turbomachinery using artificial intelligence-based meta-models
Tomita et al. Numerical tools for high performance axial compressor design for teaching purpose
Stridh et al. Modeling unsteady flow effects in a 3D transonic compressor
Tatarinova et al. Ventilation modes of operation and their representation at the power characteristics of turbine stages and compartments
Monje et al. Aerodynamic analysis of conical diffusers operating with air and supercritical carbon dioxide
Cerri et al. General Method for the development of Gas Turbine based plant simulators: an IGCC application
CN113609619A (zh) 一种汽轮机低压通流区长叶片鼓风的多维度耦合模拟方法
Xie et al. Design of a robust LMI-based model predictive control method for surge instability in interconnected compressor systems in the presence of uncertainty and disturbance
Pugachev Predicted performance of brush seals: Porous medium versus resolved bristle matrix and comparison with experimental data
CN107506527B (zh) 基于映射推理的热力系统构建方法及系统
Kocagul et al. Gas turbine secondary air systems modeling
Han et al. Robust functional response-based metamodel optimization considering both location and dispersion effects for aeronautical airfoil designs
Bozzi et al. Numerical and Experimental Investigation of Secondary Flows and Influence of Air System Design on Heavy-Duty Gas Turbine Performance

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant