CN114528657B - 一种能量损失降维度耦合方法、系统 - Google Patents

Abstract

一种能量损失降维度耦合方法、系统、计算机设备和可读存储介质。基于几何文件，对需要进行变维度耦合仿真的涡轮叶片进行三维建模；对其划分网格，设置批处理程序及控制程序；根据设置的批处理程序及控制程序进行航空发动机准三维仿真计算；得到需要耦合的涡轮叶片域进出口边界条件传递给三维模型并进行三维计算；三维计算的结果得到耦合叶片域的损失，将损失降维处理并自动分类并传递给准三维程序进行计算；达到一定条件后退出程序，实现了航空发动机准三维和三维自动耦合。本发明将准三维和三维仿真技术结合起来，既能保留准三维分析速度快的特点，又克服准三维损失模型精确程度不足的缺点。

Description

一种能量损失降维度耦合方法、系统

技术领域

本发明为三维仿真技术领域，具体涉及一种能量损失降维度耦合方法、系统、计算机设备和可读存储介质。

背景技术

航空发动机的主要部件有压气机，燃烧室，涡轮以及尾喷管等，其中的压气机和涡轮为回转式机械，对航空发动机的性能有很大影响。对于叶轮机械来说，气动设计是核心内容，叶轮机械的气动设计体系发展到今天经历了一维经验设计、二维半经验设计、准三维设计和三维设计四种体系。零维仿真技术是根据发动机各部件共同工作关系与各部件特性进行航空发动机数值仿真的，它的优点在于可以快速获得发动机各部件共同工作关系与各部件特性进行航空发动机数值仿真的，它的优点在于可以快速获得发动机各个截面的气动热力参数和发动机总体性能参数，其计算精度主要依赖于部件特性数据库。目前由于世界各大发动机研制厂商在研制过程中积累了大量的试验数据库，这种仿真技术仍广泛用于快速获取发动机稳态和过渡态特性；二维仿真技术是根据欧拉方程、部件损失模型、落后角模型和一些经验系数进行航空发动机稳态和过渡态仿真的，它的优点在于考虑了粘性损失、泄露、引气、畸变、间隙等的影响，可以对整机及各部件的流动情况进行计算，其计算仿真精度很大程度上依赖于损失模型和经验系数的选取；三维仿真技术是指对航空发动机从进口到出口的流道进行三维全流场模拟，可以对旋转部件进行应力场和温度场的仿真，可以详细描述各部件之间的关联和影响，可以对多种场进行耦合分析。

在二十世纪40年代左右，数值计算能力受到限制，在进行设计的过程，应用的物理模型主要是流体质点一维质量连续、流体力学欧拉方程和叶轮机械中气体运动时的径向平衡方程。一维的经验和半经验公式不能对真实的流场结构进行模拟，而全三维的计算在当时又无法实现，因此吴仲华教授提出了基于两类流面(S1和S2)流面来描述三维空间中流体微团的运动机理。到了六十年代末，计算能力有了较大幅度的提高，基于三元流动理论分析的准三维设计体系成为了设计中应用的主要趋势，CFD技术从那时开始应用到了实践工作当中。进入80年代以后，人们对于叶轮机械中单级级负荷所涉及的损失大小和功率大小之间的对应关系有了新的要求，相关领域的人员逐步认识到要想设计出总体性能提高的叶片机，必须要很深入的理解流场内部的三维流动性质。因此准三维设计体系无法满足要求，从此三维设计体系得到了全面的发展。

三维设计通过求解NS方程来获得流场信息。经过许多年的发展，三维计算结果已经比较可靠。但是对于航空发动机整机全三维设计所需要的计算资源过大，计算时间过长。准三维整机仿真计算速度快，需要的计算资源小，但精确性依赖于损失模型的精度。目前国内外机构以及学者对于叶轮机械内部的损失模型已经做了很多研究，损失模型中所考虑的因素越来越来多，损失的分类也更加精细。但是不同的损失模型适用的工况是不一样的，预测结果的差异也是比较大的，因为各个模型的提出所基于的假设和原理以及针对的对象都是不同的。在叶片形状，边界条件与损失模型适应的工况不同时，损失模型的精度会大大降低。

传统的航空发动机设计体系中各部件及学科仿真之间壁垒分明，导致在设计的初级阶段难以获取部件及学科之间的耦合关系，而在后期部件及整机试验中发现这些问题往往需要调整设计方案。多次的设计/试验循环大大增加了航空发动机开发的成本、周期及风险。

因此使用变维度耦合技术将准三维和三维仿真技术结合起来，既能保留准三维分析速度快的特点，又可以克服准三维损失模型精确程度不足的缺点，具有很强的现实应用意义。

发明内容

本发明提供一种能量损失降维度耦合方法，将准三维和三维仿真技术结合起来，既能保留准三维分析速度快的特点，又克服准三维损失模型精确程度不足的缺点。

本发明提供一种能量损失降维度耦合系统，将准三维和三维仿真技术结合起来，既能保留准三维分析速度快的特点，又克服准三维损失模型精确程度不足的缺点。

本发明提供一种计算机设备。

本发明提供一种可读存储介质。

本发明通过以下技术方案实现：

一种能量损失降维度耦合方法，所述方法包括以下步骤：

步骤1：准备航空发动机准三维仿真所需要的几何文件；

步骤2：基于将步骤1的几何文件，对需要进行变维度耦合仿真的涡轮叶片进行三维建模；

步骤3：基于步骤2已建的三维模型，对其划分网格，设置批处理程序及控制程序；

步骤4：根据设置的批处理程序及控制程序进行航空发动机准三维仿真计算；

步骤5：将准三维仿真得到的需要耦合的涡轮叶片域进出口边界条件传递给三维模型并进行三维计算；

步骤6：基于步骤5的三维计算的结果得到耦合叶片域的损失，将损失降维处理并自动分类并传递给准三维程序进行计算；

步骤7：整个程序将在步骤5和步骤6之间循环，达到一定条件后退出程序，实现了航空发动机准三维和三维自动耦合。

进一步的，所述步骤2具体为，基于将步骤1的几何文件，对航空发动机进行准三维建模，并对准三维流场进行初始化，所述航空发动机包括涡轮；

对需要进行变维度耦合的涡轮叶片域建立三维模型，其中相邻的几个叶片域放在一起建模作为一个耦合子域，不相邻的耦合子域要分别建立三维模型。

进一步的，所述步骤3具体包括以下步骤：

步骤3.1：基于建好的子域三维模型进行网格划分；

步骤3.2：将步骤3.1划分好的网格在三维仿真软件中，进行一次三维计算，

步骤3.3：根据步骤3.2的三维计算写出三维计算控制文件；

步骤3.4：在步骤3.2的三维计算后，通过后处理软件，得到相应格式输出的叶片域各截面的压力信息；并将输出的文本文档按照耦合子域顺序依次命名为pressure1.txtpressure2.txt，命名以此类推；

步骤3.5：制作批处理文件，使得其自动进行三维流场的仿真和后处理，并将不同子域的批处理文件依次命名为1.bat 2.bat，命名以此类推；

步骤3.6：制作准三维软件与三维软件耦合的控制文件并命名为Control.txt。

进一步的，所述步骤4具体为：基于步骤3的控制程序，修改Control.txt中的第二行数字N，其意义为准三维迭代N次进行一次三维计算以此来控制准三维与三维耦合迭代时的迭代方案，并且选择是否用三维损失修正准三维损失模型设置完毕开始进行计算，

控制程序设置完毕后，开始进行准三维计算，在准三维计算达到稳定后，将耦合域的入口总压、总温以及出口的静压求出。

进一步的，所述步骤5和6具体为：将求出的总温度总压以及出口静压赋值给三维模型，运行三维计算程序，在三维计算达到收敛后，进入后处理程序，根据叶栅入口和出口的静压和总压求出叶栅的能量损失系数，将其作为总损失，再以叶片前缘和叶片尾缘作为两个截面，求出叶片前缘尾缘之间的能量损失系数作为叶型损失，用总损失减去叶型损失，得到尾迹损失，将求出的叶型损失和尾迹损失传递给准三维程序，按照一定规律分配到准三维网格的各个节点上，以修正准三维计算的损失模型，然后继续进行准三维计算。

进一步的，叶片域能量损失计算：

通过取叶片域的前后截面的总压及静压计算得到，对于静叶片叶片域入口总压为P₀ ^*叶片后为P₁ ^*叶片域出口静压为P₁，则静叶片域的能量损失为：

叶型损失通过截取叶片前缘和尾缘两个截面的总压及静压计算得到，对于静叶片前缘截面总压为叶片后为/>叶片域出口静压为P_i1，则静叶片域的能量损失为：

尾缘损失用叶片域的能量损失减去叶型损失得到：

对于动叶片叶片域入口总压为叶片后为/>叶片域出口静压为P₂，则动叶片域的能量损失为：

对于叶型损失的计算，叶型损失计算公式同叶片域损失的计算公式一样，对于动叶域的和静叶域的计算方法相同。

一种能量损失降维度耦合系统，所述耦合系统包括准三维单元与三维单元，

所述准三维单元，用于航空发动机整机的准三维仿真。

所述三维单元，用于航空发动机涡轮部分叶片域的三维仿真。

一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述所述方法的步骤。

进一步的，一种非临时性计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述所述的方法的步骤。

本发明的有益效果是：

本发明达到了用三维计算出来的损失系数修正准三维仿真中损失模型的目的，提高了仿真的精度。

本发明结合准三维仿真与三维仿真的优点，能够快速准确地评估航空发送机的性能，同时可以对耦合部分的流动细节进行查看。

附图说明

图1是本发明的计算示意图。

图2是本发明的计算流程图。

具体实施方式

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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。

一种能量损失降维度耦合方法，所述方法包括以下步骤：

步骤1：准备航空发动机准三维仿真所需要的几何文件；

步骤2：基于将步骤1的几何文件，对需要进行变维度耦合仿真的涡轮叶片进行三维建模；

步骤3：基于步骤2已建的三维模型，对其划分网格，设置批处理程序及控制程序；

步骤4：根据设置的批处理程序及控制程序进行航空发动机准三维仿真计算；

步骤5：将准三维仿真得到的需要耦合的涡轮叶片域进出口边界条件传递给三维模型并进行三维计算；

步骤6：基于步骤5的三维计算的结果得到耦合叶片域的损失，将损失降维处理并自动分类并传递给准三维程序进行计算；

步骤7：整个程序将在步骤5和步骤6之间循环，达到一定条件后退出程序，实现了航空发动机准三维和三维自动耦合。

通过准三维程序和三维程序之间的数据传递，将准三维程序的边界条件传递给三维程序，根据三维程序计算出来的流场结果计算出能量损失系数，并将能量损失自动划分为叶型损失和尾迹损失，将损失降维后反馈给准三维程序，按一定规律并分配到准三位网格节点上，实现基于能量损失降维的准三维与三维变维度仿真；

一种能量损失降维度耦合方法，所述步骤2具体为，基于将步骤1的几何文件，对航空发动机进行准三维建模，并对准三维流场进行初始化，所述航空发动机包括涡轮；

对需要进行变维度耦合的涡轮叶片域建立三维模型，其中相邻的几个叶片域放在一起建模作为一个耦合子域，不相邻的耦合子域要分别建立三维模型。

一种能量损失降维度耦合方法，所述步骤3具体包括以下步骤：

步骤3.1：基于建好的子域三维模型进行网格划分；

步骤3.2：将步骤3.1划分好的网格在三维仿真软件中，进行一次三维计算，

步骤3.3：根据步骤3.2的三维计算写出三维计算控制文件；

步骤3.4：在步骤3.2的三维计算后，通过后处理软件，得到相应格式输出的叶片域各截面的压力信息；包括静压，总压，以及相对总压，并将输出的文本文档按照耦合子域顺序依次命名为pressure1.txt pressure2.txt，命名以此类推；

步骤3.5：制作批处理文件，使得其自动进行三维流场的仿真和后处理，能够以命令行的形式自动调用出三维计算程序以及后处理程序，并将不同子域的批处理文件依次命名为1.bat 2.bat，命名以此类推；

步骤3.6：制作准三维软件与三维软件的耦合控制文件，控制文件中包含了耦合域的相关信息以及迭代次数等，修改相关参数可以控制准三维与三维耦合迭代时的迭代方案，并且也可以选择是否用三维损失修正准三维损失模型。

写控制文件，控制文件中第一行表示是否进行耦合，如果要进行耦合写数字1，不需要耦合填0，当第一行为1时，第二行为准三维程序每迭代多少次进行一次耦合，第三行为进行耦合的子域数，第四行为耦合开始的叶片编号，第五行为子域中的叶片个数。具体如下：

1判断是否耦合

10000S2每迭代多少次进行一次耦合

1 耦合的子域个数

5 耦合开始的叶片编号

1 子域的叶片个数

一种能量损失降维度耦合方法，所述步骤4具体为：基于步骤3的控制程序，修改Control.txt中第二行的数字N，其意义为准三维迭代N次进行一次三维计算。以此来控制准三维与三维耦合迭代时的迭代方案，并且选择是否用三维损失修正准三维损失模型设置完毕开始进行计算，

控制程序设置完毕后，开始进行准三维计算，在准三维计算达到稳定后，将耦合域的入口总压、总温以及出口的静压求出。

一种能量损失降维度耦合方法，所述步骤5和6具体为：将求出的总温度总压以及出口静压赋值给三维模型，即改写三维控制文件中的边界条件信息，运行三维计算程序，在三维计算达到收敛后，进入后处理程序，根据叶栅入口和出口的静压和总压求出叶栅的能量损失系数，将其作为总损失，再以叶片前缘和叶片尾缘作为两个截面，求出叶片前缘尾缘之间的能量损失系数作为叶型损失，用总损失减去叶型损失，得到尾迹损失，将求出的叶型损失和尾迹损失传递给准三维程序，按照一定规律分配到准三维网格的各个节点上，以修正准三维计算的损失模型，也可以选择叶型损失和尾迹损失在准三维网格上的分配方式，以适应不同的叶型和工况，然后继续进行准三维计算。

一种能量损失降维度耦合方法，叶片域能量损失计算：

通过取叶片域的前后截面的总压及静压计算得到，对于静叶片叶片域入口总压为P₀ ^*叶片后为P₁ ^*叶片域出口静压为P₁，则静叶片域的能量损失为：

叶型损失通过截取叶片前缘和尾缘两个截面的总压及静压计算得到，对于静叶片前缘截面总压为叶片后为/>叶片域出口静压为P_i1，则静叶片域的能量损失为：

尾缘损失用叶片域的能量损失减去叶型损失得到：

对于动叶片叶片域入口总压为叶片后为/>叶片域出口静压为P₂，则动叶片域的能量损失为：

对于叶型损失的计算，叶型损失计算公式同叶片域损失的计算公式一样，对于动叶域的和静叶域的计算方法相同。

一种能量损失降维度耦合系统，所述耦合系统包括准三维单元与三维单元，

所述准三维单元，用于航空发动机整机的准三维仿真；

所述三维单元，用于航空发动机涡轮部分叶片域的三维仿真。

一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述所述方法的步骤。

一种非临时性计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述所述方法的步骤。

本发明达到了用三维计算出来的损失系数修正准三维仿真中损失模型的目的，提高了仿真的精度。

Claims (8)

1.一种能量损失降维度耦合方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

步骤1：准备航空发动机准三维仿真所需要的几何文件；

步骤2：基于将步骤1的几何文件，对需要进行变维度耦合仿真的涡轮叶片进行三维建模；

步骤3：基于步骤2已建的三维模型，对其划分网格，设置批处理程序及控制程序；

步骤4：根据设置的批处理程序及控制程序进行航空发动机准三维仿真计算；

步骤5：将准三维仿真得到的需要耦合的涡轮叶片域进出口边界条件传递给三维模型并进行三维计算；

步骤6：基于步骤5的三维计算的结果得到耦合叶片域的损失，将损失降维处理并自动分类并传递给准三维程序进行计算；

步骤7：整个程序将在步骤5和步骤6之间循环，达到一定条件后退出程序，实现了航空发动机准三维和三维自动耦合；

所述步骤5和6具体为：将求出的总温度总压以及出口静压赋值给三维模型，运行三维计算程序，在三维计算达到收敛后，进入后处理程序，根据叶栅入口和出口的静压和总压求出叶栅的能量损失系数，将其作为总损失，再以叶片前缘和叶片尾缘作为两个截面，求出叶片前缘尾缘之间的能量损失系数作为叶型损失，用总损失减去叶型损失，得到尾迹损失，将求出的叶型损失和尾迹损失传递给准三维程序，按照一定规律分配到准三维网格的各个节点上，以修正准三维计算的损失模型，然后继续进行准三维计算。

2.根据权利要求1所述一种能量损失降维度耦合方法，其特征在于，所述步骤2具体为，基于将步骤1的几何文件，对航空发动机进行准三维建模，并对准三维流场进行初始化，所述航空发动机包括涡轮；

对需要进行变维度耦合的涡轮叶片域建立三维模型，其中相邻的几个叶片域放在一起建模作为一个耦合子域，不相邻的耦合子域要分别建立三维模型。

3.根据权利要求2所述一种能量损失降维度耦合方法，其特征在于，所述步骤3具体包括以下步骤：

步骤3.1：基于建好的子域三维模型进行网格划分；

步骤3.2：将步骤3.1划分好的网格在三维仿真软件中，进行一次三维计算，

步骤3.3：根据步骤3.2的三维计算写出三维计算控制文件；

步骤3.4：在步骤3.2的三维计算后，通过后处理软件，得到相应格式输出的叶片域各截面的压力信息；并将输出的文本文档按照耦合子域顺序依次命名为pressure1.txtpressure2.txt，命名以此类推；

步骤3.5：制作批处理文件，使得其自动进行三维流场的仿真和后处理，并将不同子域的批处理文件依次命名为1.bat 2.bat，命名以此类推；

步骤3.6：制作准三维软件与三维软件耦合的控制文件并命名为Control.txt。

4.根据权利要求1所述一种能量损失降维度耦合方法，其特征在于，所述步骤4具体为：基于步骤3的控制程序，修改Control.txt中的第二行数字N，其意义为准三维迭代N次进行一次三维计算以此来控制准三维与三维耦合迭代时的迭代方案，并且选择是否用三维损失修正准三维损失模型设置完毕开始进行计算，

控制程序设置完毕后，开始进行准三维计算，在准三维计算达到稳定后，将耦合域的入口总压、总温以及出口的静压求出。

5.根据权利要求1所述一种能量损失降维度耦合方法，其特征在于，叶片域能量损失计算：

通过取叶片域的前后截面的总压及静压计算得到，对于静叶片叶片域入口总压为叶片后为P₁ ^*、叶片域出口静压为P₁，则静叶片域的能量损失为：

叶型损失通过截取叶片前缘和尾缘两个截面的总压及静压计算得到，对于静叶片前缘截面总压为叶片后为/>叶片域出口静压为P_i1，则静叶片域的叶型损失为：

尾缘损失用叶片域的能量损失减去叶型损失得到：

对于动叶片叶片域入口总压为叶片后为/>叶片域出口静压为P₂，则动叶片域的能量损失为：

对于叶型损失的计算，叶型损失计算公式同叶片域损失的计算公式一样，对于动叶域的和静叶域的计算方法相同。

6.一种能量损失降维度耦合系统，其特征在于，所述耦合系统利用如权利要求1所述能量损失降维度耦合方法，所述耦合系统包括准三维单元与三维单元，

所述准三维单元，用于航空发动机整机的准三维仿真；

所述三维单元，用于航空发动机涡轮部分叶片域的三维仿真。

7.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1-5中任一项所述方法的步骤。

8.一种非临时性计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-5中任一项所述的方法的步骤。