一种高负荷风扇中间级引气设计方法技术

本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种高负荷风扇中间级引气设计方法。该方法包括步骤S1、基于引气位置处给定的初始马赫数计算引气进口面积；步骤S2、优化引气位置处的马赫数，以使得在引气情况下的风扇性能相比于不引气情况下的风扇性能的变化率在要求阈值范围内；步骤S3、基于给定的初始的引气流路损失系数以及集气腔内马赫数计算集气腔横截面面积及排气口面积；步骤S4、以集气腔横截面为正方形建立引气模型，基于引气进口面积、集气腔横截面面积及排气口面积确定新的引气流路损失系数和引气量；步骤S5、优化集气腔内马赫数，以使得计算的引气量超过引气量需求值。本申请实现了带引气功能风扇的设计，难度低易于操作。作。作。

【技术实现步骤摘要】
一种高负荷风扇中间级引气设计方法


[0001]本申请属于发动机设计
，具体涉及一种高负荷风扇中间级引气设计方法。

技术介绍

[0002]随着战机对隐身性能要求越来越高，发动机舱无法像早期一样开设冷却孔进行冷却，冷却不足造成发动机舱温度过高，发动机舱内各种电器元件都临失效或寿命减小等风险，影响飞行安全。
[0003]为降低发动机舱温度，一种解决方案是在航空发动机风扇部件上开设引气孔，用风扇中间级引出的低温气体对发动机舱进行冷却，这就要求风扇部件具有引气功能，但目前国内外航空发动机风扇设计时都不带引气功能，一是由于风扇中间级压比较低，引气实现困难；二是风扇内部流动复杂，体积流量大，直接引气要开设大量的孔，对风扇性能影响较大；三是引气对风扇效率、裕度影响较大，引气会造成发动机耗油率增加，飞机航程缩短；四是风扇引气功能只在部分条件下开启，存在引气和不引气两种工作模式，流场设计困难。传统的轴流压缩部件引气设计方法只能考虑常开式引气的设计，对于有引气、不引气两种工作模式的非常开式的引气设计并不适用。
[0004]目前只有压气机引气的设计方法，尚无单独的风扇引气设计方法，按照压气机引气设计方法，需要在设计之初将引气作为边界条件，在进行流场迭代计算，最终完成考虑引气影响下的流场设计和叶片造型。这种方法用在风扇上有以下问题：
[0005]1.设计难度大。用上述方法开展引气设计需要重新对风扇内部流场进行迭代匹配，由于风扇内部流动复杂，存在激波等复杂流动，加入引气后会增加大风扇设计难度，特别对于高负荷风扇设计难度更大；
[0006]2.设计周期长、效率低。按照上述方法开展引气设计相当于重新开展一遍风扇设计，需要重新开展流场迭代、叶型设计以及结构、强度设计等工作，为增加引气把风扇重新设计一遍，效率太低；
[0007]3.设计方法不通用。压气机引气主要用于涡轮冷却，这时只要发动机工作压气机引气是一直工作的，也就是说引气对后排叶片影响是固定的，而风扇引气需要考虑引气和不引气两种工作模式，对后排的影响不固定，上述方法并不适用。
[0008]4.设计成本高、风险大。由于方法不完全正确，风扇叶型设计失败的风险增大，为达到设计要求，需要开展更多仿真分析和试验验证，大大增加了经济成本、时间成本、人工成本和研制风险。

技术实现思路

[0009]为了解决上述问题，本申请针对风扇低压力、大体积流量、跨音速流动环境、非常开式引气等特点，提供了一种高负荷风扇中间级引气设计方法，以实现不改变风扇气动方案的情况下完成引气功能设计，且对风扇性能影响较小。
[0010]本申请提供了一种高负荷风扇中间级引气设计方法，主要包括：
[0011]步骤S1、基于引气位置处给定的初始马赫数计算引气进口面积；
[0012]步骤S2、优化引气位置处的马赫数，以使得在引气情况下的风扇性能相比于不引气情况下的风扇性能的变化率在要求阈值范围内，并基于优化后的引气位置处的马赫数确定优化后的引气进口面积；
[0013]步骤S3、基于给定的初始的引气流路损失系数以及集气腔内马赫数计算集气腔横截面面积及排气口面积；
[0014]步骤S4、以集气腔横截面为正方形建立引气模型，基于引气进口面积、集气腔横截面面积及排气口面积确定新的引气流路损失系数和引气量；
[0015]步骤S5、优化集气腔内马赫数，以使得计算的引气量超过引气量需求值。
[0016]优选的是，步骤S1之前进一步包括：
[0017]以风扇实际性能表现中性能裕度最低的点作为设计点，以该设计点的参数确定引气位置与外界大气的压比、引气位置处的温度；
[0018]以压比高于第一预设值、温度低于第二预设值为目标，选择满足目标的引气位置。
[0019]优选的是，步骤S1中，计算引气进口面积A1包括：
[0020][0021]其中，m为引气流量，T1为引气温度，k为比热比，R为气体常数，为引气位置处给定的初始马赫数。
[0022]优选的是，步骤S2进一步包括：
[0023]基于风扇性能三维仿真模型计算在引气情况下的风扇性能相比于不引气情况下的风扇性能的变化率，若所述变化率超过要求阈值，则返回步骤S1修改基于引气位置处给定的初始马赫数，直至所述变化率在要求阈值范围内。
[0024]优选的是，步骤S3进一步包括：
[0025]步骤S31、根据引气位置处的马赫数、排气口处的马赫数及引气流路损失系数确定排气口温度；
[0026]步骤S32、根据排气口温度及进气口温度确定集气腔温度；
[0027]步骤S33、根据集气腔温度及集气腔内马赫数确定集气腔横截面面积，根据排气口温度及排气口处的马赫数确定排气口面积。
[0028]优选的是，步骤S33中，确定集气腔横截面面积A3为：
[0029][0030]确定排气口面积A2为：
[0031][0032]其中，m为引气量，n为排气口数量，ρ为气流密度，为集气腔内马赫数初值，ζ为引气流路损失系数，k为比热比，R为气体常数，T2为排气口温度，T3为集气腔温度，Ma2为排
气口处的马赫数。
[0033]本申请通过引气设计反向调整风扇性能的技术，实现了带引气功能风扇的设计，通过对引气口马赫数、集气腔马赫数的迭代优化，达到控制风扇性能和引气效果的目的，控制变量少，方便操作，工程实用性强。
附图说明
[0034]图1为本申请高负荷风扇中间级引气设计方法一优选实施例的流程图。
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。
[0036]本申请提供了一种高负荷风扇中间级引气设计方法，在风扇机匣上的引气位置处开设引气孔，气体经引气孔进入集气腔，集气腔后端通过排气口连接待冷却设备，如图1所示，所述设计方法包括：
[0037]步骤S1、基于引气位置处给定的初始马赫数计算引气进口面积；
[0038]步骤S2、优化引气位置处的马赫数，以使得在引气情况下的风扇性能相比于不引气情况下的风扇性能的变化率在要求阈值范围内，并基于优化后的引气位置处的马赫数确定优化后的引气进口面积；
[0039]步骤S3、基于给定的初始的引气流路损失系数以及集气腔内马赫数计算集气腔横截面面积及排气口面积；
[0040]步骤S4、以集气腔横截面为正方形建立引气模型，基于引气进口面积、集气腔横截面面积及排气口本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种高负荷风扇中间级引气设计方法，在风扇机匣上的引气位置处开设引气孔，气体经引气孔进入集气腔，集气腔后端通过排气口连接待冷却设备，其特征在于，所述设计方法包括：步骤S1、基于引气位置处给定的初始马赫数计算引气进口面积；步骤S2、优化引气位置处的马赫数，以使得在引气情况下的风扇性能相比于不引气情况下的风扇性能的变化率在要求阈值范围内，并基于优化后的引气位置处的马赫数确定优化后的引气进口面积；步骤S3、基于给定的初始的引气流路损失系数以及集气腔内马赫数计算集气腔横截面面积及排气口面积；步骤S4、以集气腔横截面为正方形建立引气模型，基于引气进口面积、集气腔横截面面积及排气口面积确定新的引气流路损失系数和引气量；步骤S5、优化集气腔内马赫数，以使得计算的引气量超过引气量需求值。2.如权利要求1所述的高负荷风扇中间级引气设计方法，其特征在于，步骤S1之前进一步包括：以风扇实际性能表现中性能裕度最低的点作为设计点，以该设计点的参数确定引气位置与外界大气的压比、引气位置处的温度；以压比高于第一预设值、温度低于第二预设值为目标，选择满足目标的引气位置。3.如权利要求1所述的高负荷风扇中间级引气设计方法，其特征在于，步骤S1中，计算引气进口面积A1...

【专利技术属性】
技术研发人员：程荣辉，朱振坤，李坚，单玉姣，赵艳，丁晓旭，石宝雨，杨治中，李昂，国强，孙芳琦，刘公博，严冬梅，邵珠蕾，赵一鉴，包雨恬，
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：