CN116644523B - 一种转静子轮缘辅助封严孔的设计方法及系统 - Google Patents

一种转静子轮缘辅助封严孔的设计方法及系统 Download PDF

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Abstract

本发明涉及航空发动机涡轮叶片设计技术领域，公开了一种转静子轮缘辅助封严孔的设计方法及系统，通过在静子导叶的下缘板位置增加与封严腔连通的轮缘辅助封严孔结构，依据航空发动机设计工况下的主流道燃气温度、封严气流温度、封严气流流量、转子转速等数据；利用轮缘效率相关的温度无量纲封严效率在工程评估中快速高效获得带有辅助封严孔的封严腔内特征温度，并在工程设计阶段能够方便高效地进行辅助封严孔结构流量评估，能够指导辅助封严孔的结构参数设计。

Description

一种转静子轮缘辅助封严孔的设计方法及系统
技术领域
本发明涉及航空发动机涡轮叶片设计技术领域，公开了一种转静子轮缘辅助封严孔的设计方法及系统。
背景技术
在航空发动机及燃气轮机中，工作叶片安装在高速旋转的涡轮盘轮缘，当涡轮盘高速旋转时将盘腔内部的二次空气流从转静子轮缘缝隙中泵出，从而达到阻隔主流道高温燃气的目的，泵出的二次空气流达到封严主流燃气的同时，也实现了为轮盘、静子件端壁提供冷却的功能。在保证封严效果的前提下，封严效率的提高可以有效的提升发动机循环效率，并且优良的封严结构能更好的保证高温部件的使用寿命和可靠性。
发生燃气入侵的原因之一是旋转诱导的燃气入侵，在涡轮盘高速旋转的泵动效应下，主流和二次流在轮缘出口交汇处存在大尺度压力周期波动，这种波动与盘缘处存在的强烈非定常流动特征相关，通过在封严副静子件开孔的方式增加辅助封严冷气减弱这种非定常流动特征后，能有效改善封严效果，显著减少燃气的侵入。
根据现有研究，带有辅助封严气流的封严结构，其封严效率主要受辅助封严与主封严气流量比、辅助封严气流在转子周向的角度影响，但其影响程度和影响方式未得到量化研究，目前的研究中缺乏辅助封严气流量的设计和评估准则，因此，有必要建立基于流量评估的辅助封严相关尺寸参数设计方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种转静子轮缘辅助封严孔的设计方法及系统，能够方便高效地进行辅助封严孔结构流量评估，指导辅助封严孔的结构参数设计。
为了实现上述技术效果，本发明采用的技术方案是：
一种转静子轮缘辅助封严孔的设计方法，包括：
获取航空发动机设计工况下的主流道燃气温度、封严气流温度、封严气流流量、转子转速，以及辅助封严孔的设计参数；所述设计参数包括预旋角度、辅助封严孔数量、辅助封严孔径向半径和辅助封严孔截流面积；所述辅助封严孔设置于静子导叶的下缘板位置，并与封严腔连通，所述封严腔主要由下缘板、转子组件以及静子支撑环合围而成；
根据辅助封严孔的设计参数、转子转速分析获得通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比，以及辅助封严气流的预旋系数；
根据关系式计算表征封严效果的温度无量纲封严效率/>，其中/>为自然底数，/>为通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比，/>为辅助封严气流的预旋系数，/>、/>、/>均为幂指数；
根据辅助封严孔结构参数对应的温度无量纲封严效率，以及主流道燃气温度、封严气流温度，计算封严腔内特征温度；其中/>为主流道燃气温度，为封严气流温度；
比对计算封严腔内特征温度与设计许用温度的大小，若辅助封严孔的设计参数在航空发动机设计工况下对应的封严腔内特征温度小于等于设计许用温度，则辅助封严孔的设计参数满足要求；否则调整封严气流参数或辅助封严孔结构参数，直至封严腔内特征温度小于等于设计许用温度。
进一步地，分析获得通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比的方法包括：
根据辅助封严孔的设计参数、封严气流流量分析获得发动机转静子间主封严气流质量流量和流经辅助封严孔的辅助封严气流质量流量/>，计算通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比/>。
进一步地，根据辅助封严孔的设计参数、辅助封严气流质量流量计算辅助封严气流的预旋系数，其中/>为流经辅助封严孔的辅助封严气流质量流量，/>为辅助封严孔预旋角度，/>为辅助封严孔数量，/>为转子转速，/>为辅助封严孔径向半径，/>为封严气密度，/>为辅助封严孔截流面积。
进一步地，表征封严效果的温度无量纲封严效率的关系式中，取/>，，/>。
进一步地，许用温度为静子导叶的下缘板、转子轮盘以及静子支撑环三个材料中许用温度的最小值。
为实现上述技术效果，本发明提供了一种转静子轮缘辅助封严孔的设计系统，包括：
参数获取模块，所述参数获取模块用于获取航空发动机设计工况下的主流道燃气温度、封严气流温度、封严气流流量、转子转速，以及辅助封严孔的设计参数；所述设计参数包括预旋角度、辅助封严孔数量、辅助封严孔径向半径和辅助封严孔截流面积；所述辅助封严孔设置于静子导叶的下缘板位置，并与封严腔连通，所述封严腔主要由下缘板、转子组件以及静子支撑环合围而成；
参数分析模块，所述参数分析模块用于根据辅助封严孔的设计参数、转子转速分析获得通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比，以及辅助封严气流的预旋系数；并根据关系式计算表征封严效果的温度无量纲封严效率/>，其中/>为自然底数，/>为通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比，/>为辅助封严气流的预旋系数，/>、/>、/>均为幂指数；
特征温度分析模块，所述特征温度分析模块用于根据辅助封严孔结构参数对应的温度无量纲封严效率，以及主流道燃气温度、封严气流温度，计算封严腔内特征温度；其中/>为主流道燃气温度，/>为封严气流温度；
判定输出模块，所述判定输出模块用于比对计算封严腔内特征温度与设计许用温度的大小，若辅助封严孔的设计参数在航空发动机设计工况下对应的封严腔内特征温度小于等于设计许用温度，则辅助封严孔的设计参数满足要求，输出满足要求的辅助封严孔的设计参数；否则调整封严气流参数或辅助封严孔结构参数，直至封严腔内特征温度小于等于设计许用温度。
进一步地，所述参数分析模块中，根据辅助封严孔的设计参数、封严气流流量分析获得发动机转静子间主封严气流质量流量和流经辅助封严孔的辅助封严气流质量流量，计算通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比/>。
进一步地，所述参数分析模块中，根据辅助封严孔的设计参数、辅助封严气流质量流量计算辅助封严气流的预旋系数，其中/>为流经辅助封严孔的辅助封严气流质量流量，/>为辅助封严孔预旋角度，/>为辅助封严孔数量，/>为转子转速，/>为辅助封严孔径向半径，/>为封严气密度，/>为辅助封严孔截流面积。
进一步地，所述判定输出模块中，设计许用温度取静子导叶的下缘板、转子轮盘以及静子支撑环三个材料中许用温度的最小值。
与现有技术相比，本发明所具备的有益效果是：
本发明通过在静子导叶的下缘板位置增加与封严腔连通的轮缘辅助封严孔结构，依据航空发动机设计工况下的主流道燃气温度、封严气流温度、封严气流流量、转子转速等数据；利用轮缘效率相关的温度无量纲封严效率在工程评估中快速高效获得带有辅助封严孔的封严腔内特征温度，并在工程设计阶段能够方便高效地进行辅助封严孔结构流量评估，能够指导辅助封严孔的结构参数设计。
附图说明
图1为实施例1或2中一种转静子轮缘辅助封严孔的设计方法流程图；
图2为实施例1或2中带辅助封严孔的轮缘封严结构示意图；
图3为实施例1中转静子轮缘辅助封严孔的设计系统结构框图；
其中，1、辅助封严孔；2、静子导叶；3、下缘板；4、封严腔；5、转子组件；6、静子支撑环；7、参数获取模块；8、参数分析模块；9、特征温度分析模块；10、判定输出模块。
具体实施方式
下面结合实施例及附图对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。
实施例1
参见图1、图2和图3，一种转静子轮缘辅助封严孔的设计方法，包括：
获取航空发动机设计工况下的主流道燃气温度、封严气流温度、封严气流流量、转子转速，以及辅助封严孔1的设计参数；所述设计参数包括预旋角度、辅助封严孔1数量、辅助封严孔1径向半径和辅助封严孔1截流面积；所述辅助封严孔1设置于静子导叶2的下缘板3位置，并与封严腔4连通，所述封严腔4主要由下缘板3、转子组件5以及静子支撑环6合围而成。
根据辅助封严孔1的设计参数、转子转速分析获得通过辅助封严孔1的辅助封严气流c与转静子间主封严气流b的流量比，以及辅助封严气流c的预旋系数。
根据关系式计算表征封严效果的温度无量纲封严效率/>，其中/>为自然底数，/>为通过辅助封严孔1的辅助封严气流c与转静子间主封严气流b的流量比，/>为辅助封严气流c的预旋系数，/>、/>、/>均为幂指数。
根据辅助封严孔1结构参数对应的温度无量纲封严效率，以及主流道燃气温度、封严气流温度，计算封严腔4内特征温度；其中/>为主流道燃气温度，/>为封严气流温度。
比对计算封严腔4内特征温度与设计许用温度的大小，若辅助封严孔1的设计参数在航空发动机设计工况下对应的封严腔4内特征温度小于等于设计许用温度，则辅助封严孔1的设计参数满足要求；否则调整封严气流参数或辅助封严孔1结构参数，直至封严腔4内特征温度小于等于设计许用温度。
在发动机的性能参数、主封严结构、封严腔4相关零部件的许用温度参数已经确定的情况下，当轮缘封严结构无法满足封严功能将导致主流燃气a侵入盘腔，轮缘腔温将接近或者超过相关零部件的许用温度。在本实施例中，通过在静子导叶2的下缘板3位置增加与封严腔4连通的轮缘辅助封严孔1结构，依据航空发动机设计工况下的主流道燃气温度、封严气流温度/>、封严气流流量、转子转速/>等数据；利用轮缘效率相关的温度无量纲封严效率/>在工程评估中快速高效获得带有辅助封严孔1的封严腔4内特征温度/>，并在工程设计阶段能够方便高效地进行辅助封严孔1结构流量评估，能够指导辅助封严孔1的结构参数设计。
而且本实施例中的表征封严效果的温度无量纲封严效率可基于大量的实际试车数据得到的，具有相关性高、拟合优度高以及平均误差小等优点，能够确保设计或调整得到的辅助封严孔1设计参数满足设计许用温度要求。
基于相同的发明构思，本实施例还提供了一种转静子轮缘辅助封严孔的设计系统，如图3，包括：
参数获取模块7，所述参数获取模块7用于获取航空发动机设计工况下的主流道燃气温度、封严气流温度/>、封严气流流量、转子转速/>，以及辅助封严孔1的设计参数，所述设计参数包括预旋角度/>、辅助封严孔1数量/>、辅助封严孔1径向半径/>、封严气密度/>、辅助封严孔1截流面积/>；所述辅助封严孔1设置于静子导叶2的下缘板3位置，并与封严腔4连通，所述封严腔4主要由下缘板3、转子组件5以及静子支撑环6合围而成。
参数分析模块8，所述参数分析模块8用于根据辅助封严孔1的设计参数、转子转速分析获得通过辅助封严孔1的辅助封严气流c与转静子间主封严气流b的流量比/>，以及辅助封严气流c的预旋系数/>，并根据关系式/>计算表征封严效果的温度无量纲封严效率/>。本实施例中可根据辅助封严孔1的设计参数、封严气流流量分析获得发动机转静子间主封严气流质量流量/>和流经辅助封严孔1的辅助封严气流c质量流量/>，计算辅助封严气流c与转静子间封严气流的流量比/>。根据辅助封严孔1的设计参数、辅助封严气流c质量流量计算辅助封严气流c的预旋系数/>。
特征温度分析模块9，所述特征温度分析模块9用于根据温度无量纲封严效率、主流道燃气温度/>、封严气流温度/>以及辅助封严孔1结构参数，根据公式计算封严腔4内特征温度/>。
判定输出模块10，所述判定输出模块10用于比对计算封严腔4内特征温度与设计许用温度的大小，若辅助封严孔1的设计参数在航空发动机设计工况下对应的封严腔4内特征温度/>小于等于设计许用温度，则辅助封严孔1的设计参数满足要求，输出满足要求的辅助封严孔1的设计参数；否则调整封严气流参数或辅助封严孔1结构参数，直至封严腔4内特征温度/>小于等于设计许用温度。
实施例2
参见图1和图2，本实施例一某航空发动机轮缘封严结构为例，对本发明中转静子轮缘辅助封严孔1的设计方法流程进行详细说明。
设计的带辅助封严孔1的轮缘封严结构如图2所示，所述辅助封严孔1设置于静子导叶2的下缘板3位置，并与封严腔4连通；所述封严腔4主要由下缘板3、转子组件5以及静子支撑环6合围而成。主流燃气a被主封严气流b和辅助封严气流c隔离。辅助封严孔1的结构参数设计具体步骤如下：
步骤一、获取航空发动机设计工况下的主流道燃气温度、封严气流温度/>、封严气流流量、转子转速/>，以及辅助封严孔1的设计参数；所述设计参数包括预旋角度/>、辅助封严孔1数量/>、辅助封严孔1径向半径/>、封严气密度/>和辅助封严孔1截流面积/>；
步骤二、根据辅助封严孔1的设计参数、转子转速分析获得通过辅助封严孔1的辅助封严气流c与转静子间主封严气流b的流量比/>，以及辅助封严气流c的预旋系数/>；
本实施例中，根据辅助封严孔1的设计参数、封严气流流量分析获得发动机转静子间主封严气流质量流量和流经辅助封严孔1的辅助封严气流c质量流量/>，计算辅助封严气流c与转静子间封严气流的流量比/>。根据辅助封严孔1的设计参数、辅助封严气流c质量流量计算辅助封严气流c的预旋系数/>。
步骤三、根据关系式计算表征封严效果的温度无量纲封严效率/>；
在数据及模型分析中，回归分析指的是确定两种或两种以上变量之间相互依赖的定量关系的一种统计分析方法，同时也是一种预测性的建模技术，可以根据给定的预测变量来预测目标变量的值。本发明可采用统计学多元回归分析方法，建立以流量比与辅助封严气流c的预旋系数/>为自变量，封严效率/>为因变量的回归方程/>，其中/>为自然底数，/>、/>、/>均为幂指数。
本实施例中该型发动机试车数据计算整理所得的封严效率、辅助封严预旋系数及流量比如表1所示。
表1 某型发动机试车数据换算的封严效率、预旋系数及流量比统计表
根据表1中的数据，采用统计学多元回归分析得到流量比、辅助封严气流c的预旋系数/>以及封严效率/>符合关系式：/>。
其中拟合所得的关系式中相关系数为0.8574，拟合优度中测定系数为0.7351、校正的测定系数0.7087，标准误差为0.0289。因此本实施例中得到的表征封严效果的温度无量纲封严效率的关系式具有相关性高、拟合优度高以及平均误差小等优点，能够确保设计或调整得到的辅助封严孔1设计参数满足设计许用温度要求。
步骤四、根据温度无量纲封严效率、主流道燃气温度/>、封严气流温度/>以及辅助封严孔1结构参数，根据公式/>计算封严腔4内特征温度/>；
本实施例中，辅助封严气流c和主封严气流b的温度可以控制在较小的温差范围内，因此将主封严气流b和辅助封严气流c的特征温度均定义为封严气流温度，同时，在工程应用研究中，确定封严腔4内特征温度/>所测量的轮缘特征位置后，封严腔4内特征温度/>可以获得实测值。根据以上参数，定义表征封严效果的温度无量纲封严效率，其物理意义为：当/>时，轮缘腔特征温度即为主流温度，主流燃气a完全侵入轮缘腔，此时封严效率/>；当/>时，主流燃气a被完全隔离，轮缘腔特征温度即为封严冷气温度，此时封严效率/>。
步骤五、比对计算封严腔4内特征温度与设计许用温度的大小，若辅助封严孔1的设计参数在航空发动机设计工况下对应的封严腔4内特征温度/>小于等于设计许用温度，则辅助封严孔1的设计参数满足要求，输出满足要求的辅助封严孔1的设计参数；否则调整封严气流参数或辅助封严孔1结构参数，直至封严腔4内特征温度/>小于等于设计许用温度。
以上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、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种转静子轮缘辅助封严孔的设计方法，其特征在于，包括：
获取航空发动机设计工况下的主流道燃气温度、封严气流温度、封严气流流量、转子转速，以及辅助封严孔的设计参数；所述设计参数包括预旋角度、辅助封严孔数量、辅助封严孔径向半径和辅助封严孔截流面积；所述辅助封严孔设置于静子导叶的下缘板位置，并与封严腔连通，所述封严腔主要由下缘板、转子组件以及静子支撑环合围而成；
根据辅助封严孔的设计参数、转子转速分析获得通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比，以及辅助封严气流的预旋系数；
根据关系式计算表征封严效果的温度无量纲封严效率/>，其中/>为自然底数，/>为通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比，/>为辅助封严气流的预旋系数，/>、/>、/>均为幂指数；
根据辅助封严孔结构参数对应的温度无量纲封严效率，以及主流道燃气温度、封严气流温度，计算封严腔内特征温度；其中/>为主流道燃气温度，/>为封严气流温度；
比对计算封严腔内特征温度与设计许用温度的大小，若辅助封严孔的设计参数在航空发动机设计工况下对应的封严腔内特征温度小于等于设计许用温度，则辅助封严孔的设计参数满足要求；否则调整封严气流参数或辅助封严孔结构参数，直至封严腔内特征温度小于等于设计许用温度。
2.根据权利要求1所述的转静子轮缘辅助封严孔的设计方法，其特征在于，分析获得通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比的方法包括：
根据辅助封严孔的设计参数、封严气流流量分析获得发动机转静子间主封严气流质量流量和流经辅助封严孔的辅助封严气流质量流量/>，计算通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比/>。
3.根据权利要求1所述的转静子轮缘辅助封严孔的设计方法，其特征在于，根据辅助封严孔的设计参数、辅助封严气流质量流量计算辅助封严气流的预旋系数，其中为流经辅助封严孔的辅助封严气流质量流量，/>为辅助封严孔预旋角度，/>为辅助封严孔数量，/>为转子转速，/>为辅助封严孔径向半径，/>为封严气密度，/>为辅助封严孔截流面积。
4.根据权利要求1所述的转静子轮缘辅助封严孔的设计方法，其特征在于，表征封严效果的温度无量纲封严效率的关系式中，取/>，/>，/>。
5.根据权利要求1所述的转静子轮缘辅助封严孔的设计方法，其特征在于，许用温度为静子导叶的下缘板、转子轮盘以及静子支撑环三个材料中许用温度的最小值。
6.一种转静子轮缘辅助封严孔的设计系统，其特征在于，包括：
参数获取模块，所述参数获取模块用于获取航空发动机设计工况下的主流道燃气温度、封严气流温度、封严气流流量、转子转速，以及辅助封严孔的设计参数；所述设计参数包括预旋角度、辅助封严孔数量、辅助封严孔径向半径和辅助封严孔截流面积；所述辅助封严孔设置于静子导叶的下缘板位置，并与封严腔连通，所述封严腔主要由下缘板、转子组件以及静子支撑环合围而成；
参数分析模块，所述参数分析模块用于根据辅助封严孔的设计参数、转子转速分析获得通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比，以及辅助封严气流的预旋系数；并根据关系式计算表征封严效果的温度无量纲封严效率/>，其中/>为自然底数，/>为通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比，/>为辅助封严气流的预旋系数，/>、/>、/>均为幂指数；
特征温度分析模块，所述特征温度分析模块用于根据辅助封严孔结构参数对应的温度无量纲封严效率，以及主流道燃气温度、封严气流温度，计算封严腔内特征温度；其中/>为主流道燃气温度，/>为封严气流温度；
判定输出模块，所述判定输出模块用于比对计算封严腔内特征温度与设计许用温度的大小，若辅助封严孔的设计参数在航空发动机设计工况下对应的封严腔内特征温度小于等于设计许用温度，则辅助封严孔的设计参数满足要求，输出满足要求的辅助封严孔的设计参数；否则调整封严气流参数或辅助封严孔结构参数，直至封严腔内特征温度小于等于设计许用温度。
7.根据权利要求6所述的转静子轮缘辅助封严孔的设计系统，其特征在于，所述参数分析模块中，根据辅助封严孔的设计参数、封严气流流量分析获得发动机转静子间主封严气流质量流量和流经辅助封严孔的辅助封严气流质量流量/>，计算通过辅助封严孔的辅助封严气流与转静子间主封严气流的流量比/>。
8.根据权利要求6所述的转静子轮缘辅助封严孔的设计系统，其特征在于，所述参数分析模块中，根据辅助封严孔的设计参数、辅助封严气流质量流量计算辅助封严气流的预旋系数，其中/>为流经辅助封严孔的辅助封严气流质量流量，/>为辅助封严孔预旋角度，/>为辅助封严孔数量，/>为转子转速，/>为辅助封严孔径向半径，/>为封严气密度，/>为辅助封严孔截流面积。
9.根据权利要求6所述的转静子轮缘辅助封严孔的设计系统，其特征在于，所述判定输出模块中，设计许用温度取静子导叶的下缘板、转子轮盘以及静子支撑环三个材料中许用温度的最小值。
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CN107762963A (zh) * 2017-10-25 2018-03-06 西北工业大学 一种用于压气机级间的双重径向封严结构

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Title
傅鑫 ; 曹永华 ; 张一彬 ; 朱超 ; .基于一种泄漏流边界模型的封严篦齿分析方法研究.兵工学报.2017,(第04期),全文. *
刘高文 ; 孔晓治 ; 陈凯 ; 刘育心 ; .转动和旋流对压气机级间封严影响的数值研究.推进技术.2014,(第12期),全文. *
安玉戈 ; 刘火星 ; 邹正平 ; .轮毂封严冷气对涡轮性能和热负荷的影响.航空动力学报.2016,第31卷(第10期),全文. *
张庆才.带缘板修型的静盘深腔型复合封严试验.《航空学报》.2022,第第44卷卷(第第5期期),全文. *
王鹏飞.典型阶梯篦齿高转速密封性能试验.《航空动力学报》.2017,第第32卷卷(第第12期期),全文. *
程舒娴 ; 晏鑫 ; 李志刚 ; 宋立明 ; 李军 ; .径向轮缘密封预旋盘腔流动换热特性数值研究.工程热物理学报.2017,(第08期),全文. *

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