CN116150893B - 一种航空发动机篦齿封严机构设计方法及篦齿封严机构 - Google Patents

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Abstract

本发明属于航空发动机部件的仿真辅助设计技术领域，具体公开了一种航空发动机篦齿封严机构设计方法及篦齿封严机构，包括篦齿封严机构预设计，使单齿迎风面和背风面的型线轴包含曲线，上级齿的背风面和下级齿的迎风面之间的齿间腔根部型线为带有圆弧过渡的直线；对预设计的篦齿封严机构的单齿齿形进行三维建模并实现参数化，利用数值模拟仿真，通过改变几何参数进行定量的泄漏流量分析，对单齿型线进行优化，得到在大间隙下实现小间隙封严效果的篦齿封严机构，本发明实现了在相同的间隙下提升封严性能以提升发动机性能，或在相同的泄漏量下采用更大的冷态间隙以追求空气系统腔压和转子轴向力稳定性。

Description

一种航空发动机篦齿封严机构设计方法及篦齿封严机构
技术领域
本发明属于航空发动机部件的仿真辅助设计技术领域。具体涉及一种航空发动机篦齿封严机构设计方法及篦齿封严机构。
背景技术
航空发动机在转静密封中常采用篦齿结构，其封严性能对于航空发动机总体性能和安全性具有重要影响，尤其是其间隙敏感性会明显影响航空发动机转子轴向力稳定性。目前通用的封严篦齿通常通过连续的构造突缩-突扩通道，依赖突缩-突扩通道引入的动能耗散实现封严的目标，基于上述原理的篦齿的结构和级数各不相同，分为平直齿、台阶直齿、平斜齿、台阶斜齿等，但因为利用突缩-突扩通道产生的耗散作用有限，上述结构的流量系数通常都难以降至0.5以下。
CN113326569A公开了一种飞机发动机空气系统封严篦齿间隙许用范围确定方法，以各个封严篦齿间隙为自变量，以选定空气系统功能为因变量，进行概率分析，识别其中影响选定空气系统功能的关键封严篦齿间隙；在以各个封严篦齿间隙为自变量，以选定空气系统功能为因变量，建立Kriging模型；设定关键封严篦齿之外的封严篦齿间隙为定值，以关键封严篦齿间隙为变量，基于Kriging模型计算选定空气系统功能预测值；限定选定空气系统功能值，对应得到关键封严篦齿间隙许用范围。
CN115587490A公开了一种航空发动机空气系统篦齿热态相对位置关系分析方法，包括对航空发动机空气系统蓖齿进行冷态相对位置关系分析，获得空气系统蓖齿冷态相对位置关系；确定蓖齿转静子变形分析点，开展航空发动机空气系统蓖齿转静子变形分析，获得所述蓖齿转静子变形分析点的变形结果；步骤三、对航空发动机空气系统篦齿进行热态相对位置关系分析，根据蓖齿转静子变形分析点及蓖齿冷态相对位置关系获得蓖齿热态相对位置关系。
但上述文献公开的篦齿结构依然为传统的突缩-突扩通道结构，在上述结构的篦齿封严性能一定的条件下，在航空发动机设计中要进一步降低篦齿泄漏流量，只能采用减小篦齿间隙的方法。但因为在航空发动机中，受到全包线转静子变形的制约，因而间隙不能无限制缩小，因而影响了航空发动机的封严效果和轴向力稳定性。
发明内容
针对目前现有技术中存在的问题，本发明提供了一种航空发动机篦齿封严机构设计方法及篦齿封严机构，根据上述方法得到的鹰嘴型篦齿封严机构能够在大间隙下强效封严，实现小间隙封严效果。在相同的间隙下提升封严性能以提升发动机性能，或在相同的泄漏量下采用更大的冷态间隙以追求空气系统腔压和转子轴向力稳定性。
本发明完整的技术方案包括：
一种航空发动机篦齿封严机构设计方法，包括如下步骤：
步骤1：篦齿封严机构预设计，预设计的篦齿封严机构包括多级具有初始形状的单齿，每个具有初始形状的单齿包括迎风面和背风面，所述迎风面的型线中至少包括一条曲线，所述背风面的型线中至少包括一条曲线；篦齿封严机构中，上一级单齿的背风面和下一级单齿的迎风面之间的齿间腔根部型线为带有圆弧过渡的直线；
步骤2：基于仿真的篦齿封严机构结构优化，对预设计的篦齿封严机构的单齿齿形进行三维建模并实现参数化，在固定的篦齿封严机构进出口压比条件下，利用数值模拟仿真方法，通过改变关于单齿迎风面型线和倾斜度的几何参数进行定量的泄漏流量分析，对篦齿封严机构结构进行优化；
步骤3：根据步骤2的优化结果确定第一篦齿封严机构。
进一步的，还包括步骤4：基于可加工性分析对第一篦齿封严机构进行优化，得到第二篦齿封严机构。
进一步的，所述步骤1中，根据流体流动控制方程组进行篦齿封严机构预设计。
进一步的，所述流体流动控制方程组为纳维-斯托克斯方程组。
进一步的，所述步骤2中，所述数值模拟仿真方法为有限体积法。
进一步的，所述步骤2中，通过改变关于单齿的迎风面型线和倾斜度的几何参数进行定量的泄漏流量分析后，利用梯度下降法对单齿的型线进行优化。
进一步的，利用所述方法设计的航空发动机篦齿封严机构，所述篦齿封严机构包括多级具有第一形状的单齿，具有第一形状的单齿在篦齿封严机构的径向上呈台阶状依次下降分布；
所述第一形状的单齿包括迎风面和背风面，所述迎风面的型线包括位于顶部的第一圆弧段以及与第一圆弧段相切的第一径向直线段，所述背风面的型线包括位于顶部的第二圆弧段以及与第二圆弧段相切的第二径向直线段，篦齿封严机构中，上一级单齿的背风面和下一级单齿的迎风面之间的齿间腔根部型线为带有圆弧过渡的直线。
进一步的，利用所述方法设计的航空发动机篦齿封严机构，所述篦齿封严机构包括多级具有第二形状的单齿，具有第二形状的单齿在篦齿封严机构的径向上呈台阶状依次下降分布；
所述第二形状的单齿包括迎风面和背风面，所述迎风面的型线包括位于顶部的第三圆弧段以及第三直线段，所述第三圆弧段与第三直线段不相切；所述背风面的型线包括位于顶部的第四圆弧段以及第四直线段，第四圆弧段与第四直线段不相切；篦齿封严机构中，上一级单齿的背风面和下一级单齿的迎风面之间的齿间腔根部型线为带有圆弧过渡的直线。
本发明相对于现有技术的优点在于：通过对篦齿初始形状进行设计，随后利用仿真对篦齿形状进行优化得到最终篦齿机构。通过齿间腔的流动调制，实现了复杂旋转坐标系下，流体惯性力和粘性力的精准控制。在齿腔中激发流体粘性力，使流体贴壁流动，而在齿尖精准激发流体的惯性力，使流体“绕大弯”。可以在相同的间隙下提升封严性能以提升发动机性能，或在相同的泄漏量下采用更大的冷态间隙以提高空气系统腔压和转子轴向力稳定性。
附图说明
图1为现有常规篦齿封严机构的结构示意图。
图2为本发明预设计的鹰嘴型篦齿封严机构的结构示意图。
图3为第一篦齿封严机构中单齿的圆弧段曲线示意图。
图4为本发明考虑可加工性的鹰嘴型第二篦齿封严机构结构示意图。
图5为本发明鹰嘴型第一篦齿封严机构的流线计算结果图。
图6为常规台阶齿、本发明的鹰嘴型篦齿封严机构和考虑可加工性的鹰嘴型封严机构流量特性对比图。
图中：1-迎风面，2-背风面，3-齿间腔根部，4-第一圆弧段，5-第一径向直线段，6-第二圆弧段，7-第二径向直线段，8-第三圆弧段，9-第三直线段，10-第四圆弧段，11-第四直线段。
具体实施方式
以下结合实施例和附图对本发明进行详细描述，但需要理解的是，所述实施例和附图仅用于对本发明进行示例性的描述，而并不能对本发明的保护范围构成任何限制。所有包含在本发明的发明宗旨范围内的合理的变换和组合均落入本发明的保护范围。
本发明附图中涉及篦齿封严机构的，图中气流流动方向均为从左向右，图1为现有常规篦齿封严机构（以下简称篦齿）的结构示意图，如其所示，该篦齿包括多个形状相同的单齿，每个单齿在迎向气流方向为迎风面1，背向气流方向为背风面2，单齿的型线以直线和圆弧为主，迎风面型线为直线，背风面型线也是直线。在上级单齿的背风面2和下级单齿的迎风面1之间的齿间腔根部3为圆弧过渡。这种构型的篦齿中，迎风面型线没有充分利用流体的粘性力使流动转向与主流相反的方向，泄漏量难以控制。
针对上述问题，本发明采用了概念设计与优化设计相结合的方法进行篦齿封严机构的设计，包括：
在概念设计阶段，对篦齿形状进行预设计，设计使篦齿中的每个单齿均包括迎风面和背风面，迎风面和背风面的型线中采用直线/曲线段结合的方式，其中迎风面的型线中至少包括一条曲线，背风面的型线中也至少包括一条曲线，预设计的篦齿封严机构，上一级单齿的背风面和下一级单齿的迎风面之间的齿间腔根部型线为带有圆弧过渡的直线。
根据流体流动的控制方程组——N-S方程组开展量级分析，在不同的区域内分析控制流动的主导因素。在连续方程的约束下，齿尖的流通面积小，所以其速度高；齿间腔的流通面积大，所以其速度低。在此条件下，在N-S方程组的开展量级分析，发现齿尖的主导因素是流体的惯性力；齿间腔的主导因素是流体的粘性力。因此，充分利用齿尖的惯性力和齿间腔的粘性力是设计高封严性能篦齿的关键。要充分利用齿尖的惯性力，就必须诱导流动具有尽可能大的与主流方向相反的负轴向速度。而诱导流动的关键手段是利用齿间腔的粘性力，通过康达效应诱导流动向与主流相反的负轴向方向偏转，在偏转过程中应避免过小的曲率半径，因为过小的曲率半径会使流体在惯性力的作用下略过型面凹槽，在凹槽内形成一个稳定的涡。因此齿间腔，特别是迎风面的曲率是由齿间腔的惯性力决定的，为此应通过充分增加齿间腔的流通面积、控制流速，以尽可能方法流体的康达效应，使流体贴壁流动，接受篦齿迎风面的诱导。
最终得到的预设计的篦齿封严机构的结构特征如图2所示，整体呈鹰嘴型，包括多级形状相同的单齿，单齿在篦齿封严机构的径向上呈台阶状依次下降分布，单齿包括迎风面和背风面，所述迎风面型线包括位于顶部的第一圆弧段4以及与第一圆弧段相切的第一径向直线段5，所述背风面2型线包括位于顶部的第二圆弧段6以及与第二圆弧段相切的第二径向直线段7；上一级单齿的背风面和下一级单齿的迎风面之间的齿间腔根部型线为带有圆弧过渡的直线。
通过上述设计，可以在流体流入齿间前诱导其充分贴壁流动，通过迎风面型面曲线大斜率导流，使流体显著背离齿间流动方向，在齿尖“绕大弯”，将较大的物理间隙显著压缩为较小的气动间隙。
优化设计阶段，主要工作是结合数值模拟仿真方法，通过定量分析的方法充分优化概念设计阶段设计的封严性能。在优化设计阶段首先通过三维造型软件UG对预设计的篦齿封严机构的单齿齿形进行三维建模，并对预设计的篦齿封严机构的部分结构特征进行参数化建模，参数化的部分包括：1）台阶和齿之间的径向间隙，其中该参数为常数，非设计参数；2）迎风面的型面半径；3）台阶和齿背之间的最小距离；4）迎风面顶端切线与轴线之间的夹角；5）背风面顶端切线与迎风面顶端切线之间的夹角；
在固定的篦齿进出口压比下，通过改变几何参数，利用有限体积数值模拟软件Ansys CFX进行数值模拟仿真，进行定量的泄漏流量分析，对影响诱导流动的迎风面型线（由上述迎风面的型面半径，和台阶和齿背之间的最小距离决定）、倾斜度（由上述迎风面顶端切线与轴线之间的夹角；和背风面顶端切线与迎风面顶端切线之间的夹角决定）等因素进行优化，
仿真过程过程中输入的常数包括：流体物性和湍流模型参数，所述流体物性包括但不限于粘度、定压比热容、相对分子质量等。仿真过程过程中的变量包括进出口压比和前面所述的几何参数。
通过梯度下降法寻找最优的型线。并根据优化结果确定第一篦齿封严机构。得到的第一篦齿封严机构总体仍如图2所示，包括多级具有第一形状的单齿，具有第一形状的单齿在篦齿封严机构的径向上呈台阶状依次下降分布，第一形状的单齿包括迎风面和背风面，所述迎风面型线包括位于顶部的第一圆弧段4以及与第一圆弧段相切的第一径向直线段5，所述背风面2型线包括位于顶部的第二圆弧段6以及与第二圆弧段相切的第二径向直线段7；上一级单齿的背风面和下一级单齿的迎风面之间的齿间腔根部型线为带有圆弧过渡的直线。其中经过优化后，迎风面顶端的第一圆弧段和背风面顶端第二圆弧段的型线形状可以采用方程来表达，其形状方程示意如图3所示，形状方程如下：
Figure SMS_1
Figure SMS_2
为方程所代表的圆弧的横坐标，/>
Figure SMS_3
为方程所代表的圆弧的纵坐标，/>
Figure SMS_4
为方程所代表的圆弧的圆心横坐标，/>
Figure SMS_5
为方程所代表的圆弧的圆心纵坐标，/>
Figure SMS_6
为第一圆弧段和第二圆弧段的半径。
型线起点坐标如下：
Figure SMS_7
型线终点坐标应通过求解以下方程确定：
Figure SMS_8
Figure SMS_9
为方程所代表的圆弧在终点处的切线与水平方向的夹角。
得到的鹰嘴型第一篦齿封严机构的流线计算结果图5所示，迎风面型线充分利用流体的粘性力使流动转向与主流相反的方向，在气流到达齿尖时，具有更大的与主流方向相反的分速度，积蓄了足够的反向动量，以实现在齿间处利用惯性力使流体“绕大弯”，达到在较大的几何间隙下，实现小气动间隙的封严效果。
第一篦齿封严机构可以采用铸造、3D打印等方式加工制造，但上述加工成本较高，而由于鹰嘴型第一篦齿封严机构的齿尖轴向距离小于齿根轴向距离，无法伸入刀具，该结构采用传统的切削加工方法难以实现。因此本发明基于可加工性分析对第一篦齿封严机构进行优化，得到考虑可加工性的第二篦齿封严机构。
考虑可加工性的鹰嘴型第二篦齿封严机构形状结构如图4所示，该篦齿封严机构包括多级具有第二形状的单齿，具有第二形状的单齿在篦齿封严机构的径向上呈台阶状依次下降分布；第二形状的单齿包括迎风面和背风面，所述迎风面的型线包括位于顶部的第三圆弧段8以及第三直线段9，考虑到可加工性，所述第三圆弧段8与第三直线段9不相切；所述背风面的型线包括位于顶部的第四圆弧段10以及第四直线段11，第四圆弧段与10第四直线段11不相切；其中第三直线段和第四直线段均与径向方向（图上的垂直方向）有一定夹角。
第二篦齿封严机构中，上一级单齿的背风面和下一级单齿的迎风面之间的齿间腔根部型线为带有圆弧过渡的直线。
上述篦齿中，单齿的型线以曲线和直线为主，考虑可加工性的鹰嘴型第二篦齿封严机构的迎风面根部型线为直线，接近齿尖后突变为曲线，背风面齿尖型线也是曲线，在接近根部的位置过渡为直线，在上级齿的背风面和下级齿的迎风面之间的齿间腔根部为圆弧过渡的直线。考虑可加工性的鹰嘴型第二篦齿封严机构中，迎风面型线同样可以充分利用流体的粘性力使流动转向与主流相反的方向，在气流到达齿尖时，具有更大的与主流方向相反的分速度，积蓄了足够的反向动量，以实现在齿间处利用惯性力使流体“绕大弯”，达到在较大的几何间隙下，实现小气动间隙的封严效果。
本发明设计鹰嘴型篦齿封严机构（即第一篦齿封严机构）、考虑可加工性的鹰嘴型篦齿封严机构（即第二篦齿封严机构）与常规台阶斜齿在不同间隙下的泄漏量对比如图6所示。鹰嘴型篦齿封严机构在0.75mm间隙下的泄漏量小于常规台阶斜齿0.4mm间隙下的泄漏量。在维持0.4mm间隙不变的条件下，与原齿形相比，鹰嘴型篦齿泄漏量可下降50%。
以上申请的仅为本申请的一些实施方式。对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请创造构思的前提下，还可以做出若干变型和改进，这些都属于本申请的保护范围。

Claims (8)

1.一种航空发动机篦齿封严机构设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：篦齿封严机构预设计，预设计的篦齿封严机构包括多级具有初始形状的单齿，每个具有初始形状的单齿包括迎风面和背风面，所述迎风面的型线中至少包括一条曲线，所述背风面的型线中至少包括一条曲线；篦齿封严机构中，上一级单齿的背风面和下一级单齿的迎风面之间的齿间腔根部型线为带有圆弧过渡的直线；
步骤2：基于仿真的篦齿封严机构结构优化，对预设计的篦齿封严机构的单齿齿形进行三维建模并实现参数化，在固定的篦齿封严机构进出口压比条件下，利用数值模拟仿真方法，通过改变关于单齿迎风面型线和倾斜度的几何参数进行定量的泄漏流量分析，对篦齿封严机构结构进行优化；
步骤3：根据步骤2的优化结果确定第一篦齿封严机构。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机篦齿封严机构设计方法，其特征在于，还包括步骤4：基于可加工性分析对第一篦齿封严机构进行优化，得到第二篦齿封严机构。
3.根据权利要求1或2所述的一种航空发动机篦齿封严机构设计方法，其特征在于，所述步骤1中，根据流体流动控制方程组进行篦齿封严机构预设计。
4.根据权利要求3所述的一种航空发动机篦齿封严机构设计方法，其特征在于，所述流体流动控制方程组为纳维-斯托克斯方程组。
5.根据权利要求4所述一种航空发动机篦齿封严机构设计方法，其特征在于，所述步骤2中，所述数值模拟仿真方法为有限体积法。
6.根据权利要求5所述一种航空发动机篦齿封严机构设计方法，其特征在于，所述步骤2中，通过改变关于单齿的迎风面型线和倾斜度的几何参数进行定量的泄漏流量分析后，利用梯度下降法对单齿的型线进行优化。
7.利用权利要求1所述方法设计的航空发动机篦齿封严机构，其特征在于，所述篦齿封严机构为第一篦齿封严机构；包括多级具有第一形状的单齿，具有第一形状的单齿在篦齿封严机构的径向上呈台阶状依次下降分布；
所述第一形状的单齿包括迎风面和背风面，所述迎风面的型线包括位于顶部的第一圆弧段以及与第一圆弧段相切的第一径向直线段，所述背风面的型线包括位于顶部的第二圆弧段以及与第二圆弧段相切的第二径向直线段，篦齿封严机构中，上一级单齿的背风面和下一级单齿的迎风面之间的齿间腔根部型线为带有圆弧过渡的直线。
8.利用权利要求2所述方法设计的航空发动机篦齿封严机构，其特征在于，所述篦齿封严机构为第二篦齿封严机构，包括多级具有第二形状的单齿，具有第二形状的单齿在篦齿封严机构的径向上呈台阶状依次下降分布；
所述第二形状的单齿包括迎风面和背风面，所述迎风面的型线包括位于顶部的第三圆弧段以及第三直线段，所述第三圆弧段与第三直线段不相切；所述背风面的型线包括位于顶部的第四圆弧段以及第四直线段，第四圆弧段与第四直线段不相切；篦齿封严机构中，上一级单齿的背风面和下一级单齿的迎风面之间的齿间腔根部型线为带有圆弧过渡的直线。
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