本申请提供了一种确定航空发动机旋转盘壁面温度场的方法，包括：构建旋转盘组件的有限元模型，在给定边界条件及初始参数情况下得到初始温度场；将旋转盘盘心的固体壁面划分为多个微元节点，获取旋转盘盘心固体壁面各微元节点的温度及固体壁面各微元节点的面积；构建一阶微分方程，将各微元节点的温度及面积带入一阶微分方程中迭代计算，当迭代收敛后得到旋转盘固体壁面的温度。本申请所提供的方法通过流热耦合的方式对旋转盘壁面的温度场进行准确求解，不对流体进行CFD计算，而又能考虑流体与固体之间热平衡的影响，从而实现快速迭代求解旋转盘壁面温度场的目的，既能保证较高的计算精度，又能实现快速迭代求解发动机旋转盘壁面温度场的目的。面温度场的目的。面温度场的目的。
【技术实现步骤摘要】
一种确定航空发动机旋转盘壁面温度场的方法及装置
[0001]本申请属于航空发动机设计
，特别涉及一种航空发动机旋转盘壁面温度场的确定方法。
技术介绍
[0002]在航空发动机的压气机和涡轮部位都具有多级旋转盘结构，叶片安装在上述旋转盘结构上，当这些旋转盘的温度发生变化时，其能够影响安装在旋转盘上的叶片在径向上的位置，导致叶片与机匣间的叶尖间隙发生变化，叶尖间隙的变化会导致发动机性能的变化以及影响发动机的安全。
[0003]决定旋转盘壁面温度场的重要因素是沿程的气流温度变化以及气流与旋转盘壁面之间的热平衡。气流与旋转盘壁面之间的热平衡是指沿程气流与旋转盘壁面之间存在温差，热量在旋转盘壁面和气流之间通过对流换热的方式传递，最终达到稳定平衡。这就意味着旋转盘壁面和气流温度同时在变化。也就要求计算过程中，不仅需要考虑气流温度的变化，还要考虑旋转盘壁面温度的变化，二者需要同步变化。
[0004]关于旋转盘壁面温度场的计算方法，目前主要包括两种方案：
[0005]一是认为靠近旋转盘壁面的气流沿程温度没有变化，同时忽略热平衡的影响。这种方式处理起来比较简单，不考虑热平衡，流体温度直接作为壁面换热边界条件来计算温度场，这种方法的缺点很明显，即计算精度较差。
[0006]二是采用CFD流热耦合仿真。通过对旋转盘壁面及周边气流的数值模拟计算，综合流动和换热影响，耦合求解得出较为准确的旋转盘壁面温度场。然而这种方案计算量大、计算效率低，适合科学研究，但无法满足工程上快速迭代的需求。
专利技术内容
[0007]本申请的目的是提供了一种确定航空发动机旋转盘壁面温度场的方法、装置、计算处理设备及可读存储介质，以解决或减轻
技术介绍
中的至少一个问题。
[0008]在一方面，本申请提供的技术方案是：一种确定航空发动机旋转盘壁面温度场的方法，包括：
[0009]构建旋转盘组件的有限元模型，在给定边界条件及初始参数情况下得到初始温度场；
[0010]将旋转盘盘心的固体壁面划分为多个微元节点，获取旋转盘盘心固体壁面各微元节点的温度及固体壁面各微元节点的面积；
[0011]构建一阶微分方程，将所述各微元节点的温度及面积带入所述一阶微分方程中迭代计算，当迭代收敛后得到旋转盘固体壁面的温度。
[0012]进一步的，所述初始参数包括初始换热系数及初始换热温度。
[0013]进一步的，所述一阶微分方程为：
[0014][0015]式中：T
f
为当地流体温度，T
s
为边界表面温度，s为沿着边界表面的相对距离，T
pu
为温升，H
pu
为吸收的热，A为换热面积，W为盘心气流质量流量，C
p
为热容，h为换热系数。
[0016]在另一方面，本申请提供的技术方案是：一种确定航空发动机旋转盘壁面温度场的装置，包括：
[0017]初始计算模块，用于构建旋转盘组件的有限元模型，在给定边界条件及初始参数情况下得到初始温度场；
[0018]参数获取模块，用于将旋转盘盘心的固体壁面划分为多个微元节点，获取旋转盘盘心固体壁面各微元节点的温度及固体壁面各微元节点的面积；
[0019]迭代计算模块，用于构建一阶微分方程，并将所述各微元节点的温度及面积带入所述一阶微分方程中迭代计算，当迭代收敛后得到旋转盘固体壁面的温度。
[0020]进一步的，所述初始参数包括初始换热系数及初始换热温度。
[0021]进一步的，所述一阶微分方程为：
[0022][0023]式中：T
f
为当地流体温度，T
s
为边界表面温度，s为沿着边界表面的相对距离，T
pu
为温升，H
pu
为吸收的热，A为换热面积，W为盘心气流质量流量，C
p
为热容，h为换热系数。
[0024]在第三方面，本申请提供的技术方案是：一种计算处理设备，包括：
[0025]至少一个处理器；以及
[0026]与所述至少一个处理器通信连接的存储器；
[0027]其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的计算机指令，所述计算机指令被所述至少一个处理器执行时，所述至少一个处理器能够执行时实现上述中任一项所述的航空发动机旋转盘壁面温度场的确定方法。
[0028]在最后一个方面，本申请提供的技术方案是：一种可读存储介质，所述可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行时实现上述中任一项所述的航空发动机旋转盘壁面温度场的确定方法。
[0029]本申请所提供的方法考虑了热平衡的影响，通过流热耦合的方式对旋转盘壁面的温度场进行准确求解，不对流体进行CFD计算，而又能考虑流体与固体之间热平衡的影响，从而实现快速迭代求解旋转盘壁面温度场的目的，既能保证较高的计算精度，又能节省计算量，实现快速迭代求解发动机旋转盘壁面温度场的目的。
附图说明
[0030]为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
[0031]图1为本申请的确定航空发动机旋转盘壁面温度的方法流程图。
[0032]图2为航空发动机旋转盘盘心位置温度场的典型流动情况示意图。
[0033]图3为本申请的确定航空发动机旋转盘壁面温度场的装置示意图。
[0034]图4为本申请一实施例的服务器的计算机系统的结构示意图。
具体实施方式
[0035]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例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0036]如图1所示，本申请提供的确定航空发动机旋转盘壁面温度场的方法包括如下流程：
[0037]首先，建立旋转盘组件的有限元模型，并在初步给定的旋转盘初始参数及边界条件下得到初始温度场。
[0038]边界条件为换热系数及换热温度，在旋转盘组件与气体接触的部位均设置。根据旋转盘的整体温度水平，给定一个初始值(初始值即边界条件下的换热系数及换热温度，其根据以往类似结构的发动机通过试验或现有技术的方法确定)。
[0039]之后，将旋转盘盘心的固体壁面划分为多个微元节点，获取旋转盘盘心固体壁面各微元节点的温度及固体壁面各微元节点的面积。
[0040]最后，构建一阶微分方程，将各微元节点的温度及面积带入一阶微分方程中迭代计算，当迭代收敛后得到旋转盘固体壁面的温度。
[0041]如图1所示的发动机旋转盘盘心位置温度场典型流动情况示意图，图中箭头表征了气体的流向。
[0042]对于旋转盘盘心边界，本申请中将其定义为一个“热平衡线”，其含义为沿着该边界的气流流动方向，流体可以从边界表面上的一点吸收热量，然后输运到边界表面的另一点。流体温度沿着接触边界的变化T
f
(s)可以用一阶微分本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种确定航空发动机旋转盘壁面温度场的方法，其特征在于，包括：构建旋转盘组件的有限元模型，在边界条件下给定初始参数得到初始温度场；将旋转盘盘心的固体壁面划分为多个微元节点，获取旋转盘盘心固体壁面各微元节点的温度及固体壁面各微元节点的面积；构建一阶微分方程，将所述各微元节点的温度及面积带入所述一阶微分方程中迭代计算，当迭代收敛后得到旋转盘固体壁面的温度。2.如权利要求1所述的航空发动机旋转盘壁面温度场的确定方法，其特征在于，所述初始参数包括初始换热系数及初始换热温度。3.如权利要求1所述的确定航空发动机旋转盘壁面温度场的方法，其特征在于，所述一阶微分方程为：式中：T
f
为当地流体温度，T
s
为边界表面温度，s为沿着边界表面的相对距离，T
pu
为温升，H
pu
为吸收的热，A为换热面积，W为盘心气流质量流量，C
p
为热容，h为换热系数。4.一种确定航空发动机旋转盘壁面温度场的装置，其特征在于，包括：初始计算模块，用于构建旋转盘组件的有限元模型，在边界条件下给定初始参数得到初始温度场；参数获取模块，用于将旋转盘盘心的固体壁面划分为多个微元节点，获取旋转盘盘心固体壁面各微元节点的温度及固体壁面各微元节点的面积；迭代计算模块，用于构建一阶微分...
【专利技术属性】
技术研发人员：闫建坤，陆海鹰，于明跃，李鑫，牟宇飞，刘国朝，李俊山，
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：
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