CN116522693B - 一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，涉及航空发动机技术领域。包括：确定转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ；将涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力PQA与压气机出口总压P3的比值定义为供气压力特征参数PQA/P3；以发动机载荷为边界条件，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的PQA/P3最小值X；根据最大间隙δ，确定封严结构失效前后的PQA/P3变化范围Y；将当前PQA/P3与X和Y进行比较，若PQA/P3＜X，或(PQA/P3)n‑(PQA/P3)1＞Y，表明转子封严结构存在非设计漏气。本发明可提前识别整机试验中转子封严结构是否稳定工作，提高转子叶片供气系统可靠性，降低发动机试验风险。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法。
背景技术
随着航空发动机性能的提高，对发动机高压涡轮叶片的可靠冷却设计和分析的要求也更为苛刻。在目前的发动机研制中，由于过渡态下转速、边界条件等参数的变化，涡轮叶片供气系统的冷气供应会发生急剧的变化，试验中因高压涡轮供气系统压力不稳定所导致的故障和安全隐患层出不穷，严重制约发动机的研制进程。
目前由于对涡轮转子封严结构的稳定性还无法有效判断，只能在试验结束后通过孔探发现叶片氧化剥蚀或封严圈脱落后来判断叶片供气压力不足，使得发动机不得不承受叶片供气压力不足带来的风险及危害。一旦发生供气压力不足，轻则可造成封严圈脱落刮蹭叶片，重则造成发动机涡轮叶片烧蚀，从而带来巨大损失。
因此，建立航空发动机整机试验高压涡轮叶片供气系统压力稳定性分析方法，提前识别整机试验中高压涡轮转子封严结构的稳定性，提高转子叶片供气系统的工作可靠性，确保叶片有效冷却，降低发动机试验风险，对加快发动机的研制进程具有至关重要的意义。
发明内容
有鉴于此，本申请实施例提供一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，以达到提前识别整机试验中转子封严结构是否稳定工作，提高转子叶片供气系统的工作可靠性，确保叶片有效冷却，降低发动机试验风险。
本申请实施例提供以下技术方案：一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，包括：
根据发动机涡轮转子过渡态温度响应特性，确定过渡态变形分析载荷谱和涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ；
将设定分析状态下的涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力PQA与发动机压气机出口总压P3的比值定义为供气压力特征参数PQA/P3；
将设定分析状态下的发动机载荷作为边界条件，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的供气压力特征参数PQA/P3的最小值X；
根据所述的涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ，确定涡轮转子后挡板封严结构失效前后的叶片供气压力特征参数PQA/P3的变化范围Y；
将当前起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3与所述最小值X和所述变化范围Y分别进行比较，若当前起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3＜X，或(PQA/P3)n-(PQA/P3)1＞Y，则表明涡轮转子封严结构存在非设计漏气；
其中，n为第n次起动试验，(PQA/P3)n为第n次起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3，(PQA/P3)1为第1次起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3。
根据本申请一种实施例，所述发动机载荷包括温度、压力、流量和转速。
根据本申请一种实施例，将设定分析状态下的发动机载荷作为边界条件，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的供气压力特征参数PQA/P3的最小值X，包括：
以发动机最大起飞状态的温度、压力、流量和转速作为边界条件，进行叶片内流计算，通过逐步减小叶片进口压力，直至叶片前缘气膜孔逆流裕度满足最小设计要求，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的最小供气压力Pin和叶片流量G1；
通过逐步减小涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力PQA，直至空气系统网络法中的叶片进口压力与所述最小供气压力Pin的相对误差，以及空气系统网络法中的流量与所述叶片流量G1的相对误差均在设定的误差阈值内，则当前的涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力PQA为供气压力特征参数PQA/P3的最小值X。
根据本申请一种实施例，所述设定的误差阈值为1%。
根据本申请一种实施例，根据所述的涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ，确定涡轮转子后挡板封严结构失效前后的叶片供气压力特征参数PQA/P3的变化范围Y，包括：
根据所述最大间隙δ，计算封严结构失效后的泄漏面积A；
根据所述泄漏面积A，计算慢车状态下后挡板封严结构张开产生的非设计漏气流量G2；
根据所述非设计漏气流量G2，计算得到封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力PQA2；
根据封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力PQA2，以及封严结构失效前的预旋喷嘴出口压力PQA1，计算得到变化范围Y。
根据本申请一种实施例，所述变化范围Y的计算过程如下：
（1）计算封严结构失效后的泄漏面积A：
其中，为圆周率，/>为封严结构半径，/>为后挡板封严结构张开的最大间隙；
（2）根据泄漏面积A，计算慢车状态下后挡板封严结构张开产生的非设计漏气流量G2：
其中，Pin为叶片进口压力，Pout为非设计漏气位置出口压力，R为气体常数，T为叶片进口温度，为给定损失系数；
（3）以发动机慢车状态的温度、压力、流量、转速作为边界条件，将非设计漏气流量G2的计算结果输入空气系统计算网络，通过迭代，计算得到封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力PQA2；
（4）计算变化范围Y：
Y=PQA2/P3-PQA1/P3
其中，PQA2为封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力，PQA1为封严结构失效前的预旋喷嘴出口压力，P3为发动机压气机出口总压。
根据本申请一种实施例，根据过渡态变形分析载荷谱，获取发动机慢车状态下的涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ。
根据本申请一种实施例，将当前起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3与所述最小值X和所述变化范围Y分别进行比较时，所述的当前起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3为当前起动试验下发动机最大起飞状态的供气压力特征参数PQA/P3。
与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：本发明实施例针对现有整机试验涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法不完善的问题，建立了一种可提前识别过渡态工作过程中转子封严结构是否稳定工作的压力稳健性分析方法，能够有效提高转子叶片供气系统的工作可靠性，确保叶片有效冷却，降低了发动机试验风险，进一步加快了发动机的研制进程。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1是本发明实施例的涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法流程示意图；
图2是本发明实施例中过渡态变形分析载荷谱；
图3是本发明实施例中慢车状态下不同起动次PQA/P3参数示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。
以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
本发明实施例提供了一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，包括如下步骤：
步骤1、确定分析状态。根据发动机涡轮转子过渡态温度响应特性，确定过渡态变形分析载荷谱和涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ；
步骤2、定义供气压力特征参数PQA/P3。将设定分析状态下的涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力PQA与发动机压气机出口总压P3的比值定义为供气压力特征参数PQA/P3；
步骤3、确定供气压力特征参数PQA/P3的最小值X。将设定分析状态下的发动机载荷作为边界条件，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的供气压力特征参数PQA/P3的最小值X；其中，所述发动机载荷包括温度、压力、流量和转速等载荷；
步骤4、确定供气压力特征参数PQA/P3的变化范围Y。根据所述的涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ，确定涡轮转子后挡板封严结构失效前后的叶片供气压力特征参数PQA/P3的变化范围Y；
步骤5、供气压力稳健性分析。将当前起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3与所述最小值X和所述变化范围Y分别进行比较，若当前起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3＜X，或(PQA/P3)n-(PQA/P3)1＞Y，则表明涡轮转子封严结构存在非设计漏气；其中，n为第n次起动试验，(PQA/P3)n为第n次起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3，(PQA/P3)1为第1次起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3。
本发明实施例的整机试验涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，包括确定分析状态、定义供气压力特征参数PQA/P3、确定PQA/P3最小参数和参数变化范围、供气压力稳健性分析等步骤。下面通过具体实施方式对本发明作进一步详细说明，如图1所示，本方法包括：
（1）确定分析状态：根据发动机涡轮转子过渡态温度响应特性，确定过渡态变形分析载荷谱和涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ，过渡态变形分析载荷谱如图2所示，获取产生最大间隙可能导致封严圈脱落损伤发动机涡轮转子的慢车状态，则把该状态和发动机最高转速作为整机试验供气系统压力稳健性分析时需要重点分析的状态；
（2）定义供气压力特征参数PQA/P3：因发动机的工作特点，不同状态下的涡轮叶片供气压力差异较大，但都存在一个相同的特点，即随压气机出口压力P3变化。为了有效评价涡轮叶片的供气压力是否稳定，引入供气压力特征参数PQA/P3，即相同状态下涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力PQA与发动机压气机出口总压P3的比值，作为分析叶片供气系统压力是否稳定的关键参数。
（3）确定供气压力特征参数PQA/P3的最小值X：发动机从最大起飞状态下拉到慢车状态时，涡轮叶片供气系统后挡板向后张开时会产生非设计漏气，或由制造偏差，导致供气压力不足影响叶片冷却，故需要重点分析最大起飞状态下叶片所需的最小供气压力。具体分析过程为：
1）以发动机最大起飞状态的温度、压力、流量和转速等载荷作为边界条件，进行叶片内流计算，通过逐步减小叶片进口压力，直至叶片前缘气膜孔逆流裕度满足最小设计要求，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的最小供气压力Pin和叶片流量G1；
2）以发动机最大起飞状态的温度、压力、流量、转速等载荷作为边界条件，通过逐步减小涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力PQA，直至空气系统网络法中的叶片进口压力与所述最小供气压力Pin的相对误差，以及空气系统网络法中的流量与所述叶片流量G1的相对误差均在设定的误差阈值内，则当前的涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力PQA即为供气压力特征参数PQA/P3的最小值X。其中，本实施例中的所述设定的误差阈值为1%。
供气压力特征参数PQA/P3的最小值X：
X=PQA/P3 ；
其中，PQA为涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力，P3为发动机压气机出口总压。
（4）确定供气压力特征参数PQA/P3的变化范围Y：发动机从最大起飞状态下拉到慢车状态时，涡轮叶片供气系统后挡板向后张开产生间隙，当后挡板张开导致封严结构失效时会存在非设计漏气，严重时会导致封严圈脱落，因此需要根据后挡板张开的间隙，评估封严结构失效前后的叶片供气压力变化范围Y，具体评估过程为：
1）计算封严结构失效后的泄漏面积A：
其中，为圆周率，/>为封严结构半径，/>为后挡板封严结构张开的最大间隙；
2）根据泄漏面积A，计算慢车状态下后挡板封严结构张开产生的非设计漏气流量G2：
其中，Pin为叶片进口压力，Pout为非设计漏气位置出口压力，R为气体常数，T为叶片进口温度，为给定损失系数；
3）以发动机慢车状态的温度、压力、流量、转速等载荷作为边界条件，将非设计漏气流量G2的计算结果输入空气系统计算网络，通过迭代，计算得到封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力PQA2；
4）计算变化范围Y：
Y=PQA2/P3-PQA1/P3
其中，PQA2为封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力，PQA1为封严结构失效前的预旋喷嘴出口压力，PQA1的值取自空气系统设计值，P3为发动机压气机出口总压。
（5）供气压力稳健性分析：从发动机上台试验开始，每次起动试验均需监控最大起飞稳定状态下PQA/P3的测量结果，当发现PQA/P3＜X时，说明叶片供气压力不足，叶片前缘存在烧蚀风险；同时还需要与首次起动试验的慢车数据进行对比，如图3所示的历次试验起动慢车状态的PQA/P3试验值，若(PQA/P3)n-(PQA/P3)1＞Y时，说明封严结构不稳定，封严圈存在脱落风险。公式中下标n表示第n次起动。
本发明实施例的一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，与现有的技术相比，通过引入供气压力特征参数PQA/P3，分析整机试验状态下的PQA/P3试验结果及变化范围，可以提前识别过渡态工作过程中叶片供气系统转子封严结构是否稳定，降低试验风险。
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权利要求的保护范围为准。
Claims (4)
1.一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，其特征在于，包括：
根据发动机涡轮转子过渡态温度响应特性，确定过渡态变形分析载荷谱和涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ；
将设定分析状态下的涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力PQA与发动机压气机出口总压P3的比值定义为供气压力特征参数PQA/P3；
将设定分析状态下的发动机载荷作为边界条件，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的供气压力特征参数PQA/P3的最小值X；
根据所述的涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ，确定涡轮转子后挡板封严结构失效前后的叶片供气压力特征参数PQA/P3的变化范围Y；
将当前起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3与所述最小值X和所述变化范围Y分别进行比较，若当前起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3＜X，或(PQA/P3)n-(PQA/P3)1＞Y，则表明涡轮转子封严结构存在非设计漏气；
其中，n为第n次起动试验，(PQA/P3)n为第n次起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3，(PQA/P3)1为第1次起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3；
所述发动机载荷包括温度、压力、流量和转速；
将设定分析状态下的发动机载荷作为边界条件，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的供气压力特征参数PQA/P3的最小值X，包括：
以发动机最大起飞状态的温度、压力、流量和转速作为边界条件，进行叶片内流计算，通过逐步减小叶片进口压力，直至叶片前缘气膜孔逆流裕度满足最小设计要求，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的最小供气压力Pin和叶片流量G1；
通过逐步减小涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力PQA，直至空气系统网络法中的叶片进口压力与所述最小供气压力Pin的相对误差，以及空气系统网络法中的流量与所述叶片流量G1的相对误差均在设定的误差阈值内，则当前的涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力PQA为供气压力特征参数PQA/P3的最小值X；
根据所述的涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ，确定涡轮转子后挡板封严结构失效前后的叶片供气压力特征参数PQA/P3的变化范围Y，包括：
根据所述最大间隙δ，计算封严结构失效后的泄漏面积A；
根据所述泄漏面积A，计算慢车状态下后挡板封严结构张开产生的非设计漏气流量G2；
根据所述非设计漏气流量G2，计算得到封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力PQA2；
根据封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力PQA2，以及封严结构失效前的预旋喷嘴出口压力PQA1，计算得到变化范围Y；
所述变化范围Y的计算过程如下：
（1）计算封严结构失效后的泄漏面积A：
其中，为圆周率，/>为封严结构半径，/>为后挡板封严结构张开的最大间隙；
（2）根据泄漏面积A，计算慢车状态下后挡板封严结构张开产生的非设计漏气流量G2：
其中，Pin为叶片进口压力，Pout为非设计漏气位置出口压力，R为气体常数，T为叶片进口温度，为给定损失系数；
（3）以发动机慢车状态的温度、压力、流量、转速作为边界条件，将非设计漏气流量G2的计算结果输入空气系统计算网络，通过迭代，计算得到封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力PQA2；
（4）计算变化范围Y：
Y=PQA2/P3-PQA1/P3
其中，PQA2为封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力，PQA1为封严结构失效前的预旋喷嘴出口压力，P3为发动机压气机出口总压。
2.根据权利要求1所述的涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，其特征在于，所述设定的误差阈值为1%。
3.根据权利要求1所述的涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，其特征在于，根据过渡态变形分析载荷谱，获取发动机慢车状态下的涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ。
4.根据权利要求1所述的涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，其特征在于，将当前起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3与所述最小值X和所述变化范围Y分别进行比较时，所述的当前起动试验下的供气压力特征参数PQA/P3为当前起动试验下发动机最大起飞状态的供气压力特征参数PQA/P3。
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Also Published As
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