一种航空发动机进气畸变系统的设计方法

摘要

本发明涉及一种航空发动机进气畸变系统的设计方法，包括：确定畸变发生器的安装位置、安装方式、尺寸以及目标图谱；利用CFD仿真工具对畸变发生器进行仿真设计；根据仿真设计得到的畸变发生器的几何结构参数，加工得到其缩比模型件，并对缩比模型件进行实验；根据缩比模型件的实验结果，修正仿真设计；步骤5：重复上述步骤，直至缩比模型件的实验结果满足预设的条件，加工得到真实尺寸模型件，并对其进行实验验证，并基于真实尺寸模型件的实验结果修正仿真设计，完成畸变发生器的设计。本实施例的设计方法，基于CFD仿真和实验相结合，得到的航空发动机进气畸变系统可以更准确的模拟流体真实流动情况。

权利要求

1.一种航空发动机进气畸变系统的设计方法，其特征在于，包括：步骤1：确定畸变发生器的安装位置、安装方式、尺寸以及目标图谱；

步骤2：利用CFD仿真工具对畸变发生器进行仿真设计，所述畸变发生器为骨架、基网和畸变网的三层结构形式；所述步骤2包括：步骤2.1：对所述畸变网进行仿真气动设计，包括：

步骤a：将所述畸变网简化为多孔介质模型；

步骤b：构建畸变网阻力特性表格；

步骤c：根据所述目标图谱，对所述多孔介质模型的孔隙率进行迭代，得到产生所述目标图谱需要的孔隙率分布；

步骤d：根据所述孔隙率分布在所述畸变网阻力特性表格中进行查找，得到所述畸变网的尺寸；

步骤2.2：对所述畸变发生器进行结构设计；

步骤3：根据仿真设计得到的畸变发生器的几何结构参数，加工得到其缩比模型件，并对所述缩比模型件进行实验；

步骤4：根据所述缩比模型件的实验结果，修正仿真设计；

步骤5：重复步骤3‑步骤4，直至所述缩比模型件的实验结果满足预设的条件，对所述缩比模型件进行尺寸放大，加工得到真实尺寸模型件，并对所述真实尺寸模型件进行实验验证，基于所述真实尺寸模型件的实验结果修正仿真设计，完成畸变发生器的设计。

2.根据权利要求1所述的航空发动机进气畸变系统的设计方法，其特征在于，所述步骤b包括：步骤b1：通过改变多孔介质的粘性损失和惯性损失系数，对不同网格尺寸的畸变网进行模拟；

步骤b2：根据仿真计算得到不同网格尺寸的畸变网，得到气流来流速度与畸变网前后压降之间的关系曲线，对速度与压降之间的关系曲线拟合得到不同网格尺寸的畸变网对应的孔隙；

步骤b3：根据仿真计算得到不同网格尺寸的畸变网，得到畸变网丝径与网后压力损失的关系，以及多孔介质模型孔隙率与压力损失的关系，以建立不同网格尺寸的畸变网的丝间距与孔隙率之间的关系；

步骤b4：根据不同网格尺寸的畸变网对应的孔隙、不同网格尺寸的畸变网的丝间距与孔隙率之间的关系、畸变网丝径与网后压力损失的关系，以及多孔介质模型孔隙率与压力损失的关系，构建得到所述畸变网阻力特性表格。

3.根据权利要求1所述的航空发动机进气畸变系统的设计方法，其特征在于，所述步骤

2.2包括：

对所述骨架的截面形状以及基网的几何参数进行迭代设计，在每一轮迭代后采用有限元分析方法结合流固耦合分析方法，对所述畸变发生器进行强度校核，直至所述畸变发生器的强度满足预设的强度条件，停止迭代。

4.根据权利要求3所述的航空发动机进气畸变系统的设计方法，其特征在于，所述强度校核包括正常工作条件下的校核和喘振条件下的校核。

5.根据权利要求1所述的航空发动机进气畸变系统的设计方法，其特征在于，在步骤5中，若所述真实尺寸模型件的实验结果不满足预设的条件，根据所述真实尺寸模型件的实验结果对仿真设计进行修正，并根据修正结果再次进行真实尺寸模型件的实验验证，直至所述真实尺寸模型件的实验结果满足预设的条件，完成所述畸变发生器的设计。

说明书

一种航空发动机进气畸变系统的设计方法

技术领域

[0001] 本发明属于航空发动机实验系统技术领域，具体涉及一种航空发动机进气畸变系统的设计方法。

背景技术

[0002] 进气畸变实验是航空发动机稳定性评定中关键的一环。在进行进气畸变实验时，需要某种装置在地面实验台架上模拟产生气流畸变，这种装置可称为进气畸变系统。该进气畸变系统主要包括畸变发生器，畸变网是畸变发生器的重要组成部分，畸变网是一种能产生稳定总压畸变的畸变发生器，使用比较简单，经过校正之后，具备一定的通用性，可用于具有同一进气道/发动机结构的不同实验设备，可以较为精确的模拟出给定的畸变图谱，且畸变的稳态性能更好。

[0003] 随着计算机硬件能力的增强，计算流体力学(Computational Fluid Dynamic，CFD)方法通过数值求解流体运动的控制方程，能够较为准确地描绘出流体流动的特征和规律。与传统的试凑法设计畸变网结构相比，CFD凭借其低成本、高效率、易操作的优势现已成为研究流体运动的重要手段之一。但应用CFD仿真计算方法无法完全准确的模拟真实流动情况。

发明内容

[0004] 为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种航空发动机进气畸变系统的设计方法。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：

[0005] 本发明提供了一种航空发动机进气畸变系统的设计方法，包括：

[0006] 步骤1：确定畸变发生器的安装位置、安装方式、尺寸以及目标图谱；

[0007] 步骤2：利用CFD仿真工具对畸变发生器进行仿真设计；

[0008] 步骤3：根据仿真设计得到的畸变发生器的几何结构参数，加工得到其缩比模型件，并对所述缩比模型件进行实验；

[0009] 步骤4：根据所述缩比模型件的实验结果，修正仿真设计；

[0010] 步骤5：重复步骤3‑步骤4，直至所述缩比模型件的实验结果满足预设的条件，对所述缩比模型件进行尺寸放大，加工得到真实尺寸模型件，并对所述真实尺寸模型件进行实验验证，基于所述真实尺寸模型件的实验结果修正仿真设计，完成畸变发生器的设计。

[0011] 在本发明的一个实施例中，所述畸变发生器为骨架、基网和畸变网的三层结构形式。

[0012] 在本发明的一个实施例中，所述步骤2包括：

[0013] 步骤2.1：对所述畸变网进行仿真气动设计；

[0014] 步骤2.2：对所述畸变发生器进行结构设计。

[0015] 在本发明的一个实施例中，所述步骤2.1包括：

[0016] 步骤a：将所述畸变网简化为多孔介质模型；

[0017] 步骤b：构建畸变网阻力特性表格；

[0018] 步骤c：根据所述目标图谱，对所述多孔介质模型的孔隙率进行迭代，得到产生所述目标图谱需要的孔隙率分布；

[0019] 步骤d：根据所述阻力分布在所述畸变网阻力特性表格中进行查找，得到所述畸变网的尺寸。

[0020] 在本发明的一个实施例中，所述步骤b包括：

[0021] 步骤b1：通过改变多孔介质的粘性损失和惯性损失系数，对不同网格尺寸的畸变网进行模拟；

[0022] 步骤b2：根据仿真计算得到不同网格尺寸的畸变网，得到气流来流速度与畸变网前后压降之间的关系曲线，对速度与压降之间的关系曲线拟合得到不同网格尺寸的畸变网对应的孔隙；

[0023] 步骤b3：根据仿真计算得到不同网格尺寸的畸变网，得到畸变网丝径与网后压力损失的关系，以及多孔介质模型孔隙率与压力损失的关系，以建立不同网格尺寸的畸变网的丝间距与孔隙率之间的关系；

[0024] 步骤b4：根据不同网格尺寸的畸变网对应的孔隙、不同网格尺寸的畸变网的丝间距与孔隙率之间的关系、畸变网丝径与网后压力损失的关系，以及多孔介质模型孔隙率与压力损失的关系，构建得到所述畸变网阻力特性表格。

[0025] 在本发明的一个实施例中，所述步骤2.2包括：

[0026] 对所述骨架的截面形状以及基网的几何参数进行迭代设计，在每一轮迭代后采用有限元分析方法结合流固耦合分析方法，对所述畸变发生器进行强度校核，直至所述畸变发生器的强度满足预设的强度条件，停止迭代。

[0027] 在本发明的一个实施例中，所述强度校核包括正常工作条件下的校核和喘振条件下的校核。

[0028] 在本发明的一个实施例中，在步骤5中，若所述真实尺寸模型件的实验结果不满足预设的条件，根据所述真实尺寸模型件的实验结果对仿真设计进行修正，并根据修正结果再次进行真实尺寸模型件的实验验证，直至所述真实尺寸模型件的实验结果满足预设的条件，完成所述畸变发生器的设计。

[0029] 与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

[0030] 1.本发明的航空发动机进气畸变系统的设计方法，利用CFD仿真计算工具完成畸变发生器的设计，然后进行验证实验，基于实验结果对仿真设计进行修正，得到的航空发动机进气畸变系统可以更准确的模拟流体真实流动情况；

[0031] 2.本发明的航空发动机进气畸变系统的设计方法，将畸变发生器简化为多孔介质区域的处理技术，在气动参数寻优设计中，极大地减少了计算网格规模，提高了CFD计算效率；

[0032] 3.本发明的航空发动机进气畸变系统的设计方法，首先针对气动参数进行优化，只在气动特性满足要求后再对相应畸变发生器结构强度进行耦合分析校核，这样可极大减少计算工作量。

[0033] 上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。

附图说明

[0034] 图1是本发明实施例提供的一种航空发动机进气畸变系统的设计方法的示意图；

[0035] 图2是本发明实施例提供的一种航空发动机进气畸变系统的设计方法的流程图；

[0036] 图3是本发明实施例提供的仿真设计流程图；

[0037] 图4是本发明实施例提供的畸变发生器的结构示意图。

具体实施方式

[0038] 为了进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及具体实施方式，对依据本发明提出的一种航空发动机进气畸变系统的设计方法进行详细说明。

[0039] 有关本发明的前述及其他技术内容、特点及功效，在以下配合附图的具体实施方式详细说明中即可清楚地呈现。通过具体实施方式的说明，可对本发明为达成预定目的所采取的技术手段及功效进行更加深入且具体地了解，然而所附附图仅是提供参考与说明之用，并非用来对本发明的技术方案加以限制。

[0040] 实施例一

[0041] 请结合参见图1和图2，图1是本发明实施例提供的一种航空发动机进气畸变系统的设计方法的示意图；图2是本发明实施例提供的一种航空发动机进气畸变系统的设计方法的流程图。如图所示，本实施例的航空发动机进气畸变系统的设计方法，其特征在于，包括：

[0042] 步骤1：确定畸变发生器的安装位置、安装方式、尺寸以及目标图谱；

[0043] 在本实施例中，畸变发生器的结构如图4所示，图4是本发明实施例提供的畸变发生器的结构示意图，本实施例的畸变发生器采用骨架、基网和畸变网的三层结构形式。

[0044] 步骤2：利用CFD仿真工具对畸变发生器进行仿真设计；

[0045] 具体地，请参见图3，图3是本发明实施例提供的仿真设计流程图，如图所示，步骤2包括：

[0046] 步骤2.1：对畸变网进行仿真气动设计；

[0047] 步骤2.2：对畸变发生器进行结构设计。

[0048] 合格的进气畸变发生器设计需同时满足气动及强度的要求，但是，结构强度对气动参数的影响较小，因此，在本实施例中，首先针对气动参数进行优化，只在气动特性满足要求后再对相应畸变发生器结构强度进行耦合分析校核，这样可极大减少计算工作量。

[0049] 具体地，步骤2.1包括：

[0050] 步骤a：将畸变网简化为多孔介质模型；

[0051] 步骤b：构建畸变网阻力特性表格；

[0052] 在本实施例中，畸变网阻力特性表格包括畸变网的丝径、丝间距和多孔介质模型孔隙率之间的映射关系。

[0053] 步骤c：根据目标图谱，对多孔介质模型的孔隙率进行迭代，得到产生目标图谱需要的孔隙率分布；

[0054] 步骤d：根据阻力分布在畸变网阻力特性表格中进行查找，得到畸变网的尺寸，其中畸变网的尺寸包括畸变网的丝径和丝间距。

[0055] 在本实施例中，构建畸变网阻力特性表格包括：

[0056] 步骤b1：通过改变多孔介质的粘性损失和惯性损失系数，对不同网格尺寸的畸变网进行模拟；

[0057] 步骤b2：根据仿真计算得到不同网格尺寸的畸变网，得到气流来流速度与畸变网前后压降之间的关系曲线，对速度与压降之间的关系曲线拟合得到不同网格尺寸的畸变网对应的孔隙；

[0058] 步骤b3：根据仿真计算不同网格尺寸的畸变网，得到畸变网丝径与网后压力损失的关系；仿真计算多孔介质模型孔隙率与压力损失的关系，以建立不同网格尺寸的畸变网的丝间距与孔隙率之间的关系；

[0059] 步骤b4：根据不同网格尺寸的畸变网对应的孔隙、不同网格尺寸的畸变网的丝间距与孔隙率之间的关系、畸变网丝径与网后压力损失的关系，以及多孔介质模型孔隙率与压力损失的关系，构建得到畸变网阻力特性表格。

[0060] 在本实施例中，将畸变发生器简化为多孔介质区域的处理技术，在气动参数寻优设计中，极大地减少了计算网格规模，提高了CFD计算效率。

[0061] 进一步地，步骤2.2包括：对骨架的截面形状以及基网的几何参数进行迭代设计，在每一轮迭代后采用有限元分析方法结合流固耦合分析方法，对畸变发生器进行强度校核，直至畸变发生器的强度满足预设的强度条件，停止迭代。

[0062] 在本实施例中，该预设的强度条件即进气畸变系统的设计目标要求。

[0063] 在本实施例中，强度校核包括正常工作条件下的校核和喘振条件下的校核。

[0064] 步骤3：根据仿真设计得到的畸变发生器的几何结构参数，加工得到其缩比模型件，并对缩比模型件进行实验；

[0065] 在本实施例中，畸变发生器的几何结构参数包括畸变网的尺寸(畸变网的空隙率、网格尺寸、畸变网的丝间距和丝径)以及骨架的截面形状以及基网的几何参数。

[0066] 步骤4：根据缩比模型件的实验结果，修正仿真设计；

[0067] 步骤5：重复步骤3‑步骤4，直至缩比模型件的实验结果满足预设的条件，对缩比模型件进行尺寸放大，加工得到真实尺寸模型件，并对真实尺寸模型件进行实验验证，基于真实尺寸模型件的实验结果修正仿真设计，完成畸变发生器的设计。

[0068] 在本实施例中，缩比模型件的实验结果满足预设的条件为：畸变强度、畸变范围满足目标要求，畸变指数与目标指数误差小于1％。

[0069] 需要说明的是，在步骤5中，若真实尺寸模型件的实验结果不满足预设的条件，根据真实尺寸模型件的实验结果对仿真设计进行修正，并根据修正结果再次进行真实尺寸模型件的实验验证，直至真实尺寸模型件的实验结果满足预设的条件，完成畸变发生器的设计。

[0070] 在本实施例中，真实尺寸模型件的实验结果满足预设的条件为畸变强度、畸变范围满足目标要求，畸变指数与目标指数误差小于1％。

[0071] 本实施例的航空发动机进气畸变系统的设计方法，利用CFD仿真计算工具完成畸变发生器的设计，然后进行验证实验，基于实验结果对仿真设计进行修正，得到的航空发动机进气畸变系统可以更准确的模拟流体真实流动情况。

[0072] 本实施例的航空发动机进气畸变系统的设计方法，是一种基于仿真计算和实验验证相结合的畸变发生器设计方法，根据给定畸变图谱，完成了畸变发生器的设计，并经过实验验证后表明所设计的畸变发生器畸变效果满足目标要求，畸变指数与目标指数误差小于1％，畸变发生器强度符合安全要求。

[0073] 应当说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。

[0074] 以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。