热流密度分布和温度分布获取方法技术

本申请涉及热流密度分布和温度分布获取方法，具体提供一种用于获取进气道防冰内表面上的热流密度获取方法，基于射流孔中心

【技术实现步骤摘要】
热流密度分布和温度分布获取方法


[0001]本专利技术涉及航空发动机领域，具体涉及发动机防冰领域
。

技术介绍

[0002]发动机短舱进气道表面结冰会导致进气道流通面积减小
、
发动机推力下降等问题，严重时甚至会引起压气机喘振等危险状态，造成灾难性的事故
。
因此进气道防冰系统是保障发动机进气流场品质以及飞机在结冰环境下安全运行的重要手段
。
[0003]目前发动机短舱进气道防冰的主要方法是笛形管热气防冰
(piccolo Tube Anti
‑
icing)。
笛形管热气防冰方法是将发动机压气机的热气引出至进气道前缘的笛形管并使热气从笛形管上的射流孔喷出，实现加热进气道唇口前缘的效果
。
笛形管防冰系统具有防冰效果好
、
应用广泛
、
成熟度高和引气量需求较小等优点
。
笛形管热气防冰系统设计构型参数众多，为了准确的获取不同构型方案下进气防冰表面温度，对比不同构型方案下的短舱笛形管防冰系统的防冰效果并完成笛形管防冰腔设计方案选型，需要开展短舱进气道防冰系统三维内外流耦合传热仿真计算
。
[0004]由于包括笛形管在内的进气道结构内部流动复杂，射流冲击过程受到喷口形状
、
喷口距离壁面的长度
、
射流出流的角度和多个阵列等因素影响
。
传统数值计算方式是在短舱进气道内外同时构建内外网格流场，并通过对内外流场进行复杂计算和内外流耦合过程获得进气道模拟温度分布，上述数值计算方法将消耗大量的计算资源和计算时间，严重影响短舱进气道防冰系统设计优化及评估效率
。
因此，有必要提出一种计算方法，以解决上述问题
。

技术实现思路

[0005]本专利技术的一个目的是提供一种热流密度获取方法，能够简化防冰内表面的热流密度获取方式，避免复杂计算
。
[0006]为实现上述目的的热流密度分布获取方法用于获取进气道防冰内表面上的热流密度分布，包括以下步骤：
S1.
基于射流孔中心
、
笛形管管路截面圆心和位于防冰内表面上的射流驻点三点共线的几何关系，由射流孔位置和笛形管位置确定进气道防冰内表面上射流驻点位置；
S2.
确定射流孔直径以及射流孔至防冰内表面的间距，并根据笛形管射流热气参数确定努塞尔数计算公式；
S3.
根据所述努塞尔数计算公式和所述射流驻点位置，计算出所述射流驻点附近对流换热系数分布；
S4.
根据射流来流温度值
、
防冰内表面温度初值和所述对流换热系数分布，计算防冰内表面热流密度值分布
。
[0007]在一个或多个实施例中，该方法还包括在进行步骤
S1
之前确定笛形管位置参数和结构参数，在进行步骤
S2
之前确定笛形管射流热气参数
。
[0008]在一个或多个实施例中，在步骤
S2
中所述努塞尔数计算公式通过人工识别或通过计算程序获取
。
[0009]在一个或多个实施例中，所述努塞尔数为小孔冲击射流努塞尔数
。
[0010]本专利技术的另一个目的是提供一种温度分布获取方法，能够简化进气道防冰表面温度分布的获取方式，有效解决短舱进气道笛形管防冰系统三维射流流场仿真过程复杂
、
内外热耦合传热计算过程复杂
、
仿真计算周期长等问题
。
[0011]为实现上述目的的温度分布获取方法用于获取进气道防冰表面温度分布，包括如下步骤：使用上述进气道防冰内表面热流密度获取方法获得防冰内表面热流密度值分布，将所述防冰内表面热流密度值分布作为进气道防冰内表面的边界条件；确定进气道防冰外表面的总换热系数分布和外流气流温度，并设置成进气道防冰外表面的边界条件；进行进气道防冰固体域温度场的迭代计算，直至计算收敛后获得进气道防冰表面温度分布
。
[0012]在一个或多个实施例中，在进行迭代计算之前，需要先将防冰表面温度初始化
。
[0013]在一个或多个实施例中，若表面温度计算结果未收敛，则以更新后的进气道防冰内表面温度结果重新计算防冰内表面对流换热系数分布和热流密度分布，并再次进行进气道防冰固体域温度场的迭代计算，直至计算收敛
。
[0014]上述热流密度分布获取方法通过射流孔中心
、
笛形管管路截面圆心和位于防冰表面上射流驻点三点共线的几何关系寻得内表面上的射流驻点位置，并通过笛形管射流热气参数和笛形管结构参数获得努塞尔数计算公式，并进而通过努塞尔数计算公式获得射流驻点附近对流换热系数分布和防冰内表面热流密度值分布，不再通过传统的构建内外流场
、
内外流耦合仿真计算的方法获得，因此能够简便快速地获得内表面上热流密度分布情况，并进而应用至防冰表面的温度分布公式中获得温度分布情况，从而解决了短舱进气道笛形管防冰系统计算过程复杂
、
仿真计算周期长等问题，有效提高了计算效率
。
附图说明
[0015]本专利技术的上述的以及其他的特征
、
性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
[0016]图1是防冰内表面热流密度及温度分布获取方法的流程图
。
[0017]图2是笛形管的位置示意图
。
具体实施方式
[0018]下面结合具体实施例和附图对本专利技术作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本专利技术，但是本专利技术显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本专利技术内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广
、
演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本专利技术的保护范围
。
[0019]需要注意的是，这些以及后续其他的附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本专利技术实际要求的保护范围构成限制
。
[0020]常见的发动机短舱进气道防冰的主要方法是笛形管热气防冰方法
。
结合图2所示的笛形管位置示意图理解，笛形管
30
设置在进气道的防冰腔
40
中，是热气防冰系统的核心部件之一
。
进气道由蒙皮
15
限定出，蒙皮包括内表面和外表面，其中外表面可被视为防冰外表面
10
，内表面可被视为防冰内表面
20
，防冰外表面
10
和防冰内表面
20
统称为防冰表面
。
[0021]笛形管
30
包括内腔和外壁，
O
点是笛形管管路截面圆心，也即内腔中心
。
外壁上设置有多个射流孔
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
热流密度分布获取方法，用于获取进气道防冰内表面上的热流密度分布，其特征在于，包括以下步骤：
S1.
基于射流孔中心
、
笛形管管路截面圆心和位于防冰内表面上射流驻点三点共线的几何关系，由射流孔位置和笛形管位置确定进气道防冰内表面上射流驻点位置；
S2.
确定射流孔直径以及射流孔至防冰内表面的间距，并根据笛形管射流热气参数确定努塞尔数计算公式；
S3.
根据所述努塞尔数计算公式和所述射流驻点位置，计算出所述射流驻点附近对流换热系数分布；
S4.
根据射流来流温度值
、
防冰内表面温度初值和所述对流换热系数分布，计算防冰内表面热流密度值分布
。2.
如权利要求1所述的热流密度分布获取方法，其特征在于，该方法还包括在进行步骤
S1
之前确定笛形管位置参数和结构参数，在进行步骤
S2
之前确定笛形管射流热气参数
。3.
如权利要求1所述的热流密度分布获取方法，其特征在于，在步骤<...

【专利技术属性】
技术研发人员：秦娜，尹金鸽，郑梅，冯丽娟，王维，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：