CN116738568A - 一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法 - Google Patents

一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法 Download PDF

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CN116738568A CN202310615457.2A CN202310615457A CN116738568A CN 116738568 A CN116738568 A CN 116738568A CN 202310615457 A CN202310615457 A CN 202310615457A CN 116738568 A CN116738568 A CN 116738568A
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Abstract

本发明的目的在于提供一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，按照跨介质发动机尺寸要求确定涡轮盘中径，设定空中飞行工况涡轮边界条件及物性参数，计算喷管和涡轮转子几何参数，对空中飞行工况涡轮进行计算流体力仿真计算和流热固耦合仿真计算；设定水下运行工况涡轮边界条件及物性参数，计算喷管几何参数，对水下运行工况进行计算流体力学仿真计算。在设计过程中将空中飞行工况涡轮效率、水下运行工况涡轮效率、转子应力要求、局部进气率作为判定条件循环迭代，直至满足设计要求。本发明先以空中飞行工况涡轮设计为主，兼顾水下运行工况涡轮设计，两种工况涡轮使用同一套涡轮转子，达到了超宽工况和紧凑性强的设计目的。

Description

一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法
技术领域
本发明涉及的是一种跨介质发动机设计方法，具体地说是涡轮设计方法。
背景技术
跨介质飞行器是一种既可以在水中航行，也能在空中飞行的跨水空介质新概念飞行器，是既能够实现空中的快速部署和高速飞行，也兼具了水中航行的多用途性，相比一般的航空飞行器，跨介质飞行器有更多的技术难点，结构布局、动力能源以及跨介质的实现方式是跨介质飞行器设计的难点所在。结构布局决定装置是否足够紧凑，制约着飞行器使用时的机动性能、续航性能。
涡轮作为跨介质动力装置的核心部件，其本质是一种流体机械，通过流体工质的膨胀过程不断提取机械能；可适用于跨介质发动机的动力涡轮能够满足跨介质动力装置在紧凑性和可靠性方面的需求，能够极大降低发动机的整体尺寸及重量，对跨介质发动机乃至跨介质航行器的生产制造具有极大的现实意义。
发明内容
本发明的目的在于提供能够同时满足空中飞行和水下航行工作状况的一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法。
本发明的目的是这样实现的：
本发明一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：
(1)按照跨介质发动机外形尺寸和设计要求条件，确定涡轮盘中径Dm；
(2)设定空中飞行工况涡轮边界条件及物性参数；
(3)假设空中飞行工况时涡轮效率ηap；
(4)设计空中飞行工况涡轮喷管；
(5)确定涡轮动叶叶高H；
(6)设计涡轮转子；
(7)对空中飞行工况涡轮进行计算流体力学仿真计算；
(8)判断空中飞行工况涡轮效率是否达标，若不达标，更新效率值，返回至步骤(3)重新迭代，若达标，则继续下一步；
(9)对空中飞行工况涡轮进行流热固耦合仿真计算；
(10)判断空中飞行工况涡轮转子最大应力是否小于许用应力，若转子最大应力小于许用应力，则继续下一步；若转子应力大于许用应力，则返回至步骤(1)重新迭代，直至满足应力要求；
(11)假设水下运行工况涡轮效率ηwp；
(12)设定水下运行工况涡轮边界条件及物性参数；
(13)设计水下运行工况喷管；
(14)计算涡轮局部进气率之和ε；
(15)判断局部进气率是否小于1，若小于1，则继续下一步，若大于1，则返回至步骤(1)重新迭代；
(16)对水下运行工况涡轮进行计算流体力学仿真计算；
(17)判断水下运行工况涡轮效率是否达标，若达标，则继续下一步，若不达标，则返回至步骤(11)重新迭代；
若完成以上步骤，则完成涡轮气动参数和几何参数设计。
本发明还可以包括：
1、步骤(2)的参数包括：喷管入口总压喷管入口总温/>涡轮出口压力P2,a、燃气质量流量/>燃气比定压热容CP,a、燃气比热比ka、燃气特定气体常数Rg,a、涡轮设计转速na，下标a表示空中工况下的各项参数。
2、步骤(4)内容包括：
选定喷管出口角θ，其取值范围为12°～16°，选定喷管扩张角γ，其取值范围为6°～10°，喷管出口静压：P1＝P2，φ为喷管速度系数，其取值范围为0.9～0.98；
喷管滞止等熵焓降：
喷管损失焓降：
喷管出口等熵温度：
喷管出口静温：
喷管出口等熵速度：
喷管出口实际速度：
C1＝C1sφ喷管出口总温：
喷管出口密度：
喷管出口总压：
喷管出口当地声速：
喷管出口马赫数：
喷管喉部速度：
喷管喉部温度：
喷管喉部压力：
喷管喉部密度：
喷管喉部面积：
喷管喉部直径：
喷管出口面积：
喷管出口直径：
喷管扩展部分长：
其中，P代表压力，T代表温度，ρ代表密度，h代表焓，代表质量流量，下标‘0’表示喷管进口参数，下标‘1’表示喷管出口参数，下标‘cr’表示喷管喉部参数，下标‘2’表示涡轮出口参数，上标‘*’代表滞止参数。
3、步骤(5)涡轮动叶叶高H＝d1+Ht，Ht为涡轮动叶叶高与喷管出口直径d1的差值，其取值范围为0.5～4mm。
4、步骤(6)设计涡轮转子具体为；
涡轮动叶的叶高确定后，设计动叶二维型线；二维型线需要确定的参数包括：弦长Bl、叶片几何进气角β1n、叶片几何出气角β2n，并取β1n＝β2n＝β1,β1为相对进气角，
Bl＝r(cosβ1n+cosβ2n)
为动叶最佳相对节距，初步计算时，选取为0.57：
其中，Z为试算的叶片数目，Zb为取整后的叶片数目，取整后，利用上式修正节距t；
压力侧型线由半径为r的圆弧构成：
其绘制方法步骤如下：
画出叶型的弦长Bl，按照压力侧型线圆弧半径公式确定半径r；在进口边上取任一点A，沿涡轮轴轴线方向做AP；作AL与AP成β1n角，在AL线上截取AO等于半径r；以O为圆心，r为半径作压力侧型线，与出口边交于B点；经A、B两点作压力侧型线圆弧的切线，与进、出口边分别成夹角β1n和β2n；选取边缘厚度s'0后，作出吸力侧叶型的直线和B'C部分交于点C；从B点截取BB”等于节距t，由点B”对B'C引一条垂线，将此垂直线进行延长，并与∠A'CB'的角平分线相交于O'点，以确定叶片背部圆弧的曲率中心O'和曲率半径r'；
其中，s'0和s'0'分别为进气方向和出气方向叶片边缘厚度，取s′0＝s″0＝0.5～1mm。
5、步骤(12)参数包括：喷管入口总压喷管入口总温/>涡轮出口压力P2,w、燃气质量流量/>燃气比定压热容CP,w、燃气比热比kw、燃气特定气体常数Rg,w、涡轮设计转速nw，下标w表示水下工况下的各项参数。
6、步骤(14)涡轮局部进气率之和ε，其值为空中飞行工况涡轮喷管和水下运行工况涡轮喷管进气率之和：
其中s为喷管出口在平均直径Dm处所占弧长，Zn为喷管数目，ε为部分进气率。
7、步骤(1)所述的涡轮盘中径Dm，在跨介质发动机整体设计要求下给出，在设计涡轮时直接给出Dm的具体数值。
8、步骤(4)空中飞行工况涡轮喷管采用的具体结构形式为钻孔式喷管，喷管是圆形喷管或者矩形喷管。
9、步骤(5)涡轮叶片叶高，其值在1mm-30mm范围内根据喷管出口直径选取，叶高H大于喷管出口直径。
10、步骤(8)空中飞行工况涡轮效率为总静膨胀效率，其定义式为：
其中，ηa为空中飞行工况涡轮效率，T2 *为涡轮出口总温,P2为涡轮出口静压，k为工质绝热指数。
11、步骤(13)水下运行工况涡轮喷管其具体结构形式为钻孔式喷管。
12、步骤(17)水下运行工况涡轮效率为总静膨胀效率，其定义式为：
其中，ηw为水下运行工况涡轮效率，T2 *为涡轮出口总温,P2为涡轮出口静压，k为工质绝热指数。
本发明的优势在于：本发明可满足跨介质发动机使用需求，能在空中飞行工况和水下运行工况两种工作状况下分别驱动跨介质发动机内部的压气机和水泵进行工作，具有可兼容空中和水下两种工况、紧凑性和可靠性极强、功率密度大的优良特性。
附图说明
图1为本发明的跨介质发动机工作原理示意图；
图2为涡轮静子喷管示意图；
图3为涡轮静子喷管收缩段曲线示意图及曲线方程；
图4为涡轮单个动叶及叶型绘制方法示意图；
图5为涡轮静子喷管组和涡轮盘组合示意图；
图6为经计算流体力学软件计算完成的应用于跨介质发动机的涡轮流道内部流线示意图；
图7为涡轮效率转速特性图。
其中，1代表空中工况喷管组；2代表水下工况喷管组；3代表涡轮动叶。
具体实施方式
下面结合附图举例对本发明做更详细地描述：
结合图1-7，本发明结构形式为单级、冲动式涡轮，该涡轮能够满足跨介质航行器的使用需求，该涡轮的最大特点是能够同时满足空中飞行和水下航行两种工作状况。当发动机运行于空中飞行工况时，燃气发生器产生的燃气从空中工况喷管组中排出，高速燃气冲击涡轮叶片，带动涡轮盘及涡轮轴旋转做功，涡轮轴联结压气机，压气机吸入的空气和二次燃烧室的燃气混合燃烧，并经发动机尾喷管排出，作为空中动力推进方式；当发动机运行于水下工况时燃气发生器产生的燃气从水下工况喷管组中排出，高速燃气冲击涡轮叶片，带动涡轮盘及涡轮轴旋转做功，涡轮轴联结水泵，水泵吸入水流工质并经过水喷管喷出，作为水下动力的推进方式。
气体工质在涡轮内的实际流动是极为复杂的。1.该流动过程是空间强三维的流动，气体不仅沿着流动方向发生变化，在径向和切向也会发生变化；2.该过程是一个周期性的流动，从喷管喷出的气体工质时而自由穿过相邻两叶片组成的流道，时而冲击在工作叶片上；3.涡轮内部流动是非定常的，流体的流动状态随时间发生改变。因此在涡轮设计过程中有必要做如下假设：
认为工质为完全气体；
假设工质在涡轮内部流动为一维流动；
假设工质在涡轮内部流动为稳定流动，工质的所有参数在流动过程中与时间无关；
假设工质在涡轮内部流动为绝热过程，工质在流动过程中与外界没有热量交换。
考虑到跨介质发动机的结构紧凑性和可靠性，涡轮设计为单级冲动式涡轮，因此工质应该以尽可能高速的状态冲击涡轮动叶；
喷管采用斜切式的缩放喷管，喷管收缩段曲线连续平滑，收缩段曲线方程采用韦氏曲线，如图3所示；
动叶采用冲动式叶型，动叶采用由直线和圆弧所构成的冲动式叶型，如图4所示，叶片为直叶片，叶片压力面由一大圆弧构成，叶片吸力面由一段小圆弧和两段直线构成，叶片边缘厚度方向为小段直线；综合考虑空中飞行工况喷管和水下航行工况喷管组的椭圆出口短轴长度，动叶叶高上下端应高出喷管椭圆出口短轴长度，上端高出长度为上盖度，下端高出长度为下盖度，上下盖度均在1～2mm的范围内，以避免径向流动产生的损失。
部分进气涡轮相对于全周进气涡轮，会额外多出部分进气损失，部分进气损失包括斥气损失和鼓风损失。对于斥气损失，可通过将喷管组紧挨布置以尽可能减少斥气损失；对于鼓风损失，安装排气壳可有效减少鼓风损失。排气壳周向弧长两侧略长于喷管组周向弧长，其中，和涡轮旋转方向同侧的排气壳弧长应略长一些，以收集随涡轮旋转排出的气体工质。
按照设计方法步骤实施：
步骤一：按照跨介质发动机外形尺寸和设计要求条件，确定涡轮盘中径Dm；
步骤二：设定空中飞行工况涡轮边界条件及物性参数；
包括如下参数：喷管入口总压喷管入口总温/>涡轮出口压力P2,a，燃气质量流量/>燃气比定压热容CP,a，燃气比热比ka，燃气特定气体常数Rg,a，涡轮设计转速na。(其中，下标a表示空中工况下的各项参数)
步骤三：假设空中飞行工况时涡轮效率ηap；
步骤四：设计空中飞行工况涡轮喷管；
步骤五：确定涡轮动叶叶高H：
步骤六：设计涡轮转子；
步骤七：对空中飞行工况涡轮进行计算流体力学仿真计算；
步骤八：判断空中飞行工况涡轮效率是否达标，若不达标，更新效率值，返回至步骤三重新迭代，若达标，则继续下一步；
步骤九：对空中飞行工况涡轮进行流热固耦合仿真计算；
步骤十：判断空中飞行工况涡轮转子最大应力是否小于许用应力，若转子最大应力小于许用应力，则继续下一步；若转子应力大于许用应力，则返回至步骤一重新迭代，直至满足应力要求；
步骤十一：假设水下运行工况涡轮效率ηwp；
步骤十二：设定水下运行工况涡轮边界条件及物性参数；
包括如下参数：喷管入口总压喷管入口总温/>涡轮出口压力P2,w，燃气质量流量/>燃气比定压热容CP,w，燃气比热比kw，燃气特定气体常数Rg,w，涡轮设计转速nw。(其中，下标w表示水下工况下的各项参数)
步骤十三：设计水下运行工况喷管；
步骤十四：计算涡轮局部进气率之和ε；
步骤十五：判断局部进气率是否小于1，若小于1，则继续下一步，若大于1，则返回至第一步重新迭代；
步骤十六：对水下运行工况涡轮进行计算流体力学仿真计算；
步骤十七：判断水下运行工况涡轮效率是否达标，若达标，则继续下一步，若不达标，则返回至第十一步重新迭代；
经过上述步骤并反复迭代,一种应用于跨介质发动机的涡轮设计完成，设计完成的涡轮
部分参数如下表所示：
涡轮设计参数表1
涡轮设计参数表2
转子轮缘直径Dshr(mm) 77
转子轮毂直径Dhub(mm) 60
转子平均直径Dm(mm) 68.5
叶片数Zb 34
叶高H(mm) 16.8
弦长Bl(mm) 20
几何进气角β1n(°) 21.5
几何出气角β1n(°) 21.5
设计完成的涡轮模型如图5所示，经过计算流体力学软件对涡轮流体域计算模型分别进行了空中飞行工况和水下航行工况的计算，计算结果符合设计要求。

Claims (13)

1.一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：
(1)按照跨介质发动机外形尺寸和设计要求条件，确定涡轮盘中径Dm；
(2)设定空中飞行工况涡轮边界条件及物性参数；
(3)假设空中飞行工况时涡轮效率ηap；
(4)设计空中飞行工况涡轮喷管；
(5)确定涡轮动叶叶高H；
(6)设计涡轮转子；
(7)对空中飞行工况涡轮进行计算流体力学仿真计算；
(8)判断空中飞行工况涡轮效率是否达标，若不达标，更新效率值，返回至步骤(3)重新迭代，若达标，则继续下一步；
(9)对空中飞行工况涡轮进行流热固耦合仿真计算；
(10)判断空中飞行工况涡轮转子最大应力是否小于许用应力，若转子最大应力小于许用应力，则继续下一步；若转子应力大于许用应力，则返回至步骤(1)重新迭代，直至满足应力要求；
(11)假设水下运行工况涡轮效率ηwp；
(12)设定水下运行工况涡轮边界条件及物性参数；
(13)设计水下运行工况喷管；
(14)计算涡轮局部进气率之和ε；
(15)判断局部进气率是否小于1，若小于1，则继续下一步，若大于1，则返回至步骤(1)重新迭代；
(16)对水下运行工况涡轮进行计算流体力学仿真计算；
(17)判断水下运行工况涡轮效率是否达标，若达标，则继续下一步，若不达标，则返回至步骤(11)重新迭代；
若完成以上步骤，则完成涡轮气动参数和几何参数设计。
2.根据权利要求1所述的一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：步骤(2)的参数包括：喷管入口总压喷管入口总温/>涡轮出口压力P2,a、燃气质量流量/>燃气比定压热容CP,a、燃气比热比ka、燃气特定气体常数Rg,a、涡轮设计转速na，下标a表示空中工况下的各项参数。
3.根据权利要求1所述的一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：步骤(4)内容包括：
选定喷管出口角θ，其取值范围为12°～16°，选定喷管扩张角γ，其取值范围为6°～10°，喷管出口静压：P1＝P2，φ为喷管速度系数，其取值范围为0.9～0.98；
喷管滞止等熵焓降：
喷管损失焓降：
喷管出口等熵温度：
喷管出口静温：
喷管出口等熵速度：
喷管出口实际速度：
C1＝C1sφ
喷管出口总温：
喷管出口密度：
喷管出口总压：
喷管出口当地声速：
喷管出口马赫数：
喷管喉部速度：
喷管喉部温度：
喷管喉部压力：
喷管喉部密度：
喷管喉部面积：
喷管喉部直径：
喷管出口面积：
喷管出口直径：
喷管扩展部分长：
其中，P代表压力，T代表温度，ρ代表密度，h代表焓，代表质量流量，下标‘0’表示喷管进口参数，下标‘1’表示喷管出口参数，下标‘cr’表示喷管喉部参数，下标‘2’表示涡轮出口参数，上标‘*’代表滞止参数。
4.根据权利要求1所述的一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：步骤(5)涡轮动叶叶高H＝d1+Ht，Ht为涡轮动叶叶高与喷管出口直径d1的差值，其取值范围为0.5～4mm。
5.根据权利要求1所述的一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：步骤(6)设计涡轮转子具体为；
涡轮动叶的叶高确定后，设计动叶二维型线；二维型线需要确定的参数包括：弦长Bl、叶片几何进气角β1n、叶片几何出气角β2n，并取β1n＝β2n＝β1,β1为相对进气角，
Bl＝r(cosβ1n+cosβ2n)
为动叶最佳相对节距，初步计算时，选取为0.57：
其中，Z为试算的叶片数目，Zb为取整后的叶片数目，取整后，利用上式修正节距t；
压力侧型线由半径为r的圆弧构成：
其绘制方法步骤如下：
画出叶型的弦长Bl，按照压力侧型线圆弧半径公式确定半径r；在进口边上取任一点A，沿涡轮轴轴线方向做AP；作AL与AP成β1n角，在AL线上截取AO等于半径r；以O为圆心，r为半径作压力侧型线，与出口边交于B点；经A、B两点作压力侧型线圆弧的切线，与进、出口边分别成夹角β1n和β2n；选取边缘厚度s'0后，作出吸力侧叶型的直线和B'C部分交于点C；从B点截取BB”等于节距t，由点B”对B'C引一条垂线，将此垂直线进行延长，并与∠A'CB'的角平分线相交于O'点，以确定叶片背部圆弧的曲率中心O'和曲率半径r'；
其中，s'0和s'0'分别为进气方向和出气方向叶片边缘厚度，取s′0＝s″0＝0.5～1mm。
6.根据权利要求1所述的一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：步骤(12)参数包括：喷管入口总压喷管入口总温/>涡轮出口压力P2,w、燃气质量流量/>燃气比定压热容CP,w、燃气比热比kw、燃气特定气体常数Rg,w、涡轮设计转速nw，下标w表示水下工况下的各项参数。
7.根据权利要求1所述的一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：步骤(14)涡轮局部进气率之和ε，其值为空中飞行工况涡轮喷管和水下运行工况涡轮喷管进气率之和：
其中s为喷管出口在平均直径Dm处所占弧长，Zn为喷管数目，ε为部分进气率。
8.根据权利要求1所述的一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：步骤(1)所述的涡轮盘中径Dm，在跨介质发动机整体设计要求下给出，在设计涡轮时直接给出Dm的具体数值。
9.根据权利要求1所述的一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：步骤(4)空中飞行工况涡轮喷管采用的具体结构形式为钻孔式喷管，喷管是圆形喷管或者矩形喷管。
10.根据权利要求1所述的一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：步骤(5)涡轮叶片叶高，其值在1mm-30mm范围内根据喷管出口直径选取，叶高H大于喷管出口直径。
11.根据权利要求1所述的一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：步骤(8)空中飞行工况涡轮效率为总静膨胀效率，其定义式为：
其中，ηa为空中飞行工况涡轮效率，T2 *为涡轮出口总温,P2为涡轮出口静压，k为工质绝热指数。
12.根据权利要求1所述的一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：步骤(13)水下运行工况涡轮喷管其具体结构形式为钻孔式喷管。
13.根据权利要求1所述的一种应用于跨介质发动机的紧凑式超宽工况涡轮设计方法，其特征是：步骤(17)水下运行工况涡轮效率为总静膨胀效率，其定义式为：
其中，ηw为水下运行工况涡轮效率，T2 *为涡轮出口总温,P2为涡轮出口静压，k为工质绝热指数。
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