基于旋流角反方法的涡轮过渡流道一体化整流支板设计方法

摘要

本发明提供了一种基于旋流角反方法的涡轮过渡流道一体化整流支板设计方法，采用三维叶型设计方法对一体化支板进行初始设计，以任意展向截面支板通道为基础，对封闭控制体应用动量矩守恒方程，得到满足预先给定的出口旋流角的一体化支板表面目标载荷，并进一步基于中弧面反问题计算方法进行支板几何更新，本发明对E3发动机Build1涡轮过渡流道实施一体化整流支板设计，在保证设计点气动性能基本不变的前提下，带一体化支板的涡轮过渡流道出口流场参数分布与原型涡轮过渡流道低压导叶出口流场参数基本一致，主要是出口马赫数以及出口旋流角分布基本一致。

说明书

技术领域

本发明涉及涡扇发动机设计领域，尤其是一种一体化支板设计方法。

背景技术

参考文献“Marn A,E,Cadrecha D,et al.Shorten the IntermediateTurbine Duct Length by Applying an Integrated Concept[J].Journal ofTurbomachinery,2009,131(4):1041-1051.”提出了涡轮过渡流道整流支板一体化设计概念，即以新设计的支板代替原型整流支板与低压涡轮第一级导流叶片，使之在保证设计点气动性能基本不变的前提下，带一体化支板的涡轮过渡流道能够为下游低压涡轮转子提供合适的进气条件(合适的进口气流角以及进口马赫数)。该文献指出通过一体化设计可使得叶片重量降低了20％-39％，但未给出一体化支板具体设计方法。

参考文献“侯朝山，吴虎，唐晓毅，刘昭威.大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道一体化设计研究[J].推进技术,2015,36(11):1656-1661.”针对特定算例，以原型整流支板与低压导叶几何构型参数为基础，利用传统的正问题设计方法开展了一体化整流支板研究，该方法需要设计人员具有一定的设计经验，并且设计周期较长。

发明内容

为了克服现有技术的不足，针对传统正问题设计方法设计效率低，耗时长的缺点，本发明发展了一种基于旋流角反方法的一体化整流支板设计方法，该方法计算量较小，目的性较强。在初始设计的基础上，能够快速而准确地设计出满足设计需求的一体化整流支板，即新设计的支板在满足强度要求的前提下，设计点气动性能基本不变，并且带一体化支板的过渡流道出口流场与原型流道出口流场基本吻合，从而使其也能为下游低压涡轮提供理想的进气条件。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是一种基于旋流角反方法的涡轮过渡流道一体化整流支板设计方法，具体包括以下步骤：

步骤1：首先采用三维叶型设计方法对一体化支板进行初始设计，即选定若干设计截面，在每一个设计截面进行设计与造型，最终通过积叠得到一体化支板的三维几何，初始设计需保证设计前后过渡流道流量误差小于0.1％，将原型流道低压涡轮导叶出口旋流角分布作为预先给定的目标旋流角分布，基于旋流角反方法对初始设计的一体化支板实施改型设计，以期使得带一体化支板的涡轮过渡流道出口旋流角分布满足预先给定的目标旋流角分布；

一体化支板表面任一网格单元i所受合力表示为：

其中，F_i是表面任一网格单元i所受合力，和分别表示第i个网格单元支板上、下表面静压值，Δp_i表示第i个网格单元的压力载荷，A_i表示第i个网格单元的面积；

步骤2：以任意展向截面支板通道为基础，连接相邻支板叶型前缘与尾缘建立封闭控制体，对封闭控制体应用动量矩守恒方程，得到如下关系式：

其中，r_i为网格单元i所在半径，r₁为进口半径，r₂为出口半径，M为通道的流量，C_θ1为进口绝对速度的切向分量，C_θ2为出口绝对速度的切向分量，下标θ表示切向分量，公式(2)右边项简化为如下关系式：

其中，A_θi表示第i个网格单元的面积的切向分量，由式(1)和式(2)可得支板出口切向速度的表达式如下：

式(4)即为所建立的一体化支板出口切向速度与支板表面载荷关系式；

步骤3：首先假设反问题计算已经收敛，以任意截面支板通道控制体为研究对象，反问题计算过程中与计算收敛时的动量矩方程表示为：

其中，表示满足预先给定旋流角的一体化支板所对应载荷，表示满足预先给定旋流角的一体化支板所对应的出口切向速度，将式(5)和式(6)相减，可得：

步骤4：对支板表面任意网格节点，令κ为支板载荷调整系数，由式(7)可得κ的表达式如下：

其中，α^spec和α分别表示预先给定的出口旋流角与反问题计算过程中实际出口旋流角，反问题计算过程中，由式(8)计算载荷调整系数κ，进而得到满足预先给定的出口旋流角的一体化支板表面目标载荷并进一步基于中弧面反问题计算方法进行支板几何更新，更新步骤如下：

在中弧面反问题计算过程中，虚拟移动速度采用如下公式计算得到：

其中，v_n表示中弧面法向虚拟移动速度，上标“+”和“-”分别表示支板叶型上表面和下表面，下标“n”表示法向分量，下标“new”表示更新后的值，Δp_s表示目标载荷，c、ρ、p分别表示反问题计算过程中流场的声速、密度和静压，将支板中弧面法向虚拟移动速度乘以一个虚拟时间步长，得到叶片中弧面虚拟位移，即：

Δs＝Δt·v_n(10)

其中，式中Δs为中弧面虚拟位移，Δt为虚拟时间步长，以壁面网格的第一层的当地时间步长作为虚拟时间步长，中弧面更新后将原始叶型厚度分布叠加到更新后的中弧面上，即可得到更新后的支板叶型几何；

当计算得到的支板出口旋流角分布满足预先给定的旋流角分布时，κ＝1，即目标载荷与实际计算载荷相等，支板几何停止更新，最终得到的支板几何即为满足给定出口旋流角的支板几何。

本发明的有益效果为采用本发明所述方法，对E3发动机Build1涡轮过渡流道实施一体化整流支板设计，在保证设计点气动性能基本不变的前提下，带一体化支板的涡轮过渡流道出口流场参数分布与原型涡轮过渡流道低压导叶出口流场参数基本一致，主要是出口马赫数以及出口旋流角分布基本一致。

附图说明

图1为本发明支板表面网格示意图。

图2为本发明任意展向截面支板通道示意图。

图3为本发明基于旋流角反方法的一体化整流支板设计基本流程图。

图4为本发明过渡流道出口旋流角分布图。

图5为本发明出口马赫数分布图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

本发明以E3发动机Build1涡轮过渡流道为工程实例实施一体化整流支板设计研究。首先对一体化整流支板进行初始设计，保证设计前后流量基本不变，为满足带一体化支板的过渡流道出口流场与原型流道出口流场吻合较好，采用本发明所发展的旋流角反方法对初始设计进行了改型设计。图1为本发明支板表面网格示意图，图2为本发明任意展向截面支板通道示意图，图3为本发明基于旋流角反方法的一体化整流支板设计基本流程图。

步骤1：首先采用三维叶型设计方法对一体化支板进行初始设计，即选定若干设计截面，在每一个设计截面进行设计与造型，最终通过积叠得到一体化支板的三维几何，初始设计需保证设计前后过渡流道流量误差小于0.1％，一体化支板初始设计前后流道出口流场参数分布必然存在一定偏差，为此在初始设计的基础上，将原型流道低压涡轮导叶出口旋流角分布作为预先给定的目标旋流角分布，基于旋流角反方法对初始设计的一体化支板实施改型设计，以期使得带一体化支板的涡轮过渡流道出口旋流角分布满足预先给定的目标旋流角分布；

一体化支板表面任一网格单元i所受合力表示为：

其中，F_i是表面任一网格单元i所受合力，和分别表示第i个网格单元支板上、下表面静压值，Δp_i表示第i个网格单元的压力载荷，A_i表示第i个网格单元的面积；

步骤2：以任意展向截面支板通道为基础，连接相邻支板叶型前缘与尾缘建立封闭控制体，对封闭控制体应用动量矩守恒方程，得到如下关系式：

其中，r_i为网格单元i所在半径，r₁为进口半径，r₂为出口半径，M为通道的流量，C_θ1为进口绝对速度的切向分量，C_θ2为出口绝对速度的切向分量，下标θ表示切向分量，公式(2)右边项简化为如下关系式：

其中，A_θi表示第i个网格单元的面积的切向分量，由式(1)和式(2)可得支板出口切向速度的表达式如下：

式(4)即为所建立的一体化支板出口切向速度与支板表面载荷关系式；

步骤3：为进一步确定预先给定旋流角与反问题计算过程中实际旋流角的相互联系，首先假设反问题计算已经收敛，以任意截面支板通道控制体为研究对象，反问题计算过程中与计算收敛时的动量矩方程表示为：

其中，表示满足预先给定旋流角的一体化支板所对应载荷，表示满足预先给定旋流角的一体化支板所对应的出口切向速度，将式(5)和式(6)相减，可得：

步骤4：对支板表面任意网格节点，令κ为支板载荷调整系数，由式(7)可得κ的表达式如下：

其中，α^spec和α分别表示预先给定的出口旋流角与反问题计算过程中实际出口旋流角，反问题计算过程中，由式(8)计算载荷调整系数κ，进而得到满足预先给定的出口旋流角的一体化支板表面目标载荷并进一步基于中弧面反问题计算方法进行支板几何更新，更新步骤如下：

在中弧面反问题计算过程中，虚拟移动速度采用如下公式计算得到：

其中，v_n表示中弧面法向虚拟移动速度，上标“+”和“-”分别表示支板叶型上表面和下表面，下标“n”表示法向分量，下标“new”表示更新后的值，Δp_s表示目标载荷，c、ρ、p分别表示反问题计算过程中流场的声速、密度和静压，将支板中弧面法向虚拟移动速度乘以一个虚拟时间步长，得到叶片中弧面虚拟位移，即：

Δs＝Δt·v_n(10)

其中，式中Δs为中弧面虚拟位移，Δt为虚拟时间步长，以壁面网格的第一层的当地时间步长作为虚拟时间步长，中弧面更新后将原始叶型厚度分布叠加到更新后的中弧面上，即可得到更新后的支板叶型几何；

当计算得到的支板出口旋流角分布满足预先给定的旋流角分布时，κ＝1，即目标载荷与实际计算载荷相等，支板几何停止更新，最终得到的支板几何即为满足给定出口旋流角的支板几何。

很明显，基于旋流角反方法的一体化支板设计实际上是通过调整支板表面目标载荷来改变支板对气流的切向作用力，进而不断修正涡轮过渡流道出口旋流角，最终使得反方法设计计算得到的出口旋流角分布满足预先给定的出口旋流角分布。

图4给出了涡轮过渡流道初始旋流角分布、预先给定的目标旋流角分布以及反方法改型设计后的旋流角分布比较。图5给出了Build1低压涡轮导叶出口马赫数分布与改型后的一体化支板出口马赫数分布比较。可以看出，反方法改型后的旋流角分布与预先给定的目标旋流角分布吻合很好，表明带一体化支板的涡轮过渡流道出口旋流角分布与原型低压涡轮导叶出口旋流角分布相一致，并且一体化支板出口马赫数分布与原型低压涡轮导叶出口马赫数分布也吻合很好。综上所述，基于旋流角反方法的一体化支板改型设计达到了预期设计意图。

表1 Build1与Design1总体性能比较

表1给出了一体化支板设计前后设计点工况流道总体性能比较，其中Build1为原型流道，Design1为一体化设计后的过渡流道。可以看出，一体化设计后设计点工况流道流量和总压恢复系数基本一致。