CN116822081B - 一种高负荷风扇中间级引气设计方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种高负荷风扇中间级引气设计方法。该方法包括步骤S1、基于引气位置处给定的初始马赫数计算引气进口面积；步骤S2、优化引气位置处的马赫数，以使得在引气情况下的风扇性能相比于不引气情况下的风扇性能的变化率在要求阈值范围内；步骤S3、基于给定的初始的引气流路损失系数以及集气腔内马赫数计算集气腔横截面面积及排气口面积；步骤S4、以集气腔横截面为正方形建立引气模型，基于引气进口面积、集气腔横截面面积及排气口面积确定新的引气流路损失系数和引气量；步骤S5、优化集气腔内马赫数，以使得计算的引气量超过引气量需求值。本申请实现了带引气功能风扇的设计，难度低易于操作。
Description
技术领域
本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种高负荷风扇中间级引气设计方法。
背景技术
随着战机对隐身性能要求越来越高，发动机舱无法像早期一样开设冷却孔进行冷却，冷却不足造成发动机舱温度过高，发动机舱内各种电器元件都临失效或寿命减小等风险，影响飞行安全。
为降低发动机舱温度，一种解决方案是在航空发动机风扇部件上开设引气孔，用风扇中间级引出的低温气体对发动机舱进行冷却，这就要求风扇部件具有引气功能，但目前国内外航空发动机风扇设计时都不带引气功能，一是由于风扇中间级压比较低，引气实现困难；二是风扇内部流动复杂，体积流量大，直接引气要开设大量的孔，对风扇性能影响较大；三是引气对风扇效率、裕度影响较大，引气会造成发动机耗油率增加，飞机航程缩短；四是风扇引气功能只在部分条件下开启，存在引气和不引气两种工作模式，流场设计困难。传统的轴流压缩部件引气设计方法只能考虑常开式引气的设计，对于有引气、不引气两种工作模式的非常开式的引气设计并不适用。
目前只有压气机引气的设计方法，尚无单独的风扇引气设计方法，按照压气机引气设计方法，需要在设计之初将引气作为边界条件，在进行流场迭代计算，最终完成考虑引气影响下的流场设计和叶片造型。这种方法用在风扇上有以下问题：
1.设计难度大。用上述方法开展引气设计需要重新对风扇内部流场进行迭代匹配，由于风扇内部流动复杂，存在激波等复杂流动，加入引气后会增加大风扇设计难度，特别对于高负荷风扇设计难度更大；
2.设计周期长、效率低。按照上述方法开展引气设计相当于重新开展一遍风扇设计，需要重新开展流场迭代、叶型设计以及结构、强度设计等工作，为增加引气把风扇重新设计一遍，效率太低；
3.设计方法不通用。压气机引气主要用于涡轮冷却，这时只要发动机工作压气机引气是一直工作的，也就是说引气对后排叶片影响是固定的，而风扇引气需要考虑引气和不引气两种工作模式，对后排的影响不固定，上述方法并不适用。
4.设计成本高、风险大。由于方法不完全正确，风扇叶型设计失败的风险增大，为达到设计要求，需要开展更多仿真分析和试验验证，大大增加了经济成本、时间成本、人工成本和研制风险。
发明内容
为了解决上述问题，本申请针对风扇低压力、大体积流量、跨音速流动环境、非常开式引气等特点，提供了一种高负荷风扇中间级引气设计方法，以实现不改变风扇气动方案的情况下完成引气功能设计，且对风扇性能影响较小。
本申请提供了一种高负荷风扇中间级引气设计方法，主要包括：
步骤S1、基于引气位置处给定的初始马赫数计算引气进口面积；
步骤S2、优化引气位置处的马赫数，以使得在引气情况下的风扇性能相比于不引气情况下的风扇性能的变化率在要求阈值范围内，并基于优化后的引气位置处的马赫数确定优化后的引气进口面积；
步骤S3、基于给定的初始的引气流路损失系数以及集气腔内马赫数计算集气腔横截面面积及排气口面积；
步骤S4、以集气腔横截面为正方形建立引气模型，基于引气进口面积、集气腔横截面面积及排气口面积确定新的引气流路损失系数和引气量；
步骤S5、优化集气腔内马赫数，以使得计算的引气量超过引气量需求值。
优选的是，步骤S1之前进一步包括：
以风扇实际性能表现中性能裕度最低的点作为设计点，以该设计点的参数确定引气位置与外界大气的压比、引气位置处的温度；
以压比高于第一预设值、温度低于第二预设值为目标，选择满足目标的引气位置。
优选的是，步骤S1中，计算引气进口面积A1包括：
其中，m为引气流量，T1为引气温度，k为比热比，R为气体常数，为引气位置处给定的初始马赫数。
优选的是，步骤S2进一步包括：
基于风扇性能三维仿真模型计算在引气情况下的风扇性能相比于不引气情况下的风扇性能的变化率，若所述变化率超过要求阈值，则返回步骤S1修改基于引气位置处给定的初始马赫数，直至所述变化率在要求阈值范围内。
优选的是，步骤S3进一步包括：
步骤S31、根据引气位置处的马赫数、排气口处的马赫数及引气流路损失系数确定排气口温度；
步骤S32、根据排气口温度及进气口温度确定集气腔温度；
步骤S33、根据集气腔温度及集气腔内马赫数确定集气腔横截面面积，根据排气口温度及排气口处的马赫数确定排气口面积。
优选的是，步骤S33中，确定集气腔横截面面积A3为：
确定排气口面积A2为：
其中，m为引气量，n为排气口数量，ρ为气流密度，为集气腔内马赫数初值，ζ为引气流路损失系数，k为比热比，R为气体常数，T2为排气口温度，T3为集气腔温度，Ma2为排气口处的马赫数。
本申请通过引气设计反向调整风扇性能的技术，实现了带引气功能风扇的设计，通过对引气口马赫数、集气腔马赫数的迭代优化，达到控制风扇性能和引气效果的目的，控制变量少，方便操作，工程实用性强。
附图说明
图1为本申请高负荷风扇中间级引气设计方法一优选实施例的流程图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请提供了一种高负荷风扇中间级引气设计方法，在风扇机匣上的引气位置处开设引气孔，气体经引气孔进入集气腔，集气腔后端通过排气口连接待冷却设备，如图1所示，所述设计方法包括：
步骤S1、基于引气位置处给定的初始马赫数计算引气进口面积；
步骤S2、优化引气位置处的马赫数，以使得在引气情况下的风扇性能相比于不引气情况下的风扇性能的变化率在要求阈值范围内，并基于优化后的引气位置处的马赫数确定优化后的引气进口面积；
步骤S3、基于给定的初始的引气流路损失系数以及集气腔内马赫数计算集气腔横截面面积及排气口面积；
步骤S4、以集气腔横截面为正方形建立引气模型，基于引气进口面积、集气腔横截面面积及排气口面积确定新的引气流路损失系数和引气量；
步骤S5、优化集气腔内马赫数，以使得计算的引气量超过引气量需求值。
在一些可选实施方式中，步骤S1之前进一步包括：
以风扇实际性能表现中性能裕度最低的点作为设计点，以该设计点的参数确定引气位置与外界大气的压比、引气位置处的温度；
以压比高于第一预设值、温度低于第二预设值为目标，选择满足目标的引气位置。
该实施例中，根据风扇实际性能表现选择性能裕度最低的点作为设计点，以该点作为设计点可提高设计成功率。在引气位置的选择方面，需根据风扇内部压力确定，选择原则是引气位置与外界大气的压比不能太小，引气位置温度不能太高，具体取值根据实际发动机舱压、舱温确定，计算方法如下：其中，p1s为引气位置处绝对静压，p2s为环境大气压，ρ为引气位置处气流密度，k为比热比，R为气体常数(R＝287.4J/(kg·K))，T为引气位置处静温，Ma为期望的引气位置马赫数(马赫数越大损失越大，此处马赫数选择建议/>)。
本申请在步骤S1及步骤S2中主要是在给定引气量下，迭代选择引气口马赫数，首先在步骤S1中，引气位置选定后，引气流路进口参数基本确定，根据引气流量m，引气口温度T1，假设一个引气进口初始马赫数根据公式：/>可计算得到引气口面积A1。
之后，在步骤S2中，在已知引气面积，引气量的情况下，可建立三维仿真模型计算该面积下，引气和不引气时风扇性能变化情况，如果影响量不满足，例如风扇性能的变化率超过要求阈值，修改为/>重复上面步骤，直到获得满足风扇性能的/>该过程一般在两到三步以内可完成。完成后可获得引气口面积A1、引气口马赫数Ma1。
本申请在步骤S3至步骤S5中，通过迭代选择集气腔马赫数Ma3，匹配目标引气量。
首先在一些可选实施方式中，步骤S3中进一步包括：
步骤S31、根据引气位置处的马赫数、排气口处的马赫数及引气流路损失系数确定排气口温度；
步骤S32、根据排气口温度及进气口温度确定集气腔温度；
步骤S33、根据集气腔温度及集气腔内马赫数确定集气腔横截面面积，根据排气口温度及排气口处的马赫数确定排气口面积。
其中，在步骤S31中，根据引气口参数，由于出口为节流位置，排气口处的马赫数Ma2平均约为0.7，再假定引气流路损失ζ，由下式：
可以算出排气口温度T2。在步骤S32中，估算集气腔内温度T3＝0.5(T1+T2)。其中，P2为排气口处静压，P1为引气位置处静压。
在步骤S33中，确定集气腔横截面面积A3为：
确定排气口面积A2为：
其中，m为引气量，n为排气口数量，ρ为气流密度，为集气腔内马赫数初值，ζ为引气流路损失系数，k为比热比，R为气体常数，T2为排气口温度，T3为集气腔温度，Ma2为排气口处的马赫数。
此时，引气结构的基本参数(引气口面积A1、排气口面积A2、集气腔横截面面积A3)均已获得，在步骤S4中，以集气腔横截面为正方形建立引气模型进行评估，计算获得新的损失系数ζ'和的引气量m'，在步骤S5中，基于新得到的损失系数ζ'和的引气量m'，修正Ma3，并更新损失系数ζ，重复上述步骤，直到得出满足指标的引气量。
除上述步骤外，可以综合评估引气对风扇性能的影响。如不满意可再从步骤S1开始迭代，直到获得满意的结果。
本申请将引气对风扇的影响与引气设计本身隔离开，降低了设计难度，易于操作。
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本申请作了详尽的描述，但在本申请基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本申请精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本申请要求保护的范围。
Claims (6)
1.一种高负荷风扇中间级引气设计方法，在风扇机匣上的引气位置处开设引气孔，气体经引气孔进入集气腔，集气腔后端通过排气口连接待冷却设备，其特征在于，所述设计方法包括：
步骤S1、基于引气位置处给定的初始马赫数计算引气进口面积；
步骤S2、优化引气位置处的马赫数，以使得在引气情况下的风扇性能相比于不引气情况下的风扇性能的变化率在要求阈值范围内，并基于优化后的引气位置处的马赫数确定优化后的引气进口面积；
步骤S3、基于给定的初始的引气流路损失系数以及集气腔内马赫数计算集气腔横截面面积及排气口面积；
步骤S4、以集气腔横截面为正方形建立引气模型，基于引气进口面积、集气腔横截面面积及排气口面积确定新的引气流路损失系数和引气量；
步骤S5、优化集气腔内马赫数，以使得计算的引气量超过引气量需求值。
2.如权利要求1所述的高负荷风扇中间级引气设计方法，其特征在于，步骤S1之前进一步包括：
以风扇实际性能表现中性能裕度最低的点作为设计点，以该设计点的参数确定引气位置与外界大气的压比、引气位置处的温度；
以压比高于第一预设值、温度低于第二预设值为目标，选择满足目标的引气位置。
3.如权利要求1所述的高负荷风扇中间级引气设计方法，其特征在于，步骤S1中，计算引气进口面积A1包括：
其中，m为引气流量，T1为引气温度，k为比热比，R为气体常数，为引气位置处给定的初始马赫数，ρ为气流密度。
4.如权利要求1所述的高负荷风扇中间级引气设计方法，其特征在于，步骤S2进一步包括：
基于风扇性能三维仿真模型计算在引气情况下的风扇性能相比于不引气情况下的风扇性能的变化率，若所述变化率超过要求阈值，则返回步骤S1修改基于引气位置处给定的初始马赫数，直至所述变化率在要求阈值范围内。
5.如权利要求1所述的高负荷风扇中间级引气设计方法，其特征在于，步骤S3进一步包括：
步骤S31、根据引气位置处的马赫数、排气口处的马赫数及引气流路损失系数确定排气口温度；
步骤S32、根据排气口温度及进气口温度确定集气腔温度；
步骤S33、根据集气腔温度及集气腔内马赫数确定集气腔横截面面积，根据排气口温度及排气口处的马赫数确定排气口面积。
6.如权利要求5所述的高负荷风扇中间级引气设计方法，其特征在于，步骤S33中，确定集气腔横截面面积A3为：
确定排气口面积A2为：
其中，m为引气量，n为排气口数量，ρ为气流密度，为集气腔内马赫数初值，k为比热比，R为气体常数，T2为排气口温度，T3为集气腔温度，Ma2为排气口处的马赫数。
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