专利名称：：一种考虑空气系统气源引气的压气机时间推进通流方法
技术领域：
：本发明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。
背景技术：
：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1718%。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"EffectsofBleedAirExtractiononThrustLeveloftheF404-GE-400TurbofanEngine",NASATM-104247与B.E,Alison的"TheEffectsofCompressorSeventh-stageBleedAirExtractiononPerformanceoftheF100-PW-220AfterburningTurbofanEngine",NASACR-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发明。
发明内容本发明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。本发明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0.40.6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。本发明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。本发明的优点在于(l)本发明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，本发明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。图1本发明的考虑空气系统气源引气的压气机时间推进通流方法流程图。图2本发明的时间推进通流设计中空气系统气源引气的边界条件处理示意图。图3本发明的考虑引气的压气机时间推进通流设计结果流场图。图中A.现有的压气机设计流程B.本发明对设计体系的改进1.压气机机匣2.压气机轮毂C.引气位置&引气面积Vb.合成引气速度6.引气角度Vz.边界的切向速度Vn.边界的法向速度D.无引气流场流线图E.引气流场流线图具体实施方式为更清楚地描述本发明，本具体实施方式以一台高压压气机设计方案为例，结合附图对本发明作进一步的说明。本发明实例为一台七级高压压气机，设计流量91.2kg/s，设计压比6.0，设计效率0.S5，叶尖切线速度450m/s,进口轮毂比0.72。压气机的流道几何形状，如图3。(1)根据飞机和发动机的总体指标，考虑多级压气机中间级引气用作发动机热端部件冷却的功能，按照气流自身的压力驱动完成输送的要求，根据气源和用户端的压力关系选择高压压气机第三级末机匣作为气源位置，从而得到引气的特征参数。(2)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。在引气位置处，第三级静子和第四级转子之间有9个轴向计算站，引气面积为叶排轴向网格间距的0.40.6倍，故引气面积选择中间5站。根据空气系统对气源的需求，发动机热端部件冷却需要从压气机中间级引出的气流量为5%，故本具体实施方式设定气源的引气量为5%。根据引气量和引气面积计算引气速度。引气角度的考虑暗含在弓l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。(3)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。实施效果表1考虑引气的压气机时间推进通流设计结果<table>tableseeoriginaldocumentpage7</column></row><table>从实施效果以及考虑引气的压气机时间推进通流设计结果图(图3)可以看出，考虑引气的压气机时间推进通流流场的计算较为可信，压气机出口流量减小了5.106%,与设计引气量相符。引气使得通流流场在引气区域附近的主流产生明显的径向流动。引气区域下游主流流量减小，在恒定面积的下游主流流道内，流量不足产生的压力梯度使流动膨胀，最终改变弓I气下游叶排和级的进口条件。通过应用本发明，将满足发动机热端部件冷却所需的空气系统气源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)融入了该七级高压压气机的时间推进通流设计。权利要求1、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。2、根据权利要求1所述的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。3、根据权利要求1所述的考虑空气系统气源引气的压气机时间推进通流方法，其特征在于所述步骤(3)的气源引气特征参数中，引气结构考虑为周向槽引气，不考虑引气槽通道的影响。4、根据权利要求1所述的考虑空气系统气源引气的压气机时间推进通流方法，其特征在于所述步骤(3)的气源引气特征参数中，弓l气面积由引气边界条件作用的轴向网格区域限定，为叶排轴向网格间距的0.40.6倍。5、根据权利要求1所述的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。6、根据权利要求1所述的考虑空气系统气源引气的压气机时间推进通流方法，其特征在于所述步骤(3)的气源引气特征参数中，弓l气速度由弓l气量和弓l气面积决定。7、根据权利要求1所述的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，由流场中沿引气端壁的切向速度和弓l气给定的沿引气端壁法向的弓l气速度合成。全文摘要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。文档编号G06F17/50GK101567024SQ20091008416公开日2009年10月28日申请日期2009年5月21日优先权日2009年5月21日发明者侯安平,盛周,巍袁,斌赵申请人:北京航空航天大学