一种服役载荷历程下航空发动机火焰筒热应力快速计算方法技术

本发明专利技术公开了一种服役载荷历程下航空发动机火焰筒热应力快速计算方法，根据发动机转速情况将火焰筒中温度变化情况划分若干个工作状态；根据总体温度变化趋势的不同，划分成为升温/降温工况，获得两种工况下火焰筒壁面的温度变化趋势；根据火焰筒的每个壁面的两个相邻的工作状态的温度

【技术实现步骤摘要】
一种服役载荷历程下航空发动机火焰筒热应力快速计算方法


[0001]本专利技术涉及航空发动机的火焰筒瞬态热应力计算
，具体是一种服役载荷历程下航空发动机火焰筒热应力快速计算方法。

技术介绍

[0002]航空发动机正在向着高增压比、高涡轮进口温度和高推重比发展，火焰筒的冷却技术也不断提高，其几何结构越来越复杂。因此，火焰筒的温度场及热应力问题就变得尤为突出。为防止火焰筒损坏，提高其工作寿命，必须对火焰筒进行准确的温度场和热应力计算。
[0003]示温漆法是目前测试燃烧室结构温度最主要的技术，但通过实验获得燃烧室壁面温度载荷存在一定难度。数值计算方法可较好地获得燃烧室壁面全局温度载荷，然而要获得准确的燃烧室壁面温度载荷需要花费大量计算资源。
[0004]采用赋值方法则可以大量缩短计算所需时间，但此方法仅适用于准稳态温度场及热应力的计算，无法直接适用于瞬态温度场及热应力的计算。

技术实现思路

[0005]为了解决上述问题，本专利技术提出了一种服役载荷历程下航空发动机火焰筒热应力快速计算方法。
[0006]为了达到上述目的，本专利技术是通过一下技术方案来实现的：
[0007]本专利技术是一种服役载荷历程下航空发动机火焰筒热应力快速计算方法，包括如下操作：
[0008]建立火焰筒有限元模型，对火焰筒准稳态温度场进行数值模拟；
[0009]获取火焰筒的每个工作状态的每个壁面的准稳态温度场，并对火焰筒的每个工作状态的每个壁面的准稳态温度场进行处理，得到火焰筒的每个工作状态的每个壁面的温度
‑
轴向距离函数；
[0010]根据每个壁面的两个相邻工作状态的火焰筒的温度
‑
轴向距离函数，按照温度变化趋势计算得到温度
‑
时间函数，综合温度
‑
轴向距离函数中的准稳态时火焰筒沿轴向温度分布和温度
‑
时间函数，得到火焰筒每个壁面在两个相邻工作状态变化过程中的温度表达式；
[0011]将所有温度表达式作为边界条件加载到火焰筒有限元模型中，并设定约束边界条件，仿真计算火焰筒在两个相邻工作状态变化过程中的瞬态温度场；
[0012]基于火焰筒的瞬态温度场利用ANSYS热力耦合分析功能进行火焰筒的热力耦合分析，得到火焰筒的瞬态热应力、热应变。
[0013]本专利技术的进一步改进在于：建立火焰筒有限元模型，对火焰筒准稳态温度场进行数值模拟的具体步骤为：在建模软件中建立火焰筒的有限元模型，其尺寸与实验或实际产品保持一致，划分火焰筒的六面体网格，设定约束条件，利用试验测得的稳态时的火焰筒壁
面温度对相对应的火焰筒壁面进行赋值，仿真分析火焰筒的准稳态温度场。
[0014]本专利技术的进一步改进在于：获取火焰筒的每个工作状态的每个壁面的准稳态温度场，并对火焰筒的每个工作状态的每个壁面的准稳态温度场进行处理，得到火焰筒的温度
‑
轴向距离函数的具体操作为：获取火焰筒的每个工作状态的每个壁面的准稳态温度场，每个工作状态的每个壁面的准稳态温度场均与其初始工作状态的温度曲线相减，得到对应的变化曲线，对得到的每一个变化曲线均进行拟合，得到表示每个工作状态的每个壁面的温度随轴向距离变化的温度
‑
轴向距离函数。
[0015]本专利技术的进一步改进在于：得到火焰筒每个壁面在两个相邻工作状态变化过程中的温度表达式的具体操作为：以每个壁面的前一个工作状态为基准，根据火焰筒的每个壁面的两个相邻的工作状态和对应壁面的前一个工作状态到后一个工作状态的温度变化趋势，计算得到表示升温阶段或降温阶段前一个工作状态到后一个工作状态的温度随时间的变化规律的温度
‑
时间函数，综合温度
‑
时间函数和温度
‑
轴向距离函数中的准稳态时火焰筒沿轴向温度分布，得到火焰筒每个壁面在两个相邻工作状态变化过程中的温度表达式。
[0016]本专利技术的进一步改进在于：温度表达式为：
[0017]T＝A
′
(z)*B(time)+C0；
[0018]式中，A
′
(z)为准稳态时火焰筒沿轴向温度分布，B(time)为温度
‑
时间函数，C0为初始工作状态的温度，z为壁面的轴向距离。
[0019]本专利技术的进一步改进在于：壁面的前一个工作状态到后一个工作状态的温度变化趋势包括升温阶段或降温阶段，其中，升温阶段表示为：
[0020]B
′
(time)＝1
‑
(time/B1‑
1)2；
[0021]降温阶段表示为：
[0022]B
′
(time)＝1
‑
(time/B2)2；
[0023]式中，B
′
(time)为前一个工作状态到后一个工作状态的温度变化趋势，time为从前一个工作状态转向后一个工作状态过程中的具体时刻，B1为升温阶段的持续时间，B2为降温阶段的持续时间；
[0024]升温阶段的温度
‑
时间函数表示为：
[0025]B(time)＝C1+C2*(1
‑
(time/B1‑
1)2)；
[0026]降温阶段的温度
‑
时间函数表示为：
[0027]B(time)＝C3‑
C4*(1
‑
(time/B2)2)；
[0028]式中，C1/C3为前一个工作状态的温度
‑
轴向距离函数的系数，C2/C4为前一个工作状态的温度
‑
轴向距离函数的系数与后一个工作状态的温度
‑
轴向距离函数的系数的差值；B1/B2为升温阶段/降温阶段的持续时间。
[0029]本专利技术的有益效果是：本专利技术通过将温度表达式作为第一类边界条件，施加在特定区域，无需精确计算该区域内的温度场，可以明显加快温度场计算速度；可以实现对火焰筒瞬态过程的热力耦合进行数值模拟，通过大幅度提高温度场计算效率，从而提高整体热应力场的计算效率。通过得到的有限元模型能够较准确直观地反应火焰筒的热应力、热应变随时间的演化规律，不仅为研究瞬态过程中火焰筒的变形机理提供理论依据，还可以利用温度场预测危险部位，最终对建立发现火焰筒的危险点并进行寿命预测的方法奠定了基础。
[0047]式中，A
′
(z)为准稳态时火焰筒沿轴向温度分布，C为当前工作状态的温度
‑
轴向距离函数的系数，A
i
由拟合曲线得出的具体数值，i为轴向距离z的最高项指数，i的取值由拟合曲线的准确性而定，可以为0～3，在本实施例中i＝3。此外，当i＝2时：
[0048]A
′
(z)＝A2*z2+A1*z+A0；
[0049]当i＝1时：
[0050]A
′
(z)＝A1*z+A0；本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种服役载荷历程下航空发动机火焰筒热应力快速计算方法，其特征在于：包括如下操作：建立火焰筒有限元模型，对火焰筒准稳态温度场进行数值模拟；获取火焰筒的每个工作状态的每个壁面的准稳态温度场，并对火焰筒的每个工作状态的每个壁面的准稳态温度场进行处理，得到火焰筒的每个工作状态的每个壁面的温度
‑
轴向距离函数；根据每个壁面的两个相邻工作状态的火焰筒的温度
‑
轴向距离函数，按照温度变化趋势计算得到温度
‑
时间函数，综合温度
‑
轴向距离函数中的准稳态时火焰筒沿轴向温度分布和温度
‑
时间函数，得到火焰筒每个壁面在两个相邻工作状态变化过程中的温度表达式；将火焰筒每个壁面在两个相邻工作状态变化过程中的温度表达式作为边界条件加载到火焰筒有限元模型中，并设定约束边界条件，仿真计算火焰筒在两个相邻工作状态变化过程中的瞬态温度场；基于火焰筒的瞬态温度场利用ANSYS热力耦合分析功能进行火焰筒的热力耦合分析，得到火焰筒的瞬态热应力、热应变。2.根据权利要求1所述的一种服役载荷历程下航空发动机火焰筒热应力快速计算方法，其特征在于：建立火焰筒有限元模型，对火焰筒准稳态温度场进行数值模拟的具体步骤为：在建模软件中建立火焰筒的有限元模型，其尺寸与实验或实际产品保持一致，划分火焰筒的六面体网格，设定约束条件，利用试验测得的稳态时的火焰筒壁面温度对相对应的火焰筒壁面进行赋值，仿真分析火焰筒的准稳态温度场。3.根据权利要求1所述的一种服役载荷历程下航空发动机火焰筒热应力快速计算方法，其特征在于：获取火焰筒的每个工作状态的每个壁面的准稳态温度场，并对火焰筒的每个工作状态的每个壁面的准稳态温度场进行处理，得到火焰筒的温度
‑
轴向距离函数的具体操作为：获取火焰筒的每个工作状态的每个壁面的准稳态温度场，每个工作状态的每个壁面的准稳态温度场均与其初始工作状态的温度曲线相减，得到对应的变化曲线，对得到的每一个变化曲线均进行拟合，得到表示每个工作状态的每个壁面的温度随轴向距离变化的温度
‑
轴向距离函数。4.根据权利要求1所述的一种服役载荷历程下航空发动机火焰筒热应力快速计算方法，其特征在于：得到火焰筒每个壁面在两个相邻工作状态变化过程中的温度表达式的具体操作为：以每个壁面的前一个工作状态为基准，根据火焰筒的...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋迎东，魏银，孙志刚，牛序铭，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：