CN116611174A - 一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法 - Google Patents

一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法 Download PDF

Info

Publication number
CN116611174A
CN116611174A CN202310869515.4A CN202310869515A CN116611174A CN 116611174 A CN116611174 A CN 116611174A CN 202310869515 A CN202310869515 A CN 202310869515A CN 116611174 A CN116611174 A CN 116611174A
Authority
CN
China
Prior art keywords
flow
cavity
loss unit
pressure
calculation
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.)
Granted
Application number
CN202310869515.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN116611174B (zh
Inventor
程荣辉
邹咪
伏宇
郭文
呼艳丽
徐连强
马建栋
苏长明
梁津华
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 Sichuan Gas Turbine Research Institute
Original Assignee
AECC Sichuan Gas Turbine 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 Sichuan Gas Turbine Research Institute filed Critical AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority to CN202310869515.4A priority Critical patent/CN116611174B/zh
Publication of CN116611174A publication Critical patent/CN116611174A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN116611174B publication Critical patent/CN116611174B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • 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
    • 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
    • G06F2119/08—Thermal analysis or thermal optimisation
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

本发明属于发动机领域，涉及涡轮导向器设计技术，提供了一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法，包括：将导向器各部件分别模化为损失单元；依据发动机设计状态整机试验结果计算各损失单元输出的流量试验值；采用引气腔、排气腔、以及所有损失单元，搭建流量仿真计算网络；获取各损失单元的边界条件；用流量仿真计算网络和边界条件构建导向器流量计算仿真模型；对流量仿真计算模型进行迭代修正，获得修正后流量仿真计算模型。上述构建方法可以快速、高效地计算涡轮导向器流量，对发动机不同工作状态下空气系统引排气流量表现及对发动机总体性能影响的评估具有重大意义，具有良好的工程应用价值。

Description

一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法
技术领域
本发明属于发动机领域，涉及涡轮导向器设计技术，具体涉及一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法。
背景技术
随着航空发动机设计技术的不断提升和深入，发动机中各系统部件间的设计迭代不断加强，如何快速、准确地评估航空发动机空气系统引、排气量以及其对发动机总体性能和涡轮效率的影响成为急需解决的问题之一。
航空发动机试验验证阶段，通常采用在试验过程中布置一系列测点的方式直接获得空气系统盘腔的压力、温度，然后通过对测试数据修正后采用空气系统计算模型可以较为准确地获取空气系统引气和排气流量的分配。而由于高性能航空发动机涡轮导向器是作为空气系统的一部分，为了承受燃烧室出口高温、高压气流，通常会在导向器内部设计复杂的气膜孔、扰流肋等结构来构建内部冷气流路对导向器进行冷却。而导向器由于受限于高温及测试手段不可实现等原因，无法直接获取发动机整机状态涡轮导向器的流量分配。
目前发动机整机状态涡轮导向器的流量分配，较为通用的方法是对气膜孔、扰流肋等气流通道建立模型，利用网络迭代法计算流量，由不同设计人员进行迭代计算的方式获取空气系统总流量分配，该种方法主要存在以下缺点：
a、导向器的大量气膜孔，扰流肋等相当于一种复杂网络子系统，涉及流、固、热耦合计算较多，因此导向器流量计算需耗费相当时间，通过与空气系统迭代设计计算的方式更是耗时、耗力。
b、在发动机试验验证阶段，空气系统作为整机性能评估的中间环节，要求能快速准确给出不同工作状态的流量分配结果，这种需要大量时间和人力的迭代设计的方法无法满足实际工程应用。
发明内容
为了降低发动机涡轮导向器流量计算时间和人力资源，实现满足工程应用要求，以及对空气系统实际表现进行快速、准确的评估，本发明公开了一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法。
实现发明目的的技术方案如下：一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法，包括：
步骤1、基于空气系统一维网络法，将导向器各部件分别模化为损失单元；
步骤2、发动机设计状态整机试验，依据试验数据计算各损失单元输出的流量试验值；
步骤3、采用引气腔、排气腔、以及所有损失单元，搭建流量仿真计算网络；
步骤4、基于试验数据，获取各损失单元的边界条件；
步骤5、依据流量仿真计算网络和各损失单元的边界条件构建导向器流量计算仿真模型，计算流量仿真值；
步骤6、依据流量试验值对流量仿真计算模型进行迭代修正，直至导向器流量计算仿真模型输出的流量仿真值与流量试验值之间的相对误差小于设定的误差阈值，获得修正后流量仿真计算模型。
进一步地，上述步骤1中，所述损失单元包括前腔损失单元、后腔损失单元、上缘板损失单元、以及下缘板损失单元。
进一步地，上述步骤2中，发动机设计状态整机试验，依据试验数据计算各损失单元输出的流量试验值，包括：
步骤21、进行发动机设计状态整机试验，采用传感器采集试验数据，包括采集燃烧室外环引气腔和燃烧室内环引气腔的压力及温度，以及发动机设计状态下的涡轮气道流动参数、发动机转速、压气机进口流量；
步骤22、依据试验数据，通过传统网络迭代法计算各损失单元输出的流量试验值。
进一步地，上述步骤3中，步骤3中，所述引气腔包括燃烧室内环引气腔、燃烧室外环引气腔；所述排气腔包括位于导向器进口截面的前腔损失单元排气腔、位于导向器出口截面的后腔损失单元排气腔、位于导向器根部截面的下缘板损失单元排气腔、位于导向器尖部截面的上缘板损失单元排气腔。
进一步地，上述步骤4中，所述基于试验数据，获取各损失单元的边界条件，包括：
步骤41、定义步骤21中燃烧室外环引气腔的温度及压力作为导向器上缘板损失单元的引气腔温度和压力，以及燃烧室内环引气腔的压力及温度作为下缘板损失单元的引气腔温度和压力；
定义计算的燃烧室外环引气腔与燃烧室内环引气腔的平均温度及平均压力，作为前腔损失单元和后腔损失单元的引气腔温度及压力；
步骤42、将导向器进口截面的流道参数沿径向划分为n个第一计算半径，将导向器出口截面的流道参数沿径向划分为m个第二计算半径；
步骤43、采用发动机设计状态下的涡轮气道流动参数，计算各损失单元的排气腔温度及压力。
更进一步地，上述步骤43中，所述采用发动机设计状态下的涡轮气道流动参数，计算各损失单元的排气腔温度及压力，包括：
步骤431、依据发动机设计状态下的涡轮气道流动参数，获取每一个第一计算半径对应的温度及压力，求取n个第一计算半径的平均温度及平均压力，作为前腔损失单元的排气腔温度及压力；
步骤432、依据发动机设计状态下的涡轮气道流动参数，获取每一个第二计算半径对应的温度及压力，求取m个第二计算半径的平均温度及平均压力，作为后腔损失单元的排气腔温度及压力；
步骤433、依据第1个第一计算半径的温度及压力，和第1个第二计算半径的温度及压力，求取第1个第一计算半径和第1个第二计算半径的平均温度和压力作为上缘板损失单元的排气腔温度及压力；
步骤434、依据第n个第一计算半径的温度及压力，和第m个第二计算半径的温度及压力，求取第n个第一计算半径和第m个第二计算半径的平均温度和压力作为下缘板损失单元的排气腔温度及压力。
进一步地，上述步骤5中，依据公式计算导向器流量计算仿真模型中输出的各损失单元的流量仿真值，其中，m为损失单元的流量仿真值；P1为损失单元的引气腔压力；P2为损失单元的排气腔压力；A为损失单元对应的流通面积，R为气体常数；T为损失单元的引气腔温度；/>为损失系数，与流通面积有关。
进一步地，上述步骤6中，误差阈值为1%~3%。
进一步地，上述构建方法，还包括：
步骤7、将修正后的流量仿真计算模型融入空气系统计算网络内，并计算发动机试车所有工况下涡轮导向器流量。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明公开的发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法，依据发动机设计状态整机试验的腔温、腔压、涡轮气道流动参数、发动机转速、压气机进口流量等数据，依据腔温、腔压的试验值和涡轮气动参数模化各损失单元引气腔及排气腔并搭建流量仿真计算网络，以模拟发动机工作状态涡轮导向器的真实流量水平；并且将模化的导向器流量仿真计算模型融入空气系统计算网络内，可以快速、高效地对整个空气系统网络流量分配进行评估，对发动机不同工作状态下空气系统（包括涡轮导向器）引排气流量表现及其对发动机总体性能影响的评估具有重大意义，具有良好的工程应用价值。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。
图1为具体实施方式中发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法的流程图；
图2为具体实施方式中发动机涡轮导向器的冷却流路及边界示意图；
图3为具体实施方式中流量仿真计算模型的示意图；
其中，1、燃烧室外环引气腔；2、燃烧室内环引气腔；3、导向器进口截面；4、导向器出口截面；5、导向器根部截面；6、导向器尖部截面；11、上缘板损失单元；12、前腔损失单元；13、后腔损失单元；14、下缘板损失单元。
具体实施方式
下面结合具体实施例来进一步描述本发明，本发明的优点和特点将会随着描述而更为清楚。但这些实施例仅是范例性的，并不对本发明的范围构成任何限制。本领域技术人员应该理解的是，在不偏离本发明的精神和范围下可以对本发明技术方案的细节和形式进行修改或替换，但这些修改和替换均落入本发明的保护范围内。
本具体实施方式公开了一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法，参见图1，构建方法包括：
步骤1、基于空气系统一维网络法，将导向器各部件分别模化为损失单元；
步骤2、发动机设计状态整机试验，依据试验数据计算各损失单元输出的流量试验值；
步骤3、采用引气腔、排气腔、以及所有损失单元，搭建流量仿真计算网络；
步骤4、基于试验数据，获取各损失单元的边界条件；
步骤5、依据流量仿真计算网络和各损失单元的边界条件，构建导向器流量计算仿真模型；
步骤6、依据流量试验值对流量仿真计算模型进行迭代修正，直至导向器流量计算仿真模型输出的各损失单元的流量仿真值与流量试验值之间的相对误差小于设定的误差阈值，获得修正后流量仿真计算模型。其中，误差阈值通常根据导叶实际流量大小将流量相对误差设置为1%~3%，在实际流量较大时可以给定为3%。
进一步地，上述步骤1中，导向器部件包括前腔、后腔、上缘板、下缘板，上述部件模化后的损失单元为前腔损失单元、后腔损失单元、上缘板损失单元、以及下缘板损失单元。
进一步地，参见图2所示为发动机涡轮导向器的冷却流路及边界示意图，其中，定义燃烧室外环引气腔1；燃烧室内环引气腔2；导向器进口截面3；导向器出口截面4；导向器根部截面5；导向器尖部截面6。采用引气腔、排气腔、以及所有损失单元，搭建步骤3中的流量仿真计算网络，流量仿真计算网络参见图3所示，包括上缘板损失单元11；前腔损失单元12；后腔损失单元13；下缘板损失单元14。
在此需要说明的是：步骤3中，搭建上述流量仿真计算网络的排气腔包括位于导向器进口截面的前腔损失单元排气腔、位于导向器出口截面的后腔损失单元排气腔、位于导向器根部截面的下缘板损失单元排气腔、位于导向器尖部截面的上缘板损失单元排气腔；引气腔包括燃烧室外环引气腔1；燃烧室内环引气腔2。
进一步地，上述步骤2中，发动机设计状态整机试验，依据试验数据计算各损失单元输出的流量试验值，包括：
步骤21、进行发动机设计状态整机试验，采用传感器采集试验数据，包括采集燃烧室外环引气腔的压力TQ1及温度PQ1，燃烧室内环引气腔的压力PQ2及温度TQ2，以及发动机设计状态下的涡轮气道流动参数、发动机转速N、压气机进口流量W25；
步骤22、依据燃烧室外环引气腔的压力TQ1及温度PQ1，燃烧室内环引气腔的压力PQ2及温度TQ2，以及发动机设计状态下的涡轮气道流动参数、发动机转速N、压气机进口流量W25，通过传统网络迭代法计算各损失单元输出的流量试验值。
在一个实施例中，上述步骤4中，所述基于试验数据，获取各损失单元的边界条件，包括：
步骤41、定义步骤21中燃烧室外环引气腔的温度TQ1及压力PQ1作为导向器上缘板损失单元的引气腔温度和压力，以及燃烧室内环引气腔的压力及温度压力PQ2及温度TQ2作为下缘板损失单元的引气腔温度和压力；
定义计算的燃烧室外环引气腔与燃烧室内环引气腔的平均温度及平均压力/>，作为前腔损失单元和后腔损失单元的引气腔温度及压力，也即前腔损失单元与后腔损失单元的引气腔温度及压力相同；
步骤42、将导向器进口截面的流道参数沿径向划分为n个第一计算半径，依次表示为r1、r2、r3、……、rn；将导向器出口截面的流道参数沿径向划分为m个第二计算半径，依次表示为R1、R2、R3、……、Rm；
步骤43、采用发动机设计状态下的涡轮气道流动参数，计算各损失单元的排气腔温度及压力。
具体的，上述步骤43中，各损失单元的排气腔温度及压力计算方法，包括：
步骤431、依据发动机设计状态下的涡轮气道流动参数，获取每一个第一计算半径对应的温度Pr及压力Tr，依次表示为Pr1/Tr1、Pr2/Tr2、Pr3/Tr3、……、Prn/Trn，求取n个第一计算半径的平均温度及平均压力，分别表示为，/>，作为前腔损失单元的排气腔温度TQ3及压力PQ3；
步骤432、依据发动机设计状态下的涡轮气道流动参数，获取每一个第二计算半径对应的温度PR及压力TR，依次表示为PR1/TR1、PR2/TR2、PR3/TR3、……、PRm/TRm，求取m个第二计算半径的平均温度及平均压力，分别表示为，/>，作为后腔损失单元的排气腔温度TQ4及压力PQ4；
步骤433、依据第1个第一计算半径的温度及压力，和第1个第二计算半径的温度及压力，求取第1个第一计算半径和第1个第二计算半径的平均温度和压力，即涡轮导向器尖部进出口截面的平均温度和压力，分别表示为，/>，作为上缘板损失单元的排气腔温度TQ6及压力PQ6；
步骤434、依据第n个第一计算半径的温度及压力，和第m个第二计算半径的温度及压力，求取第n个第一计算半径和第m个第二计算半径的平均温度和压力，即导向器根部进出口截面的平均温度和压力，分别表示为，/>，作为下缘板损失单元的排气腔温度TQ5及压力PQ5。
进一步地，上述步骤5中，依据步骤41以及43求得的各损失单元边界条件，根据公式计算导向器流量计算仿真模型中输出的各损失单元的流量仿真值，其中，m为各损失单元输出的流量仿真值；P1为各损失单元的引气腔压力；P2为损失单元的排气腔压力；A为各损失单元对应的流通面积，R为气体常数；T为损失单元的引气腔温度；/>为损失系数，与流通面积有关。
进一步地，上述步骤6中，对流量仿真计算模型进行迭代修正的方式可以通过调整各损失单元对应的流通面积A，即调整前腔、后腔、上缘板、下缘板损失单元的流通面积A，使在设计状态下，当(流量仿真值-流量试验值)/流量试验值＜误差阈值时，则判定修正后流量仿真计算模型能满足工程应用精度要求。
在一个改进的实施例中，参见图1所示，上述构建方法，还包括：
步骤7、将修正后流量仿真计算模型融入空气系统计算网络内，并计算发动机试车所有工况下涡轮导向器流量。
通过将修正后的流量仿真计算模型纳入空气系统计算网络，可以实现不同发动机工作状态的空气系统流量分配，大大缩短评估时间，满足工程应用快速、准确的需求。某发动机15个典型工况涡轮导向器流量试验值与本具体实施方式中构建的修正后导向器流量计算仿真模得出的流量仿真值的相对误差参见下表1所示：
表1：15个工况下流量仿真值与流量试验值的相对误差结果
经分析，上述表中使用修正后导向器流量计算仿真模输出的流量仿真值与流量实验值之间的相对误差小于设定的误差阈值1%~3%，说明修正后导向器流量计算仿真模符合设计要求。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (9)

1.一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法，其特征在于，包括：
步骤1、基于空气系统一维网络法，将导向器各部件分别模化为损失单元；
步骤2、发动机设计状态整机试验，依据试验数据计算各损失单元输出的流量试验值；
步骤3、采用引气腔、排气腔、以及所有损失单元，搭建流量仿真计算网络；
步骤4、基于试验数据，获取各损失单元的边界条件；
步骤5、依据流量仿真计算网络和各损失单元的边界条件，构建导向器流量计算仿真模型；
步骤6、依据流量试验值对流量仿真计算模型进行迭代修正，直至导向器流量计算仿真模型输出的各损失单元的流量仿真值与流量试验值之间的相对误差小于设定的误差阈值，获得修正后流量仿真计算模型。
2.根据权利要求1所述的发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法，其特征在于，步骤2中，发动机设计状态整机试验，依据试验数据计算各损失单元输出的流量试验值，包括：
步骤21、进行发动机设计状态整机试验，采用传感器采集试验数据，包括采集燃烧室外环引气腔和燃烧室内环引气腔的压力及温度，以及发动机设计状态下的涡轮气道流动参数、发动机转速、压气机进口流量；
步骤22、依据试验数据，通过传统网络迭代法计算各损失单元输出的流量试验值。
3.根据权利要求2所述的发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法，其特征在于，步骤1中，所述损失单元包括前腔损失单元、后腔损失单元、上缘板损失单元、以及下缘板损失单元。
4.根据权利要求3所述的发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法，其特征在于，步骤3中，所述引气腔包括燃烧室内环引气腔、燃烧室外环引气腔；所述排气腔包括位于导向器进口截面的前腔损失单元排气腔、位于导向器出口截面的后腔损失单元排气腔、位于导向器根部截面的下缘板损失单元排气腔、位于导向器尖部截面的上缘板损失单元排气腔。
5.根据权利要求4所述的发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法，其特征在于，步骤4中，所述基于试验数据，获取各损失单元的边界条件，包括：
步骤41、定义步骤21中燃烧室外环引气腔的温度及压力作为导向器上缘板损失单元的引气腔温度和压力，以及燃烧室内环引气腔的压力及温度作为下缘板损失单元的引气腔温度和压力；
定义计算的燃烧室外环引气腔与燃烧室内环引气腔的平均温度及平均压力，作为前腔损失单元和后腔损失单元的引气腔温度及压力；
步骤42、将导向器进口截面的流道参数沿径向划分为n个第一计算半径，将导向器出口截面的流道参数沿径向划分为m个第二计算半径；
步骤43、采用发动机设计状态下的涡轮气道流动参数，计算各损失单元的排气腔温度及压力。
6.根据权利要求5所述的发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法，其特征在于，步骤43中，所述采用发动机设计状态下的涡轮气道流动参数，计算各损失单元的排气腔温度及压力，包括：
步骤431、依据发动机设计状态下的涡轮气道流动参数，获取每一个第一计算半径对应的温度及压力，求取n个第一计算半径的平均温度及平均压力，作为前腔损失单元的排气腔温度及压力；
步骤432、依据发动机设计状态下的涡轮气道流动参数，获取每一个第二计算半径对应的温度及压力，求取m个第二计算半径的平均温度及平均压力，作为后腔损失单元的排气腔温度及压力；
步骤433、依据第1个第一计算半径的温度及压力，和第1个第二计算半径的温度及压力，求取第1个第一计算半径和第1个第二计算半径的平均温度和压力作为上缘板损失单元的排气腔温度及压力；
步骤434、依据第n个第一计算半径的温度及压力，和第m个第二计算半径的温度及压力，求取第n个第一计算半径和第m个第二计算半径的平均温度和压力作为下缘板损失单元的排气腔温度及压力。
7.根据权利要求1所述的发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法，其特征在于，步骤5中，依据流量仿真计算网络和各损失单元的边界条件，构建导向器流量计算仿真模型，包括：
依据公式计算导向器流量计算仿真模型中输出的各损失单元的流量仿真值，其中，m为损失单元的流量仿真值；P1为损失单元的引气腔压力；P2为损失单元的排气腔压力；A为损失单元对应的流通面积，R为气体常数；T为损失单元的引气腔温度；/>为损失系数，与流通面积有关。
8.根据权利要求1所述的发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法，其特征在于，步骤6中，误差阈值为1%~3%。
9.根据权利要求1所述的发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法，其特征在于，还包括：
步骤7、将修正后流量仿真计算模型融入空气系统计算网络内，并计算发动机试车所有工况下涡轮导向器流量。
CN202310869515.4A 2023-07-17 2023-07-17 一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法 Active CN116611174B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310869515.4A CN116611174B (zh) 2023-07-17 2023-07-17 一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310869515.4A CN116611174B (zh) 2023-07-17 2023-07-17 一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN116611174A true CN116611174A (zh) 2023-08-18
CN116611174B CN116611174B (zh) 2023-10-03

Family

ID=87680356

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310869515.4A Active CN116611174B (zh) 2023-07-17 2023-07-17 一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN116611174B (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111353211A (zh) * 2018-12-21 2020-06-30 达索系统公司 用于大型环境的多实例化仿真
CN112597609A (zh) * 2020-12-28 2021-04-02 南京航空航天大学 多级封严盘腔瞬态响应的一维建模方法
CN113723030A (zh) * 2021-10-18 2021-11-30 山东大学 基于计算流体力学的实际气体物性仿真方法及系统
CN115203983A (zh) * 2022-09-15 2022-10-18 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种基于上下游限制的主燃烧室仿真方法
CN116187196A (zh) * 2023-03-13 2023-05-30 南京航空航天大学 基于神经网络的全历程工况涡轮盘腔温度预估与调控方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111353211A (zh) * 2018-12-21 2020-06-30 达索系统公司 用于大型环境的多实例化仿真
CN112597609A (zh) * 2020-12-28 2021-04-02 南京航空航天大学 多级封严盘腔瞬态响应的一维建模方法
CN113723030A (zh) * 2021-10-18 2021-11-30 山东大学 基于计算流体力学的实际气体物性仿真方法及系统
CN115203983A (zh) * 2022-09-15 2022-10-18 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种基于上下游限制的主燃烧室仿真方法
CN116187196A (zh) * 2023-03-13 2023-05-30 南京航空航天大学 基于神经网络的全历程工况涡轮盘腔温度预估与调控方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
洪聪结等: "《基于化学杂化和官能团相似耦合方法的RP-3航空煤油反应动力学简化模型构建》", 《推进技术》 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN116611174B (zh) 2023-10-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111914362B (zh) 一种研发阶段涡扇发动机模型自适应方法
CN112550758B (zh) 一种整机条件下获得发动机各部件实际性能的方法
CN107885891B (zh) 一种航空发动机总体性能优化方法
CN114169084A (zh) 基于核心机特性试验数据修正核心机性能数学模型的方法
CN112594064B (zh) 一种基于轴流压气机级间测量参数的s2流场诊断方法
CN112254941B (zh) 涡轮叶片的冷效试验件
CN117010099A (zh) 一种跨代小涵道比涡扇发动机高低压涡轮匹配设计方法
CN108108528A (zh) 一种分轴式航改燃机动力涡轮一维匹配设计方法
CN115203983B (zh) 一种基于上下游限制的主燃烧室仿真方法
CN110647052A (zh) 一种变循环发动机模式切换自适应身份证模型构建方法
CN116611174B (zh) 一种发动机涡轮导向器流量计算仿真模型的构建方法
CN116595790B (zh) 一种发动机整机低导流通能力需求精准确定方法
CN117195760A (zh) 基于径向掺混的轴流风扇或压气机子午面通流计算方法
CN116894298A (zh) 基于cfd/s2混合维度的多级轴流压气机特性预测方法
CN116204983A (zh) 一种航空发动机涡轮盘腔实时气温的计算方法
US11568099B2 (en) System and process for designing internal components for a gas turbine engine
CN114720145A (zh) 一种带整流叶片的低压涡轮性能试验方法
Touyeras et al. Aerodynamic design and test result analysis of a three stage research compressor
CN116677637B (zh) 一种用核心机模拟整机条件下压气机工作环境的方法
CN114912187B (zh) 一种发动机气动稳定性的符合性验证方法
CN114818205B (zh) 一种航空发动机全生命周期叶尖间隙在线感知方法
CN116522826B (zh) 涡轮叶片发动机状态流量的预测方法及系统
CN116718385B (zh) 一种核心机环境下中介机匣总压恢复系数确定方法
CN117892458B (zh) 一种涡扇发动机涡轮前燃气温度正向设计及调试方法
Kulkarni Development of a Methodology to Estimate Aero-Performance and Aero-Operability Limits of a Multistage Axial Flow Compressor for Use in Preliminary Design

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