航空发动机部件的热分析方法技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机部件的热分析方法，包括：综合考虑航空发动机部件的结构、流动形式的辐射换热、对流换热以及导热因素建立模型；根据模型，获取换热边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数；根据边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数，计算热端壁面温度、冷端壁面温度、夹层材料表面温度、夹层腔气流出口温度、夹层腔气流平均温度以及热流密度。本发明专利技术综合考虑高温部件辐射换热、对流换热以及导热的影响，提供并验证了考虑辐射换热的计算方法及程序实现，从而解决了高温环境下发动机部件考虑辐射影响的热分析问题。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机部件的热分析方法
本专利技术航空发动机
，具体涉及一种航空发动机部件的热分析方法。
技术介绍
随着航空发动机推重比的提高，发动机部件的工作温度越来越高，在这种高温环境下，辐射对部件的温度分布有着很大的影响，因此在分析高温部件的温度分布时，需要综合考虑辐射换热、对流换热以及导热的影响，才能得到相对合理的结果。在以往的热分析工作中，通常没有考虑辐射对换热的影响，直接影响了热分析的计算结果准确性。因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述问题。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种航空发动机部件的热分析方法来克服或至少减轻现有技术中的至少一个上述问题。为实现上述目的，本专利技术提供了一种航空发动机部件的热分析方法，包括：综合考虑所述航空发动机部件的结构、流动形式的辐射换热、对流换热以及导热因素建立模型；根据所述模型，获取换热边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数；根据所述边界条件、所述几何尺寸、所述物性参数以及所述流动参数，计算热端壁面温度、冷端壁面温度、夹层材料表面温度、夹层腔气流出口温度、夹层腔气流平均温度以及热流密度。在上述热分析方法的优选技术本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空发动机部件的热分析方法，其特征在于，包括综合考虑所述航空发动机部件的结构、流动形式的辐射换热、对流换热以及导热因素建立传热模型；根据所述传热模型，获取换热边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数；根据所述边界条件、所述几何尺寸、所述物性参数以及所述流动参数，计算热端壁面温度、冷端壁面温度、夹层材料表面温度、夹层腔气流出口温度、夹层腔气流平均温度以及热流密度。

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机部件的热分析方法，其特征在于，包括综合考虑所述航空发动机部件的结构、流动形式的辐射换热、对流换热以及导热因素建立传热模型；根据所述传热模型，获取换热边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数；根据所述边界条件、所述几何尺寸、所述物性参数以及所述流动参数，计算热端壁面温度、冷端壁面温度、夹层材料表面温度、夹层腔气流出口温度、夹层腔气流平均温度以及热流密度。2.根据权利要求1所述的热分析方法，其特征在于，所述航空发动机部件包括整流罩、支板以及机匣，“综合考虑所述航空发动机部件的结构、流动形式的辐射换热、对流换热以及导热因素建立传热模型”包括所述整流罩与所述支板为薄壁件；所述航空发动机出口温度在流经所述机匣过程中温度不变；所述机匣中截面位置所述整流罩内表面和所述支板外表面为典型的辐射模型；建立传热模型；根据所述传热模型，得出以下计算公式：式中，H1为热端外表面换热系数，H2为热端内表面换热系数，H3为冷端外表面换热系数，H4为冷端内表面换热系数，Tg为热端气体温度，Tc为冷端气体温度，A1为热端表面积，A2为冷端表面积，e1为热端内表面黑度，e2为隔热层表面黑度，c为夹层腔气热比，m为夹层腔质量流量，Tf1为热端内表面和冷端外表面换热温度，delt为隔热层厚度，lamda为隔热层导热系数，Tw1为热端壁面温度，Tw21为夹层材料表面温度，Tw22为冷端壁面温度，Tf2为夹层腔气流出口温度，Tf为夹层腔气流平均温度，q为热流密度。3.根据权利要求2所述的热分析方法，其特征在于，“根据所述传热模型，获取换热边界条件、几何尺寸、物性参数以及流动参数”包括计算所述换热边界条件，所述换热边界条件包括：热端内表面和冷端外表面换热温度、热端面外表面换热系数、热端内表面换热系数、冷端外表面换热系数以及冷端内表面换热系数，所述边...

【专利技术属性】
技术研发人员：杜欣，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁,21