CN116842653B - 一种航空发动机总体性能参数设计方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机总体性能参数设计方法。该方法包括步骤S1、确定用于对热端部件进行降温的引气系统的引气位置参数，所述引气位置参数包括所引冷却气的温度、压力及流量；步骤S2、确定引气系统的引气管路气体参数，所述气体参数包括压力损失、温度变化以及流量变化；步骤S3、确定从热端部件不同位置进入的冷却气的做功系数值；步骤S4、在发动机总体性能计算模型中，对通过引气管路进行冷却气引入及排出的气体采用步骤S2的气体参数及步骤S3的做功系数值进行修正。本申请使发动机总体性能设计结果更接近实际，可提高发动机各部件及系统设计评估的准确性。

Description

一种航空发动机总体性能参数设计方法

技术领域

本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机总体性能参数设计方法。

背景技术

随着飞机及发动机技术的发展，发动机中出现了外涵气流和内涵气流之外的第三股气流，空气系统内流引气。空气系统内流引气通常是从压气机的适当位置抽取空气，通过发动机主流道的内侧或外侧各种流动结构元件(孔、管路、封严环和特定结构形成的腔道等)按设计的流路要求及要求的流动参数(压力、温度和流量)流动并完成规定的各项功能(如发动机热端部件冷却、轴承腔封严、发动机进口防冰和飞机环境控制等)，最后从确定的主流道的若干部位排出与主流道汇合或直接泄漏到机体外部排入大气等。

目前最为先进的涡扇发动机中，内流引气的流量已经达到1/4核心机空气流量的量级，其对发动机性能的影响不容忽视，因此在发动机总体性能参数设计时必须考虑内流引气量的影响。现有技术方案在总体性能参数设计时，在发动机性能计算模型中只考虑了各路内流引气在引气位置的气流参数(温度、压力、流量)，未考虑从引气位置到排出位置之间由于管路损失、传热、泄漏等因素导致的引气参数沿程变化，也未精细考虑从不同位置进入涡轮进口的内流引气的实际做功能力，导致发动机总体性能设计的截面参数(温度、压力、流量)与实际存在偏差，会影响发动机各部件/系统设计评估的准确性，比如热端部件寿命和可靠性、轴向力水平、防冰能力等。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供一种航空发动机总体性能参数设计方法，对于通过引气管路引入冷却气对热端部件进行降温的发动机，在进行总体性能设计时确定发动机各截面参数，除了考虑各路内流引气在引气位置的气流参数外，根据仿真和部件试验结果，增加考虑了由于管路损失、传热、泄漏等因素导致的引气在流动过程中的参数沿程变化量，根据仿真结果，增加考虑了从不同位置进入涡轮进口的内流引气的做功系数。

本申请的航空发动机总体性能参数设计方法主要包括：

步骤S1、确定用于对热端部件进行降温的引气系统的引气位置参数，所述引气位置参数包括所引冷却气的温度、压力及流量；

步骤S2、确定引气系统的引气管路气体参数，所述气体参数包括压力损失、温度变化以及流量变化；

步骤S3、确定从热端部件不同位置进入的冷却气的做功系数值；

步骤S4、在发动机总体性能计算模型中，对通过引气管路进行冷却气引入及排出的气体采用步骤S2的气体参数及步骤S3的做功系数值进行修正。

优选的是，步骤S2中，确定引气系统的引气管路压力损失包括：

根据内流引气元件的气动仿真或流量特性试验结果，确定各路内流引气从引气位置到排气位置的压力损失。

优选的是，步骤S2中，确定引气系统的引气管路温度变化包括：

根据引气管路外部气流环境、火焰筒对二股流加热、旋转盘腔对气流摩擦的传热分析或部件试验，确定各路内流引气从引气位置到排气位置的温度变化。

优选的是，步骤S2中，确定引气系统的引气管路流量变化包括：

根据引气管路接头、机匣安装边和封严环密封结构的设计尺寸和气密性试验，确定各路内流引气从引气位置到排气位置流动过程中的泄漏量，从而确定流量变化。

优选的是，步骤S3中，通过热端部件气动仿真或热端部件性能试验确定做功系数值。

优选的是，步骤S4之后进一步包括：

步骤S5、通过发动机总体性能计算模型确定发动机总体性能参数是否符合要求，若不合符要求，则修改引气系统的引气位置或调整引气系统参数，确定发动机总体性能参数是否符合要求是指确定发动机各截面参数在全包线不同状态下是否在预设范围内。

本申请使发动机总体性能设计结果更接近实际，可提高发动机各部件/系统设计评估的准确性。

附图说明

图1为本申请航空发动机总体性能参数设计方法一优选实施例的流程图。

图2为涡扇发动机引气流路示意图。

图3为涡轮转子进口引气流路示意图。

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。

本申请提供了一种航空发动机总体性能参数设计方法，如图1所示，主要包括：

步骤S1、确定用于对热端部件进行降温的引气系统的引气位置参数，所述引气位置参数包括所引冷却气的温度、压力及流量。

在该步骤中，首先根据发动机涡轮叶片和涡轮盘等热端部件冷却需求、内部盘轴系腔室和轴承腔封严需求、止推轴承的轴向载荷需求、压气机盘和轴的强度和几何热响应需求、进气支板和帽罩防冰需求、涡轮叶片间隙主动控制需求等，确定发动机内流引气流路，包括引气位置(压缩部件进、出口或中间级)和排气位置，之后，根据压缩部件进口条件和级间参数仿真计算结果，确定引气位置的参数，包括温度、压力和流量。

步骤S2、确定引气系统的引气管路气体参数，所述气体参数包括压力损失、温度变化以及流量变化。

在一些可选实施方式中，确定引气系统的引气管路压力损失包括：根据内流引气元件的气动仿真或流量特性试验结果，确定各路内流引气从引气位置到排气位置的压力损失。该实施例中，在现有技术方案基础上，根据引气管路、燃烧室二股流道、预旋喷嘴和旋转盘腔等内流引气关键元件的气动仿真或流量特性试验结果，增加考虑各路内流引气从引气位置到排气位置的压力损失。

在一些可选实施方式中，确定引气系统的引气管路温度变化包括：根据引气管路外部气流环境、火焰筒对二股流加热、旋转盘腔对气流摩擦的传热分析或部件试验，确定各路内流引气从引气位置到排气位置的温度变化。

在一些可选实施方式中，确定引气系统的引气管路流量变化包括：根据引气管路接头、机匣安装边和封严环密封结构的设计尺寸和气密性试验，确定各路内流引气从引气位置到排气位置流动过程中的泄漏量，从而确定流量变化。

以图2中涡扇发动机引气流路为例，引气流路1从压气机中间级引气，通过置于外涵道内的引气管路，将引气送至低压涡轮，用于低压涡轮叶片冷却，首先根据压气机级间参数仿真计算结果，确定中间级引气位置参数，包括温度、压力和流量，根据引气管路流量特性试验结果和管路接头气密性试验结果，确定引气位置到排气位置的压力损失和泄漏量，根据外涵道引气管路所处的环境(气流换热、壁面辐射等)，根据传热计算结果确定引气位置到排气位置的温度变化量。

步骤S3、确定从热端部件不同位置进入的冷却气的做功系数值。

在一些可选实施方式中，通过热端部件气动仿真或热端部件性能试验确定做功系数值。

在现有技术方案基础上，根据涡轮部件气动仿真或部件性能试验结果，增加考虑从不同位置进入涡轮进口的内流引气的做功系数。以图3中从涡轮转子叶片进口进入主流道的内流引气为例，气流1表示从涡轮盘缘、涡轮转子叶片根部进口排入主流道的内流引气(用于盘腔封严)，气流2表示涡轮外环块冷却气，从涡轮转子叶片尖部进口、正上方、出口等位置排入主流道，气流3表示涡轮转子叶片叶身冷却气，从叶身表面的气膜孔排入主流道，从转子叶片进口排入主流道的排气位置不同，其实际在转子叶片中的做功能力也有所不同，比如气流1从盘缘排入主流道后即被主流压制在叶根局部，其做功能力较弱。在常规方案按照从涡轮转子叶片进口进入主流道的内流引气完全做功的基础上，增加考虑由不同位置排入涡轮进口的内流引气的做功系数，根据涡轮部件气动仿真或部件性能试验结果确定做功系数值。

步骤S4、在发动机总体性能计算模型中，对通过引气管路进行冷却气引入及排出的气体采用步骤S2的气体参数及步骤S3的做功系数值进行修正。

该步骤的修正通常指替换，例如从排气口排出的气体与主流路的气体混合时，基于本申请步骤S2给出的气体参数能够确定排气口排出流量、温度、压力等参数，与主流路气体混合后，后端截面的流量温度压力等参数能够精确给定，冷却气的冷却效率不一样，冷却后的截面参数也就不同，这些参数都将替换现有的冷却气参数，参与发动机总体性能计算当中。

在发动机性能计算模型中，增加考虑引气在流动过程中的参数沿程变化量，增加考虑从不同位置进入涡轮进口的内流引气的做功系数，完成全包线不同状态的总体性能参数计算，用于各部件/系统功能性能和强度寿命等设计评估。

之后根据各部件/系统设计评估结果，决定是否对内流引气流路或参数进行调整。例如在一些可选实施方式中，步骤S4之后进一步包括：

步骤S5、通过发动机总体性能计算模型确定发动机总体性能参数是否符合要求，若不合符要求，则修改引气系统的引气位置或调整引气系统参数，确定发动机总体性能参数是否符合要求是指确定发动机各截面参数在全包线不同状态下是否在预设范围内。

上述总体性能参数设计中所用到的内流引气在引气位置到排出位置之间的引气参数沿程变化量，以及从不同位置进入涡轮进口的内流引气的做功系数，需根据不同发动机结构、发动机仿真和试验结果进行积累和不断修正，以使发动机总体性能参数设计结果越来越接近实际。

本申请提出的考虑内流引气参数沿程变化和做功系数的航空发动机总体性能参数设计方法，在发动机性能计算模型中，增加考虑了由于管路损失、传热、泄漏等因素导致的引气在流动过程中的参数沿程变化量，增加考虑了从不同位置进入涡轮进口的内流引气的做功系数，使发动机总体性能设计结果更接近实际，可提高发动机各部件/系统设计评估的准确性。

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)

1.一种航空发动机总体性能参数设计方法，对于通过引气管路引入冷却气对热端部件进行降温的发动机，在进行总体性能设计时确定发动机各截面参数，其特征在于，所述设计方法包括：

步骤S1、确定用于对热端部件进行降温的引气系统的引气位置参数，所述引气位置参数包括所引冷却气的温度、压力及流量；

步骤S2、确定引气系统的引气管路气体参数，所述气体参数包括压力损失、温度变化以及流量变化；

步骤S3、确定从热端部件不同位置进入的冷却气的做功系数值；

步骤S4、在发动机总体性能计算模型中，对通过引气管路进行冷却气引入及排出的气体采用步骤S2的气体参数及步骤S3的做功系数值进行修正。

2.如权利要求1所述的航空发动机总体性能参数设计方法，其特征在于，步骤S2中，确定引气系统的引气管路压力损失包括：

根据内流引气元件的气动仿真或流量特性试验结果，确定各路内流引气从引气位置到排气位置的压力损失。

3.如权利要求1所述的航空发动机总体性能参数设计方法，其特征在于，步骤S2中，确定引气系统的引气管路温度变化包括：

根据引气管路外部气流环境、火焰筒对二股流加热、旋转盘腔对气流摩擦的传热分析或部件试验，确定各路内流引气从引气位置到排气位置的温度变化。

4.如权利要求1所述的航空发动机总体性能参数设计方法，其特征在于，步骤S2中，确定引气系统的引气管路流量变化包括：

根据引气管路接头、机匣安装边和封严环密封结构的设计尺寸和气密性试验，确定各路内流引气从引气位置到排气位置流动过程中的泄漏量，从而确定流量变化。

5.如权利要求1所述的航空发动机总体性能参数设计方法，其特征在于，步骤S3中，通过热端部件气动仿真或热端部件性能试验确定做功系数值。

6.如权利要求1所述的航空发动机总体性能参数设计方法，其特征在于，步骤S4之后进一步包括：

步骤S5、通过发动机总体性能计算模型确定发动机总体性能参数是否符合要求，若不合符要求，则修改引气系统的引气位置或调整引气系统参数，确定发动机总体性能参数是否符合要求是指确定发动机各截面参数在全包线不同状态下是否在预设范围内。