CN115795705B - 一种航空发动机空气系统引气管路及其流阻特性设计方法 - Google Patents

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Abstract

本申请提高了一种航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，包括：步骤一、确定空气系统引气管路的流阻特性设计输入，所述流阻特性设计输入包括流阻特性要求、结构限制要求、流路接口边界条件、相似引气管路设计信息；步骤二、确定空气系统引气管路的初始流阻参数，所述引气管路的初始流阻参数包括：引气管路包含的并联导管根数，单根导管流通面积，导管弯曲角度、半径及个数，导管展开长度；步骤三、确定导管流量裕度系数，开展初始流阻参数下的空气系统引气管路模型计算，获得能够达到增加导管流路裕度系数下的流量要求的单管流通面积及节流孔板流阻参数；步骤四、在满足步骤三的情况下得到所述空气系统引气管路的流阻特性设计结果。

Description

一种航空发动机空气系统引气管路及其流阻特性设计方法
技术领域
本申请属于航空管路系统技术领域，特别涉及一种航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法。
背景技术
航空发动机空气系统引气管是空气系统的重要节流元件，引气管流阻特性是指流体在管路元件中的流动特性，流体阻力或者流体损失即意味着该引气管上永远损失的全压值。全压损失与其截面上的速度压力(动压力)之比叫做流体阻力系数。已知的阻力Δp计算公式为：
式中，ζ为总阻力系数，ζ＝ζT+ζM，ζT为流体摩擦阻力系数，ζM为流体局部阻力系数，ρ为气体密度，v为气流速度，m为气体质量，F为流通面积。
空气系统的引气管流阻特性设计是空气系统设计的关键环节，其设计合理性直接影响引气管所在空气系统流路的功能实现，进而影响发动机工作的可靠性。
空气系统引气管的流阻特性设计在航空发动机外部管路设计流程的上游，一般航空发动机外部管路在设计时需要考虑包括空气系统引气管流阻参数要求、外部附件布置要求、管路振动应力要求等多方要求。
传统的空气系统引气管路流阻特性设计在初始设计时，只考虑引气管流通面积，忽略了外部管路结构其他因素对引气管最终结构的影响，使得初始设计的引气管流阻特性与最终结构实现的引气管流阻特性差异较大，从而引起较多的设计迭代和更改，设计成本较高；此外，引气管流阻特性设计的合理性对设计人员的经验依赖度高，工程推广性不强。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机空气系统引气管路及其流阻特性设计方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，其特征在于，所述方法包括：
步骤一、确定所述空气系统引气管路的流阻特性设计输入，所述流阻特性设计输入包括流阻特性要求、结构限制要求、流路接口边界条件、相似引气管路设计信息；
步骤二、确定所述空气系统引气管路的初始流阻参数，所述引气管路的初始流阻参数包括：所述引气管路包含的并联导管根数，单根导管流通面积，导管弯曲角度、半径及个数，导管展开长度；
步骤三、确定导管流量裕度系数，开展初始流阻参数下的空气系统引气管路模型计算，获得能够达到增加导管流路裕度系数下的流量要求的单管流通面积及节流孔板流阻参数；
步骤四、在满足步骤三的情况下得到所述空气系统引气管路的流阻特性设计结果，所述设计结果包括最终的并联导管根数，最终的单根导管流通面积，最终的导管弯曲角度、半径及个数，最终的导管展开长度及节流孔板流阻参数。
进一步的，所述流阻特性要求包括设计状态下流过引气管路的流体压降和流量；
所述结构限制要求为最短引气管路展开长度；
所述流路接口边界条件为选定的设计状态下的引气管路的引气边界参数、排气边界参数，包括引气腔的腔压、腔温，排气腔的腔压；
所述相似引气管路设计信息为现有引气管路中性能或功能与设计引气管路相似的引气管路设计信息。
进一步的，根据导管所在引气管路的功能和流量要求，确定并联导管的根数。
进一步的，展开导管得到导管最短展开长度lmin，获取无转弯状态能够满足流量要求下的初始单管流通面积A’；
进一步的，根据所述初始单管流通面积A′＝π×(d′/2)2计算得到初始单管内径d’。
进一步的，初始的导管转弯半径为R＝2.5DN，转弯角度为90°。
进一步的，初始导管转弯个数确定过程为：
根据管路加工工艺要求确定导管外径DN和直线段长度L的关系满足：L≥2DN；
根据初始单管内径d′及导管壁厚取B，确定初始导管外径DN’＝d’+2B；在最短管路展开长度条件下，使转弯个数n满足
结合相似引气管路设计信息，得到初始转弯个数n。
进一步的，当导管内径较小或气体流量较小时，初始导管展开长度l设置为l＝lmin+1.25×n×DN。
进一步的，所述节流孔板参数包括节流孔板安装位置和节流孔直径。
另外，本申请还提供了一种航空发动机空气系统引气管路，所述航空发动机空气系统引气管路根据如上中任一所述的航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法得到。
本申请提供的航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，与现有技术相比，在初始设计时将外部管路结构的其他因素对引气管最终结构的影响考虑在内，减少设计迭代和更改，降低设计成本，通过已知参数，给出对空气系统引气管的各关键流阻参数合理预设方法，降低设计合理性对设计人员经验的依赖度，在工程应用上推广性强。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的空气系统引气管路流阻特性设计方法流程图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
为了克服现有技术中在空气系统引气管路流阻特性初始设计时，未将外部管路其他因素对引气管最终结构的阻力特性影响考虑在内，从而使引气管阻力特性差异较大，本申请提出了一种航空发动机空气系统引气管阻力特性确定方法，以减少设计迭代和更改，降低设计成本，并保证设计结果可调节性强，使其能够在工程上得到推广应用。
如1所示，本申请提供的航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，用于确定空气系统引气管的流阻参数要求，包含以下步骤：
步骤一、确定空气系统引气管路流阻特性的设计输入
空气系统引气管路流阻特性的设计输入包括：流阻特性要求、结构限制要求、流路接口边界条件、相似引气管路设计信息等。
1.1)流阻特性要求包括设计状态下流过引气管路的流体压降和流量。
1.2)结构限制要求一般是最短引气管路展开长度lmin。
1.3)流路接口边界条件是在空气系统功能流路设计时，选定的设计状态下，引气管的引气边界参数、排气边界参数，包括引气腔的腔压、腔温，排气腔的腔压。
1.4)相似引气管路设计信息是指现有引气管路中性能或功能与设计的引气管路相似的引气管路设计信息。
步骤二、确定空气系统引气管路的流阻参数
2.1)并联导管根数
根据导管所在流路的功能和流量要求，确定引气管路中并联导管的根数。
2.2)初始单管内径d’
根据上一步获得的导管根数，导管展开长度按最短管路展开长度lmin，在无转弯的引气流路设计状态下通过空气系统一维管路模型试算，获得能够达到指标要求流量的初始单管流通面积A’。
根据初始单管流通面积A′＝π×(d′/2)2计算得到初始单管内径d’，该初始单管内径是在导管根数已定条件下的最小内径。
2.3)初始导管弯曲参数
初始导管弯曲参数包括弯曲半径、转弯角度、转弯个数、导管长度等，以下从初始设计留裕度的角度，给出一种各参数预设的方法：
2.3.1)初始弯曲半径R
相关标准中规定了机械弯曲成形的导管的最小弯曲半径Rmin＝2DN，DN是导管外径，仅在特殊情况下可选用最小弯曲半径Rmin，故本申请中设置为初始弯曲半径R＝2.5DN。
2.3.2)初始转弯角度
弯曲成形导管转弯角度一般不大于90°，本申请中设置初始转弯角度为90°。
2.3.3)初始转弯个数
根据管路加工工艺要求确定导管外径DN和直线段长度L的关系满足：L≥2DN；
根据上一步获得的单管内径d′及导管壁厚B，确定初始的导管外径DN’＝d’+2B，例如导管壁厚为1mm时，初始导管外经D′N＝d′+2；
在以上初始条件下，转弯个数式中，lmin是最短管路展开长度。由于初始单管内径d′是在导管根数已定条件下的最小内径，则以上条件下最多转弯个数/>
在以上初始流阻参数下，结合相似引气管路设计信息，可得到初始转弯个数n。
2.4)导管展开长度l
在以上条件下，当导管内径较小或气体流量较小时，可以使初始导管展开长度l＝lmin+1.25×n×DN。
步骤三、管路模型试算
3.1)选定单管流通面积A
在以上条件下，首先根据导管所在流路的功能确定导管流量裕度系数M，然后在流路设计状态下通过空气系统一维管路模型试算，获得能够达到增加导管流量裕度裕度系数M的流量要求的单管流通面积A。
3.2)选定节流孔板流阻参数
空气系统引气管路的节流孔板是为了调节引气管路所在功能流路的流量而设计的一组带节流孔同时兼具密封功能的垫片。
节流孔板流阻参数包括节流孔板安装位置和节流孔直径，初始设计时在上述条件下，在流路设计状态下通过空气系统一维管路模型试算获得能够达到指标要求流量的节流孔板安装位置和节流孔直径。在与外部结构专业的设计迭代中，只需要调整节流孔直径，即可达到设计目标。
步骤四、空气系统引气管路流阻特性设计结构，设计结果应包括：
并联导管根数；
单根导管流通面积A；
转弯限制要求(拐弯数和拐弯角度应保证尽量最少，建议转弯数不超过n，转弯角度不超过90°，弯曲半径不小于2.5DN)；
导管展开长度不大于l。
节流孔板安装位置和节流孔直径。
本申请提供的航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，与现有技术相比，在初始设计时将外部管路结构的其他因素对引气管最终结构的影响考虑在内，减少设计迭代和更改，降低设计成本，通过已知参数，给出对空气系统引气管的各关键流阻参数合理预设方法，降低设计合理性对设计人员经验的依赖度，在工程应用上推广性强。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，其特征在于，所述方法包括：
步骤一、确定所述空气系统引气管路的流阻特性设计输入，所述流阻特性设计输入包括流阻特性要求、结构限制要求、流路接口边界条件、相似引气管路设计信息；
步骤二、确定所述空气系统引气管路的初始流阻参数，所述引气管路的初始流阻参数包括：所述引气管路包含的并联导管根数，单根导管流通面积，导管弯曲角度、半径及个数，导管展开长度；
步骤三、确定导管流量裕度系数，开展初始流阻参数下的空气系统引气管路模型计算，获得能够达到增加导管流路裕度系数下的流量要求的单管流通面积及节流孔板流阻参数；
步骤四、在满足步骤三的情况下得到所述空气系统引气管路的流阻特性设计结果，所述设计结果包括最终的并联导管根数，最终的单根导管流通面积，最终的导管弯曲角度、半径及个数，最终的导管展开长度及节流孔板流阻参数。
2.如权利要求1所述的航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，其特征在于，所述流阻特性要求包括设计状态下流过引气管路的流体压降和流量；
所述结构限制要求为最短引气管路展开长度；
所述流路接口边界条件为选定的设计状态下的引气管路的引气边界参数、排气边界参数，包括引气腔的腔压、腔温，排气腔的腔压；
所述相似引气管路设计信息为现有引气管路中性能或功能与设计引气管路相似的引气管路设计信息。
3.如权利要求1或2所述的航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，其特征在于，根据导管所在引气管路的功能和流量要求，确定并联导管的根数。
4.如权利要求3所述的航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，其特征在于，展开导管得到导管最短展开长度lmin，获取无转弯状态能够满足流量要求下的初始单管流通面积A’。
5.如权利要求4所述的航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，其特征在于，根据所述初始单管流通面积A′＝π×(d′/2)2计算得到初始单管内径d’。
6.如权利要求5所述的航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，其特征在于，初始的导管转弯半径为R＝2.5DN，转弯角度为90°，DN为导管外径。
7.如权利要求6所述的航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，其特征在于，初始导管转弯个数确定过程为：
根据管路加工工艺要求确定导管外径DN和直线段长度L的关系满足：L≥2DN；
根据初始单管内径d′及导管壁厚取B，确定初始导管外径DN’＝d’+2B；
在最短管路展开长度条件下，使转弯个数n满足
结合相似引气管路设计信息，得到初始转弯个数n。
8.如权利要求7所述的航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，其特征在于，当导管内径较小或气体流量较小时，初始导管展开长度l设置为l＝lmin+1.25×n×DN。
9.如权利要求8所述的航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法，其特征在于，所述节流孔板参数包括节流孔板安装位置和节流孔直径。
10.一种航空发动机空气系统引气管路，其特征在于，所述航空发动机空气系统引气管路根据如权利要求1至9中任一所述的航空发动机空气系统引气管路流阻特性设计方法得到。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116842653B (zh) * 2023-06-21 2024-06-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机总体性能参数设计方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0391610A1 (en) * 1989-04-06 1990-10-10 ROLLS-ROYCE plc Fuel control valve for an aircraft gas turbine engine fuel system
US5611661A (en) * 1993-04-01 1997-03-18 Bmw Rolls-Royce Gmbh Gas turbine engine with bearing chambers and barrier air chambers
CN105117561A (zh) * 2015-09-16 2015-12-02 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空发动机外涵系统设计方法
CN108197342A (zh) * 2017-11-28 2018-06-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机空气系统非设计性漏气计算方法
CN110389036A (zh) * 2019-07-26 2019-10-29 中国航发沈阳发动机研究所 模拟航空发动机外部管路真实安装坐标的通用试验平台
CN110617942A (zh) * 2019-09-25 2019-12-27 北京航空航天大学 一种小管径管束对流换热及阻力系数测试装置及测试方法
CN112212014A (zh) * 2020-09-18 2021-01-12 中国航发沈阳发动机研究所 一种自适应调节航空发动机通风方式的活门设计方法
CN112487734A (zh) * 2020-11-27 2021-03-12 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

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20220398354A1 (en) * 2020-12-17 2022-12-15 Dalian University Of Technology Modeling method for integrated intake/exhaust/engine aero propulsion system with multiple geometric parameters adjustable

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0391610A1 (en) * 1989-04-06 1990-10-10 ROLLS-ROYCE plc Fuel control valve for an aircraft gas turbine engine fuel system
US5611661A (en) * 1993-04-01 1997-03-18 Bmw Rolls-Royce Gmbh Gas turbine engine with bearing chambers and barrier air chambers
CN105117561A (zh) * 2015-09-16 2015-12-02 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空发动机外涵系统设计方法
CN108197342A (zh) * 2017-11-28 2018-06-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机空气系统非设计性漏气计算方法
CN110389036A (zh) * 2019-07-26 2019-10-29 中国航发沈阳发动机研究所 模拟航空发动机外部管路真实安装坐标的通用试验平台
CN110617942A (zh) * 2019-09-25 2019-12-27 北京航空航天大学 一种小管径管束对流换热及阻力系数测试装置及测试方法
CN112212014A (zh) * 2020-09-18 2021-01-12 中国航发沈阳发动机研究所 一种自适应调节航空发动机通风方式的活门设计方法
CN112487734A (zh) * 2020-11-27 2021-03-12 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

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
基于UG的航空发动机管路系统流阻分析;邱明星等;航空发动机;28-33 *
涡轮集气腔流动特性研究及流阻计算模型;姚甜等;推进技术;364-375 *
第四代战斗机动力技术特征和实现途径;程荣辉;张志舒;陈仲光;航空学报(第003期);1-10 *
航空发动机管路设计研究;张香华等;中国新技术新产品;80-81 *
邱明星 ; 付鹏哲 ; 钟易成 ; 赵士洋 ; .基于UG的航空发动机管路系统流阻分析.航空发动机.2011,(第03期),28-33. *

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