CN116702348A - 一种航空发动机转子轴向力预估方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机转子轴向力预估方法，设计在航空发动机气动方案提供的参数基础上，通过构建涡轮叶片冷却流量特性的简化模型，可在航空发动机方案设计阶段，快速且较为准确的预估调整转子轴向力，减少航空发动机设计的迭代，推动航空发动机的研制。

Description

一种航空发动机转子轴向力预估方法

技术领域

本申请属于航空发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机转子轴向力预估方法。

背景技术

航空发动机转子轴向力是指作用在转子上的气动载荷，通过支承转子的轴承外传给承力框架。

航空发动机气流通道包括主流路、空气系统流路，其中，空气系统流路为二次流路，其气流主要来自压气机，根据气流所需的压力、温度、流量，在适当位置引出，流经盘腔、通气孔、封严装置、管路等结构，对高温部件进行冷却、对轴承腔以及高温主流道进行封严、对轴承的轴向载荷进行控制等。

航空发动机转子轴向力主要包括主流路轴向力、盘腔轴向力，其中，盘腔轴向力以空气系统流路计算为基础得出，受到涡轮叶片冷却设计的影响。

航空发动机转子轴向力随其工作状态发生变化，设计阶段，不仅需要考虑使设计状态的转子轴向力满足要求，还需要考虑使飞行包线内各个工作状态的转子轴向力满足要求，转子轴向力不应过大，以免超出轴承的承载能力，也不能太小，以免引起轴承滑蹭损伤。

当前，对于航空发动机转子轴向力的评估，多是在涡轮叶片冷却方案设计完成后，再开展转子轴向力的评估，在评估不符合要求的情形下，所需迭代周期长，甚至需要颠覆总体结构方案设计，严重制约航空发动机的设计进程。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机转子轴向力预估方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机转子轴向力预估方法，包括：

确定各排涡轮冷却叶片的冷却方案，获得各排涡轮冷却叶片的冷却效果；

根据各排涡轮冷却叶片的冷却方案及其冷却效果，核对各排涡轮冷却叶片的冷却气量；

进行总体结构方案设计，确定空气系统流路结构尺寸；

确定影响转子轴向力的涡轮冷却叶片，确定该涡轮冷却叶片进、出口冷却气的温度、压力；

构建影响转子轴向力的涡轮冷却叶片的冷却气流量简化模型，在确定进、出口冷却气的温度、压力，以及主流路气动参数下，调整使冷却气流量与核对的冷却气流量相符；

根据空气系统流路结构尺寸、影响转子轴向力的涡轮冷却叶片的冷却气流量简化模型，开展空气系统流体动力学计算，获得各盘腔压力；

以主流路气动参数，计算转子压缩系统部件、涡轮部件的主流路轴向力，以各盘腔压力，计算转子压缩系统部件、涡轮部件的盘腔轴向力，将转子压缩系统部件、涡轮部件的主流路轴向力、盘腔轴向力迭加，得到转子轴向力；

在转子轴向力不符合要求时，重新调整空气系统流路结构尺寸，直至转子轴向力符合要求，满足了设计要求或者达到了盘腔轴向力调整极限。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机转子轴向力预估方法中，所述确定各排涡轮冷却叶片的冷却方案，具体是，根据航空发动机的总体要求、气动方案、选材方案，结合涡轮叶片冷却设计的技术水平和经验，进行确定。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机转子轴向力预估方法中，所述获得各排涡轮冷却叶片的冷却效果，具体为：

其中，

η为涡轮冷却叶片的冷却效果；

T_g为涡轮冷却叶片进口燃气平均温度；

T_b为涡轮冷却叶片叶身平均温度；

T_c为涡轮冷却叶片冷却气平均温度。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机转子轴向力预估方法中，所述根据各排涡轮冷却叶片的冷却方案及其冷却效果，核对各排涡轮冷却叶片的冷却气量，具体是，根据涡轮冷却叶片的冷却方案冷却效果、冷却气与压气机流量百分比关系图进行核对。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机转子轴向力预估方法中，所述进行总体结构方案设计，确定空气系统流路结构尺寸，具体是，根据功能需求进行总体结构方案设计，进而确定空气系统流路结构尺寸。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机转子轴向力预估方法中，所述确定影响转子轴向力的涡轮冷却叶片，确定该涡轮冷却叶片进、出口冷却气的温度、压力，具体为：

根据主流路气动参数，空气系统流路特点以及结构尺寸、节流单元，涡轮冷却叶片相关经验，确定影响发动机转子轴向力的涡轮冷却叶片，进而确定进、出口冷却气的温度、压力。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机转子轴向力预估方法中，影响转子轴向力的涡轮冷却叶片，包括高压涡轮转子叶片、低压涡轮一级导向叶片、采用冷却设计并影响转子轴向力的低压涡轮叶片。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机转子轴向力预估方法中，所述构建影响转子轴向力的涡轮冷却叶片的冷却气流量简化模型，具体为：

对于采用气膜、冲击和对流的复合冷却涡轮转子叶片，对应于冷却气进口设置进口腔单元、入口孔单元，对应于进气腔设置内腔单元，对应于冷却气出口设置前缘孔单元、叶盆孔单元、叶背孔单元、叶顶孔单元、尾缝单元，并在内腔单元、尾缝单元之间增设修正孔单元、过渡腔单元；

对于采用发散或准发散冷却方案的涡轮转子叶片，对应于冷却气进口设置进口腔单元、入口孔单元，对应于进气腔设置内腔单元，对应于冲击孔设置前缘内孔单元、叶盆内孔单元、叶背内孔单元，对应于冷却气出口设置前缘外孔单元、叶盆外孔单元、叶背外孔单元、叶顶孔单元、尾缝单元，对应于冲击腔在前缘内孔单元与前缘外孔单元之间、叶盆内孔单元与叶盆外孔单元之间、叶背内孔单元与叶背外孔单元之间设置层间腔单元，并在内腔单元、尾缝单元之间增设修正孔单元、过渡腔单元；

对于采用复合冷却设计的低压涡轮一级导向叶片，对应于冷却气进口设置进口腔单元、入口孔单元，对应于进气腔设置内腔单元，对应于冷却气出口设置前缘孔单元、叶盆孔单元、叶背孔单元、出口孔单元、尾缝单元，并在内腔单元、尾缝单元之间增设修正孔单元、过渡腔单元。

本申请至少存在以下有益技术效果：

提供一种航空发动机转子轴向力预估方法，在航空发动机气动方案提供的参数基础上，通过构建涡轮叶片冷却流量特性的简化模型，可在航空发动机方案设计阶段，快速且较为准确的预估调整转子轴向力，减少航空发动机设计的迭代，推动航空发动机的研制。

附图说明

图1是本申请实施例提供的航空发动机转子轴向力预估方法的示意图；

图2是本申请实施例提供的涡轮冷却叶片的冷却方案冷却效果、冷却气与压气机流量百分比关系图；

图3是本申请实施例提供的采用气膜、冲击和对流的复合冷却涡轮转子叶片构建冷却气流量简化模型的示意图；

图4是本申请实施例提供的采用发散或准发散冷却方案的涡轮转子叶片构建冷却气流量简化模型的示意图；

图5是本申请实施例提供的采用复合冷却设计的低压涡轮一级导向叶片构建冷却气流量简化模型的示意图。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本申请的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图5对本申请提供的航空发动机转子轴向力预估方法做进一步详细说明。

步骤一、根据航空发动机的总体要求、气动方案、选材方案，结合涡轮叶片冷却设计的技术水平和经验，确定各排涡轮冷却叶片的冷却方案，获得各排涡轮冷却叶片的冷却效果：

其中，

η为涡轮冷却叶片的冷却效果；

T_g为涡轮冷却叶片进口燃气平均温度；

T_b为涡轮冷却叶片叶身平均温度；

T_c为涡轮冷却叶片冷却气平均温度。

步骤二、根据各排涡轮冷却叶片的冷却方案及其冷却效果，核对各排涡轮冷却叶片的冷却气量，参见图2。

步骤三、根据功能需求，进行总体结构方案设计，确定空气系统的主要流路以及结构尺寸。

步骤四、根据发动机主流路气动参数，空气系统流路特点以及结构尺寸、节流单元，涡轮冷却叶片相关经验等方面因素，确定影响发动机转子轴向力的涡轮冷却叶片进、出口冷却气的压力、温度。

影响发动机转子轴向力的涡轮冷却叶片主要包括高压涡轮转子叶片、低压涡轮一级导向叶片、采用冷却设计并影响转子轴向力的其它低压涡轮叶片，其中，高压涡轮转子叶片、低压涡轮转子叶片冷却气进口位置一般位于榫头底部，冷却气出口位于叶身和叶顶；低压涡轮一级导向叶片冷却气进口一般位于上缘板外侧，冷却气出口位于下缘板外侧和叶身。

步骤五、根据主流路和高压涡轮转子叶片、低压涡轮转子叶片、低压涡轮导向叶片叶身外壁面的气动参数，结合冷却气不同出口位置所需的冷却流量，构建高压涡轮转子叶片、低压涡轮转子叶片、低压涡轮一级导向叶片冷却流量特性的简化模型。

采用气膜、冲击和对流复合冷却的涡轮转子叶片，冷却流量特性的简化模型构建如图3所示，冷却气进口在涡轮转子叶片与轮盘连接的榫头下侧，冷却气出口位置布置在叶身前缘、叶盆侧、叶背侧、尾缘和叶顶，根据各部位燃气流温度的大小和冷却气分配的比例，设置前缘孔、叶盆孔、叶背孔、叶顶孔、尾缝的大小和数量，并适当调整，使得冷却气流量与核对的冷却气流量相符，对于简单对流模型，在复合冷却涡轮转子叶片冷却流量特性的简化模型基础上，适当选取冷却气流的出口位置，并调整冷却气流量即可。

对采用发散或准发散冷却方案的涡轮转子叶片，冷却流量特性的简化模型构建如图4所示。冷却气进口在涡轮转子叶片与轮盘连接的榫头下侧，冷却气出口位置布置在叶身前缘、叶盆侧、叶背侧、尾缘和叶顶，叶身型面采用双层壁结构，在内层壁面分别增加前缘、叶背、叶盆的内孔，对外层壁面冲击冷却，增大换热面积，提高冷却效果，以及在外壁面叶身前缘、叶盆侧、叶背侧以及尾缘设置冷却气出口外孔/尾缝，根据各部位燃气流温度的大小和冷却气分配的比例，设置各部位内孔、外孔和尾缝及叶顶孔的大小和数量，并适当调整，使得涡轮叶片冷却流量与核对的冷却气流量相符。

低压涡轮一级导向叶片一方面要自身采用冷却设计，另一方面往往要设置为冷却气流通道，用以向发动机盘腔导入冷却气流，采用复合冷却设计的低压涡轮一级导向叶片冷却流量特性的简化模型构建如图5所示，冷却气进口在上缘板外侧，冷却气出口位置布置在叶身前缘、叶盆侧、叶背侧、尾缘，根据各部位燃气流温度的大小和冷却气分配的比例，设置前缘孔、叶盆孔、叶背孔和尾缝的大小和数量并适当调整，使得低压涡轮一级导向叶片叶身的冷却流量以及出口腔导入到盘腔的冷却气与核对的冷却气流量相符，对于仅需要简单对流冷却设计的低压涡轮导向叶片，在复合冷却低压涡轮一级导向叶片冷却流量特性的简化模型基础上，适当选取冷却气流的出口位置，并调整冷却气流量即可。

步骤六、根据空气系统流路的各节流单元尺寸和特性以及涡轮叶片冷却流量特性的简化模型，开展空气系统流体动力计算，获得影响转子轴向力的各盘腔压力。

步骤七、将压缩系统部件和涡轮部件主流路转子叶片进出口的气动参数，包括压力、流速、流量，和结构参数为输入，利用编制的程序，计算压缩系统部件和涡轮部件的主流路的转子轴向力，同时，以各盘腔尺寸和压力作为输入文件，利用编制的程序，计算压缩系统部件和涡轮部件的盘腔的轴向力，将主流路轴向力和盘腔轴向力迭加计算转子轴向力。

如果转子轴向力不符合要求，则调整空气系统流路和相关结构尺寸，包括节流单元形式、数目和结构尺寸、盘腔结构尺寸等，直至转子轴向力符合要求，满足了设计要求或者达到了盘腔轴向力调整极限。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种航空发动机转子轴向力预估方法，其特征在于，包括：

确定各排涡轮冷却叶片的冷却方案，获得各排涡轮冷却叶片的冷却效果；

根据各排涡轮冷却叶片的冷却方案及其冷却效果，核对各排涡轮冷却叶片的冷却气量；

进行总体结构方案设计，确定空气系统流路结构尺寸；

确定影响转子轴向力的涡轮冷却叶片，确定该涡轮冷却叶片进、出口冷却气的温度、压力；

构建影响转子轴向力的涡轮冷却叶片的冷却气流量简化模型，在确定进、出口冷却气的温度、压力，以及主流路气动参数下，调整使冷却气流量与核对的冷却气流量相符；

根据空气系统流路结构尺寸、影响转子轴向力的涡轮冷却叶片的冷却气流量简化模型，开展空气系统流体动力学计算，获得各盘腔压力；

以主流路气动参数，计算转子压缩系统部件、涡轮部件的主流路轴向力，以各盘腔压力，计算转子压缩系统部件、涡轮部件的盘腔轴向力，将转子压缩系统部件、涡轮部件的主流路轴向力、盘腔轴向力迭加，得到转子轴向力；

在转子轴向力不符合要求时，重新调整空气系统流路结构尺寸，直至转子轴向力符合要求。

2.根据权利要求1所述的航空发动机转子轴向力预估方法，其特征在于，

所述确定各排涡轮冷却叶片的冷却方案，具体是，根据航空发动机的总体要求、气动方案、选材方案，结合涡轮叶片冷却设计的技术水平和经验，进行确定。

3.根据权利要求1所述的航空发动机转子轴向力预估方法，其特征在于，

所述获得各排涡轮冷却叶片的冷却效果，具体为：

其中，

η为涡轮冷却叶片的冷却效果；

T_g为涡轮冷却叶片进口燃气平均温度；

T_b为涡轮冷却叶片叶身平均温度；

T_c为涡轮冷却叶片冷却气平均温度。

4.根据权利要求1所述的航空发动机转子轴向力预估方法，其特征在于，

所述根据各排涡轮冷却叶片的冷却方案及其冷却效果，核对各排涡轮冷却叶片的冷却气量，具体是，根据涡轮冷却叶片的冷却方案冷却效果、冷却气与压气机流量百分比关系图进行核对。

5.根据权利要求1所述的航空发动机转子轴向力预估方法，其特征在于，

所述进行总体结构方案设计，确定空气系统流路结构尺寸，具体是，根据功能需求进行总体结构方案设计，进而确定空气系统流路结构尺寸。

6.根据权利要求1所述的航空发动机转子轴向力预估方法，其特征在于，

所述确定影响转子轴向力的涡轮冷却叶片，确定该涡轮冷却叶片进、出口冷却气的温度、压力，具体为：

根据主流路气动参数，空气系统流路特点以及结构尺寸、节流单元，涡轮冷却叶片相关经验，确定影响发动机转子轴向力的涡轮冷却叶片，进而确定进、出口冷却气的温度、压力。

7.根据权利要求1所述的航空发动机转子轴向力预估方法，其特征在于，

影响转子轴向力的涡轮冷却叶片，包括高压涡轮转子叶片、低压涡轮一级导向叶片、采用冷却设计并影响转子轴向力的低压涡轮叶片。

8.根据权利要求1所述的航空发动机转子轴向力预估方法，其特征在于，

所述构建影响转子轴向力的涡轮冷却叶片的冷却气流量简化模型，具体为：

对于采用气膜、冲击和对流的复合冷却涡轮转子叶片，对应于冷却气进口设置进口腔单元、入口孔单元，对应于进气腔设置内腔单元，对应于冷却气出口设置前缘孔单元、叶盆孔单元、叶背孔单元、叶顶孔单元、尾缝单元，并在内腔单元、尾缝单元之间增设修正孔单元、过渡腔单元；

对于采用发散或准发散冷却方案的涡轮转子叶片，对应于冷却气进口设置进口腔单元、入口孔单元，对应于进气腔设置内腔单元，对应于冲击孔设置前缘内孔单元、叶盆内孔单元、叶背内孔单元，对应于冷却气出口设置前缘外孔单元、叶盆外孔单元、叶背外孔单元、叶顶孔单元、尾缝单元，对应于冲击腔在前缘内孔单元与前缘外孔单元之间、叶盆内孔单元与叶盆外孔单元之间、叶背内孔单元与叶背外孔单元之间设置层间腔单元，并在内腔单元、尾缝单元之间增设修正孔单元、过渡腔单元；

对于采用复合冷却设计的低压涡轮一级导向叶片，对应于冷却气进口设置进口腔单元、入口孔单元，对应于进气腔设置内腔单元，对应于冷却气出口设置前缘孔单元、叶盆孔单元、叶背孔单元、出口孔单元、尾缝单元，并在内腔单元、尾缝单元之间增设修正孔单元、过渡腔单元。