一种航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法技术

本申请属于航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计技术领域，涉及一种航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法，包括：分析导叶内冷却气气流流动特性；提取接近于真实流动的阻力元件、换热元件；对导叶上供气腔、冲击孔、层板腔、微型肋、气膜孔，以阻力元件、换热元件串联拟合，得到一维流动换热计算网络；基于一维流动换热计算网络，考虑冷却气沿程温升，进行内流换热计算，得到导叶的冷却气用量、换热参数，调整导叶结构参数，使导叶的冷却气用量达到设计指标；构建导叶三维温度场计算模型，设置换热参数，计算导叶上温度分布，调整导叶结构参数，使导叶的温度分布达到设计指标；进行导叶强度计算，调整导叶结构参数，使导叶的强度达到设计指标。到设计指标。到设计指标。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法


[0001]本申请属于航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计
，具体涉及一种航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法。

技术介绍

[0002]一般认为，在航空发动机尺寸不变的前提下，涡轮进口温度每提高100℃，发动机推力大约可以增加10％。
[0003]随着技术的迭代，航空发动机中涡轮进口温度不断提升，涡轮导叶直接承受燃烧室出口全环不均匀火焰的极高燃气初温，因此耐高温是涡轮导叶的一项重要指标。
[0004]采用微型肋双层壁结构，可以较小的冷却气高效的实现对航空发动机涡轮导叶的冷却，微型肋双层壁导叶，如图1所示，其叶身内具有多个供气腔、层板腔，叶身侧壁具有多个气膜孔，其中，各个供气腔在叶身的根部或头部开设进口，每个层板腔通过多个沿叶高方向排列的冲击孔连通，侧板腔内通过多个沿叶高方向排列的微型肋进行支撑，各个气膜孔与相应的层板腔连通，如图2所示。
[0005]航空发动机工作时，向涡轮微型肋双层壁导叶各个供气腔通入冷却气，冷却气通过各个冲击孔进入相应的层板腔进行冲击冷却，在微型肋扰流后，通过气膜孔流出，在叶身侧壁上形成气膜，实现对导叶的高效冷却。
[0006]在设计涡轮微型肋双层壁导叶时，需要获取导叶弦向、径向不同位置的温度变化，冷气流量、燃气主流区的压力温度分布，均衡冷气流量，扯平温度梯度，降低导叶热应力，得到温度分布相对均匀且在导叶材料许用温度下，所需冷气用量小的气冷导叶。
[0007]当前，设计涡轮微型肋双层壁导叶时，多采用试验测量法、数值计算法获取导叶上的温度分布，其中：
[0008]1)对于试验测量法，由于涡轮微型肋双层壁导叶内部包含数量众多的冲击孔、微型肋、气膜孔，结构极其复杂，各个位置的流动非对称，各个表面的换热系数分布不均，难以通过试验的方法测量航空发动机工作状态下的导叶各个部位的壁面温度分布，测量结果误差非常大；
[0009]2)数值计算法多是直接采用流固耦合的方法计算涡轮微型肋双层壁导叶的温度分布，流固耦合的方法主要分为交替的求解方法、整体的求解方法，其中，交替的求解方法主要原理是根据介质的不同将求解域划分为流体域和固体域，求解时，将流体域的控制方程、固体域的控制方程在时间、空间上交替迭代，耦合迭代过程不同步，也被称为交替的求解方法，主要适用于求解定常的或不可压缩流体的流固耦合问题；整体的求解方法则是将流体域的控制方程、固体域的控制方程放在同一个封闭的方程组系统中同时进行离散，在一个时间步长内同时求解，主要适用于求解可压缩流体的高度瞬态的流固耦合问题，流固耦合的方法需要求解大型的非线性的代数方程组，对计算机硬件要求非常高，计算耗时比较长，难以在工程计算中进行应用。
[0010]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0011]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0012]本申请的目的是提供一种航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0013]本申请的技术方案是：
[0014]一种航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法，包括：
[0015]分析导叶内冷却气气流流动特性；
[0016]提取接近于真实流动的阻力元件、换热元件；
[0017]对导叶上供气腔、冲击孔、层板腔、微型肋、气膜孔，以阻力元件、换热元件串联拟合，得到一维流动换热计算网络；
[0018]基于一维流动换热计算网络，考虑冷却气沿程温升，进行内流换热计算，得到导叶的冷却气用量、换热参数，调整导叶结构参数，使导叶的冷却气用量达到设计指标；
[0019]构建导叶三维温度场计算模型，设置换热参数，计算导叶上温度分布，调整导叶结构参数，使导叶的温度分布达到设计指标；
[0020]进行导叶强度计算，调整导叶结构参数，使导叶的强度达到设计指标。
[0021]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法中，分析导叶内典型特征局部位置冷却气气流流动特性，具体为，采用CFX数值计算方法、SST k
‑
ω湍流模型计算分析。
[0022]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法中，提取接近于真实流动的阻力元件、换热元件，具体为：
[0023]基于航空发动机空气系统计算程序，对比空气系统计算模块数据库，取接近于真实流动的阻力元件、换热元件。
[0024]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法中，提取的阻力元件、换热元件包括：
[0025]T02元件，没有旋转和换热，只考虑流动损失的光滑圆管；
[0026]T10元件，有换热，无旋转的多排交错圆射流撞击半凹面损失；
[0027]T13元件，有换热的阵列式圆射流撞击平壁损失；
[0028]T01元件，不考虑流动损失和换热的节流孔；
[0029]T14元件，有换热，局部损失和流动阻力的光滑圆管。
[0030]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法中，将导叶沿叶高方向划分为多段，每一段计算燃气压力边界参数使用特征面参数代表各段平均，以及引入虚拟单元，平衡径向压力、温度，基于一维流动换热计算网络，考虑冷却气沿程温升，进行内流换热计算，得到导叶的冷却气用量、换热参数，调整导叶结构参数，使导叶的冷却气用量达到设计指标。
附图说明
[0031]图1是航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶的示意图；
[0032]图2是航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶冲击孔、微型肋、气膜孔的示意图；
[0033]图3是本申请实施例提供的航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法的示意图；
[0034]图4是本申请实施例提供的独立层板腔内5个周期性排列单元结构的流动特性的示意图；
[0035]图5是本申请实施例提供的航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶单元结构的一维流动换热计算网络示意图；
[0036]图6是本申请实施例提供的将航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶沿径向高度分为五段的示意图；
[0037]图7是本申请实施例提供的航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶中一个供气腔与连通叶盆侧、叶背侧层板腔的一维流动换热计算网络示意图；
[0038]图8是本申请实施例提供的航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶各排气膜孔冷却气用量及其换热系数设计的示意图；
[0039]图9是本申请实施例提供的航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶换热分区的示意图；
[0040]图10是本申请实施例提供的航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶换热分析的示意图。
[0041]为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法，其特征在于，包括：分析导叶内冷却气气流流动特性；提取接近于真实流动的阻力元件、换热元件；对导叶上供气腔、冲击孔、层板腔、微型肋、气膜孔，以阻力元件、换热元件串联拟合，得到一维流动换热计算网络；基于一维流动换热计算网络，考虑冷却气沿程温升，进行内流换热计算，得到导叶的冷却气用量、换热参数，调整导叶结构参数，使导叶的冷却气用量达到设计指标；构建导叶三维温度场计算模型，设置换热参数，计算导叶上温度分布，调整导叶结构参数，使导叶的温度分布达到设计指标；进行导叶强度计算，调整导叶结构参数，使导叶的强度达到设计指标。2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法，其特征在于，分析导叶内冷却气气流流动特性，具体为，采用CFX数值计算方法、SST k
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ω湍流模型计算分析。3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮微型肋双层壁导叶设计方法，其特征在于，提取接近于真实...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋伟，李毅，柴军生，
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：