一种考虑空气系统气源引气的压气机时间推进通流方法技术方案

一种考虑空气系统气源引气的压气机时间推进通流方法，通过分析发动机空气系统气 源的特点和要求，将气源引气与压气机设计相关联，建立引气位置、引气面积、引气量、 引气速度及引气角度与压气机流道边界条件相结合的引气模型，通过时间推进通流程序的 求解使引气参数对压气机流场的影响向上下游传递，从而将引气对流场气流角、端壁损失、 加功量及叶片造型等流场特性的影响因素包含进压气机的通流流场求解，最终得到考虑空 气系统气源引气的压气机通流设计结果。本发明专利技术将引气对压气机流场特性的影响因素完全 包含进压气机的通流流场求解，在压气机的通流设计中全面而深入的考虑了空气系统的气 源引气，是对引气在压气机设计中实现的探索和创新。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航空涡轮风扇发动机(简称涡扇发动机)空气系统气源引气及压气机 的设计体系，是一种将空气系统气源引气融入航空压气机设计的时间推进通流方法。
技术介绍
在航空燃气涡轮发动机中，主燃气流以外的一些对飞机及发动机的安全和有效工 作有重要功能的气流构成了发动机的空气系统。根据飞机及发动机的不同工作状态， 空气系统从发动机不同的压气机级引气，将适当压力和温度的空气用做飞机座舱空调 和增压系统、机翼热防冰系统、发动机进口整流罩防冰系统、轴承润滑系统封严、发 动机热端部件冷却、内部间隙控制等方面。其中发动机热端部件冷却用气量占决定地 位。 '随着涡轮进口燃气温度的逐年提高和飞行器外部环境的日益复杂多变，为保证飞 机及发动机可靠工作所需的空气系统流量也越来越大。林左鸣的"战斗机发动机的研制现状及发展趋势，航空发动机"，航空发动机专业国内核心期刊，2006年第32巻 第1期的研究表明，第三代战斗机发动机用于热端部件冷却的空气系统流量占核心 空气流量的17 18%。另有研究表明，第四代战斗机发动机的空气系统流量占核心 空气流量的20%以上，而美国的F119发动机甚至达到25。/。。因而，空气系统的气 源引气对压气机主流流动及气动性能的影响日益凸显。从压气机中引出高温压缩气体会降低发动机的整机做功能力并干扰主流的流动， 对发动机的性能不利。空气系统气源从压气机中引气出的经压缩的空气本应该进入燃 烧室与燃料混合、燃烧，作为主气流参与全机的热力循环、对外做功，但为了空气系 统实现各功能的需要而被引出，失去了做功的机会，使发动机的整机做功能力下降。 另一方面，大量气流从压气机的主流中引出，会影响主流的流动，若引气处理不当， 不伹增加流动损失，还会引起主流的不稳定流动。丄Y.Andrew等人的"Effects of Bleed Air Extraction on Thrust Level of the F404-GE-400 Turbofan Engine", NASA TM-104247与B.E,Alison的"The Effects of Compressor Seventh-stage Bleed Air Extraction on Performance of the F100-PW-220Afterburning Turbofan Engine", NASA CR-179447的研究表明，随空气系统 气源引气量的增加，发动机整机推力线性下降、耗油率线性上升。在发动机环境中，压气机的工作条件是非常复杂的，在压气机设计中必须尽可能 考虑真实工作环境中的各种条件。目前，关于空气系统气源引气在压气机中设计体系 中的考虑，国内尚没有公开发表的相关文献，国外的压气机^:计体系对此功能的考虑 也较为初步，主要是在一维设计中进行了与引气结构相关的流道几何修正，在二维设 计中进行了对引气后流量及堵塞的修正。这种引气模型只能反映引气对压气机主流流 场的简单影响，并不具备考虑引气对压气机气流角、端壁损失、叶排攻角、加功量及 叶片造型等流场特性影响机理的功能。综上所述，第四代涡扇发动机空气系统的总引气量已达到核心空气流量的25%。 若空气系统气源引气的影响在设计中未能正确的反映,会导致压气机性能的明显下降 以及喘振裕度的大幅降低。基于以上原因，我们提出了一种考虑空气系统气源引气的 压气机时间推进通流方法这一专利技术。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题克服现有技术的不足，提供一种利用引气的模型与压气 机流道的边界条件相结合，通过引气位置处固壁边界条件的修正，将空气系统气源引 气的引气结构和引气参数(引气位置、引气面积、引气量、引气速度、引气角度)融 入压气机设计的时间推进通流方法。本专利技术的技术解决方案考虑空气系统气源引气的压气机时间推进通流方法(图 1、 2)，其特点在于步骤如下(1) 根据飞机和发动机的总体指标，综合考虑发动机空气系统各功能对气流参数的 要求，得到需要从压气机部件引气的空气系统气源的特征参数，包括气源压力、温度、 气流量等。(2) 根据压气机的气动热力参数和方案设计，在压气机各叶排的机匣选取符合空气 系统气源压力、温度等特性参数要求的适当气源位置，从而确定气源引气位置。(3) 在压气机的时间推进通流设计方案中，对空气系统气源所在位置处的机匣固壁 边界条件修改为体现引气要求的出口边界条件，从而将气源引气的特征参数融入时间 推进通流设计方案中。(4) 运行考虑空气系统气源引气的压气机时间推进通流设计程序，引气的特征参数 以出口边界条件的形式体现在设计中，引气参数对压气机流场的影响通过时间推进通流程序的求解向上下游流场传递，最终得到考虑空气系统气源引气的压气机通流设计 结果。(5)根据考虑空气系统气源引气的压气机通流设计结果流场数据进行叶片造型，得到考虑引气的压气机设计的流道和叶片几何数据，即可进行压气机引气的三维粘性定 常流动计算。所述步骤(l)的发动机空气系统，为实现功能需要从压气机引气的子系统主要有 飞机环控系统、发动机进口防冰系统和发动机热端部件冷却系统。确定在发动机工作 包线内的各工况状态下都满足这三个子系统要求的气源特征参数。所述步骤(2)的气源引气位置选取在压气机各叶排轴向间距之间的主流道内侧或 外侧。所述步骤(3)的气源引气特征参数中，由于时间推进通流计箅在r-z坐标面上完成， 引气结构考虑为周向槽引气。为了简化计算，不考虑引气槽通道的影响。所述步骤(3)的气源引气特征参数中，引气面积由引气边界条件作用的轴向网格区 域限定。为保证引气流量，弓l气面积为叶排轴向网格间距的0.4 0.6倍。所述步骤(3)的气源引气特征参数中，引气量由空气系统对气源的需求决定。所述步骤(3)的气源引气特征参数中，引气速度由引气量和引气面积决定。所述步骤(3)的气源引气特征参数中，引气角度的考虑暗含在引气边界中，由流场 端壁的切向速度和给定的沿引气端壁法向的引气速度合成。所述步骤(4)的时间推进通流设计程序，求解的是轴对称欧拉方程，通过叶片力和 粘性体积力分别考虑叶片作用和粘性效应。控制方程运用有限体积中心格式、五步 Runge-Kutta的时间推进方法，加入二阶、四阶人工粘性抑制数值振荡，应用当地 时间步和残差光顺的数值技术加速收敛。本专利技术的原理通过分析发动机空气系统气源的特点和要求，将气源引气与压气 机设计相关联，建立引气位置、引气面积、引气量、引气速度及引气角度与压气机流 道边界条件相结合的通流引气模型,通过时间推进通流程序的求解使引气参数对压气 机流场的影响向上下游传递，从而将引气对压气机流场气流角、端壁损失、叶排攻角、 加功量及叶片造型等流场特性的影响因素包含进压气机的通流流场求解，最终得到考 虑空气系统气源引气的压气机通流设计结果。本专利技术的优点在于(l)本专利技术在通流设计阶段通过引气区域端壁边界条件的修改考虑引气效果，是对弓l气在压气机设计中实现的探索和创新。(2)与国夕卜现有的釆用流量和堵塞修正的弓l气设计模型相比，本专利技术建立的引气特 征参数与压气机流道边界条件^结合的通流弓l气模型，将弓l气对压气机流场特性的影 响因素完全包含进压气机的通流流场求解，在压气机的通流设计中全面而深入的考虑 了空气系统的气源引气本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种考虑空气系统气源引气的压气机时间推进通流方法，其特征在于步骤如下：　（１）根据飞机和发动机的总体指标，综合考虑发动机空气系统各功能对气流参数的要求，得到需要从压气机部件引气的空气系统气源的特征参数，包括气源压力、温度、气流量等。（２）根据压气机的气动热力参数和方案设计，在压气机各叶排的机匣选取符合空气系统气源压力、温度等特性参数要求的适当气源位置，从而确定气源引气位置。　（３）在压气机的时间推进通流设计方案中，对空气系统气源所在位置处的机匣固壁边界条件修改为体现引气要求的出口边界条件，从而将气源引气的特征参数融入时间推进通流设计方案中。　（４）运行考虑空气系统气源引气的压气机时间推进通流设计程序，引气的特征参数以出口边界条件的形式体现在设计中，引气参数对压气机流场的影响通过时间推进通流程序的求解向上下游流场传递，最终得到考虑空气系统气源引气的压气机通流设计结果。　（５）根据考虑空气系统气源引气的压气机通流设计结果流场数据进行叶片造型，得到考虑引气的压气机设计的流道和叶片几何数据，即可进行压气机引气的三维粘性定常流动计算。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：侯安平，袁巍，赵斌，周盛，
申请(专利权)人：侯安平，袁巍，赵斌，周盛，
类型：发明
国别省市：11