基于改进温度评估模型的叶片冷却性能分析_黄聪聪.pdf
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1、文章编号:1000-8055(2023)04-0816-14doi:10.13224/ki.jasp.20210530基于改进温度评估模型的叶片冷却性能分析黄聪聪1,2,4,徐国强1,2,3,闻洁2,3,4,庄来鹤1,2,4,孙京川2,3,4(1.北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191;2.北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室,北京100191;3.北京航空航天大学航空发动机研究院,北京100191;4.北京航空航天大学杭州创新研究院(余杭),杭州311100)摘要:为适应航空发动机涡轮冷却技术的发展趋势,在传统叶片温度评估模型的基础上加以改进,提出了适用于内外耦合
2、涡轮叶片的温度评估模型。将改进后的温度评估模型嵌入到发动机整机热力性能计算模型中,对飞机/发动机系统耦合分析,研究了 F-16 战机在典型飞行任务和飞行包线内高压涡轮导叶的冷却性能。结果表明:在全飞行任务下进行分析时,叶片在实用升限、起飞及大爬升率工况下叶片工作热环境恶劣,叶片易超温;叶片表面温度沿径向为增长趋势,在叶顶处达到最大值。在全飞行包线内进行分析时,叶片表面温度随高度变化明显;包线内高空低马赫数区域叶片的最高温度和承受的热应力最大,叶片最高温度可达1342K;高空低马赫数区域的综合冷却效率与包线内的最高冷却效率相比,降低了 34.2%,叶片冷却性能下降明显。在进行模型参数敏感性分析时
3、,与基准方案相比,当输入参数改变相同比例,改变冷气进口温度对叶片温度的影响最为显著。关键词:温度评估模型;发动机热力计算;典型飞行任务;叶片表面温度;高压涡轮叶片中图分类号:V235.13文献标志码:AAnalysisofbladecoolingperformancebasedonimprovedtemperatureassessmentmodelHUANGCongcong1,2,4,XUGuoqiang1,2,3,WENJie2,3,4,ZHUANGLaihe1,2,4,SUNJingchuan2,3,4(1.SchoolofEnergyandPowerEngineering,Beihang
4、University,Beijing100191,China;2.NationalKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonAero-EngineAero-thermodynamics,BeihangUniversity,Beijing100191,China;3.ResearchInstituteofAero-Engine,BeihangUniversity,Beijing100191,China;4.HangzhouInnovationInstitute(Yuhang),BeihangUniversity,Hangzhou311100,China)Abstr
5、act:Inordertomeetthedevelopmenttrendofaero-engineturbinecoolingtechnology,basedonthetraditionalbladetemperatureevaluationmodel,animprovedmodelsuitableforinternalandexternalcoupledturbinebladeswasproposed.Theimprovedtemperatureevaluationmodelwasembeddedintotheenginethermalperformancecalculationmodel.
6、AndthecoolingperformanceofthehighpressureturbineguidevaneofF-16fighterwithintypicalflightmissionsandflightenvelopewasstudiedthroughthe收稿日期:2021-09-22基金项目:国家重大科技专项(2017-0003-0027)作者简介:黄聪聪(1998),女,硕士生,主要从事航空发动机综合热管理方面的研究。通信作者:闻洁(1964),女,研究员,博士,主要从事传热传质、发动机整机综合热管理和发动机高温部件冷却方面的研究。E-mail:引用格式:黄聪聪,徐国强,闻洁,
7、等.基于改进温度评估模型的叶片冷却性能分析J.航空动力学报,2023,38(4):816-829.HUANGCongcong,XUGuoqiang,WENJie,etal.AnalysisofbladecoolingperformancebasedonimprovedtemperatureassessmentmodelJ.JournalofAerospacePower,2023,38(4):816-829.第38卷第4期航空动力学报Vol.38No.42023年4月JournalofAerospacePowerApr.2023couplinganalysisofaircraftandengin
8、e.Resultsshowedthat:whenanalyzedonthewholeflightmission,undertheconditionsofpracticalliftlimit,take-offandhighclimbrate,thebladeworkedinbadthermalenvironmentandwaspronetooverheat;thebladesurfacetemperatureincreasedalongtheradialdirectionand reached the maximum value at the blade tip.When analyzed in
9、 the flight envelope,the bladetemperaturechangedobviouslywiththeheight;themaximumtemperatureandthermalstressofthebladeinthehighaltituderegionwithlowMachnumberwerethelargest,andthemaximumtemperatureoftheblade can reach 1342 K;compared with the highest cooling efficiency in flight envelope,thecomprehe
10、nsive cooling efficiency in the high altitude region with low Mach number was reducedobviously by 34.2%.When conducting sensitivity analysis of model parameters,compared with thebenchmark scheme,when the input parameters changed by the same proportion,changing the inlettemperatureofcoolairhadthemost
11、significanteffectonbladetemperature.Keywords:temperatureevaluationmodel;enginethermalcalculation;typicalflightmission;bladesurfacetemperature;highpressureturbineblade提高推力和热效率始终是航空发动机设计者所追求的目标,热力学指出提高涡轮前温度是提升航空发动机推力的有效措施。近年来,先进航空发动机的发展趋势也很好的体现了这一规律。图 1 是近年来航空发动机涡轮前温度的变化趋势,由此可以看出涡轮前温度逐渐升高,已经远高于叶片金属的承受
12、温度。比如装配在空客 A380 上的 Trent900 航空发动机,在起飞时的涡轮前温度已经高达 1850K,远远超过制造叶片所用的高温合金材料的工作最大许用温度 1370K1。1960198020002020100015002000冷却带来的温度升高叶片材料耐温水平涡轮前平均温度涡轮前温度/K年代图1航空发动机涡轮前温度的变化趋势Fig.1Variationtrendofaeroengineturbinefronttemperature涡轮前温度的提高增大了叶片的负荷,也进一步对涡轮叶片的冷却技术提出了新的挑战。涡轮叶片冷却技术的发展已有六七十年的历史。在 20 世纪 50 年代,气冷叶片是
13、航空发动机涡轮叶片的主要结构形式;到 20 世纪 60 年代,主要采用简单的单通道内部对流冷却;70 年代中期发展至今,采用了气膜冷却和对流冲击冷却相结合的综合冷却技术,还采用了热障涂层、发散冷却等冷却方式2。多种冷却方式的综合应用进一步提升了涡轮叶片的承温能力,但也给涡轮叶片的设计和温度评估提出了更高的要求。因此,如何快速准确地对涡轮叶片温度进行评估,从而指导涡轮叶片冷却结构设计和冷气量分配,成了国内外学者们重点研究的课题。在众多的温度评估模型中,最为经典的两种模型是由 Halls3提出的半经验法模型和 Ainley4提出的解析法模型。半经验法模型的提出是基于“理想叶片”的假设5,假定涡轮叶
14、片温度均匀,不考虑叶片厚度,应用能量守恒和传热学规律列出稳态情况下的传热量方程,求解得到对应的叶片温度,该模型主要应用于对流冷却的叶片,并没有考虑气膜冷却和热障涂层的影响。后来 Torbidoni等6在半经验模型以及气冷叶片半经验数据的基础上,建立了新的叶片冷却模型,并且引入了Z参数来评估叶片内部几何形状对冷却性能的影响。Wilcock等7也在半经验模型的基础上加以改进,将完全理想的叶片半理想化,考虑了叶片内外壁温度的不同以及热障涂层和气膜冷却的影响,通过引入叶片内部冷却效率、气膜冷却效率等参数,避免了求解难以确定的传热系数以及叶片几何数据等,得到了含有 6 个参数的评估叶片综合冷却效果的表达
15、式。与上述半经验法模型有所不同,解析法对温度的评估并不依靠经验数据。Ainley4在 1957 年提出解析法模型,将涡轮叶片的热传导简化成纯导热问题,忽略了气膜冷却和叶片内部的对流传热,成功得到了冷气温度和叶片温度沿径向的解析式。在解析法模型的基础上,有很多科研工作者做了大量研究,并对此模型进行了改第4期黄聪聪等:基于改进温度评估模型的叶片冷却性能分析817进。其中比较著名的是 Consonni8做出的改进,把涡轮叶片当作交叉流换热器来处理。他考虑了叶片厚度的影响,并把不易测得的叶片的几何参数等数据用冷却水平参数 Z 来衡量,最终可以得到叶片内外壁面温度沿高度的分布,计算得到为指数型分布9。C
16、onsonni 提出的模型虽然考虑了对流换热,但并没有考虑气膜冷却和热障涂层的影响,并且仍然沿用了 Ainley 对于进口温度均匀的假设,与叶片实际情况存在差异。叶片评估模型对温度的评估是基于发动机涡轮叶片的真实工况。发动机作为飞机的核心部件系统,本身是一个技术高度密集的产品,包含进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管等几大部件10。各个部件之间协同工作,相互影响。进气道的工作状况会对压气机、燃烧室等部件产生影响,压气机喘振又会传递到进气道及燃烧室等部件,燃烧室的不稳定也会影响到涡轮,对整个发动机性能产生影响。所以,研究叶片的冷却性能,需要明确工况下发动机的性能参数变化规律。其中发动机的总体性能
17、,可以利用数学模型以及先进的计算机建模技术建立精确的发动机各个部件的气动热力学模型。飞机执行不同的飞行任务,进而对发动机在不同工况下的总体性能提出了不同的需求,比如推力。这些需求直接影响发动机各部件的工作条件,影响涡轮叶片的性能。因此,评估真实工况下的涡轮叶片温度,需要结合飞机和发动机耦合系统共同分析,应用温度评估模型,结合发动机性能需求评估不同工况下的叶片冷却性能。由上述分析可知,在叶片温度评估模型方面,随着航空发动机涡轮叶片冷却技术的发展,多种冷却方式的综合运用将成为常态。传统的温度评估模型只考虑单一导热或对流换热已经不能满足当下的温度评估需求。在系统分析方面,随着战斗机飞行条件的变化,飞
18、行高度、马赫数等参数势必会影响发动机性能和叶片温度,目前关于完整飞行任务下的飞机/发动机耦合系统的叶片冷却性能分析较为缺乏。针对上述问题,本文在传统叶片评估模型的基础上进行改进,提出了可以适用于内外耦合涡轮叶片的温度评估模型;并将该模型嵌入发动机热力参数计算模型中,对 F-16 飞机/发动机耦合系统进行分析,评估在全飞行任务和飞行包线下不同工况的涡轮叶片冷却性能。1发动机热力性能仿真模型飞机在不同阶段飞行任务要求不同,导致飞机发动机所处状态不同。图 2 所示为发动机热力性能仿真模型的概念图。为了计算在特定飞行任务下发动机各部件的热力状态,引入了航空发动机热力参数计算模型,用来计算发动机在设计点
19、以及非设计点的飞行性能;此外,为了实时获得特定工况下的涡轮叶片温度,在仿真系统中引入了一种改进的叶片温度评估模型,对全飞行任务中的冷气的热保护性能及叶片的冷却性能进行评估。发动机热力性能仿真模型飞行任务要求温度结果输出热力参数发动机热力参数计算模型改进叶片温度评估模型图2发动机热力系统仿真模型Fig.2Simulationmodelofenginethermodynamicsystem全飞行任务中叶片冷却性能的评估流程如图 3 所示。首先,明确不同飞行任务下的需求推力 Freq;进而应用发动机热力参数计算模型得到满足特定推力要求的涡轮前温度 Tt4以及冷气流量等热力参数;最后将上述得到的热力参
20、数以及叶片几何等相关参数作为改进叶片温度评估模型的输入,从而得到在该飞行任务下的叶片温度分布,进一步分析叶片冷却性能。1.1热力参数计算模型航空发动机的工作过程十分复杂,涉及到气体动力、热力工作过程以及机械结构控制等多方面。在进行热力参数计算时,选取的发动机模型为双转子小涵道比混合排气涡扇发动机。为了简化计算难度,对模型进行了一定的假设,具体如下:1)假设流经发动机的气流是理想气体或者理想气体的混合气体,流体的黏性力忽略不计。2)假设流经发动机的气流是定常流动,忽略进气畸变、旋转失速等非定常流动对发动机性能产生的影响。3)假设气流在发动机每个部件的进、出口截面以及每一轴向截面流动均是一维流动。
21、基于上述假设,建立混排涡扇发动机的物理模型10如图 4 所示,并对发动机的特征截面进行了编号,具体含义如表 1 所示。818航空动力学报第38卷在进行热力参数计算时,按照上述发动机流路从前到后依次进行截面参数的计算。如图 5 所示,通过发动机部件的特性将性能参数从部件进口截面传递到出口截面,各个部件参数的传递有流量、总温和总压的传递。1.2计算模型精度验证将文献 11 中提及的 F-119 发动机公开的设计点及非设计点循环参数作为输入参数,分别利用 GASTURB 软件及本研究采用的热力计算程序计算该发动机性能,以验证本研究所采用的热力计算程序的计算精度。其中设计点和非设计点的表1特征截面Ta
22、ble1Characteristicofsection编号截面含义编号截面含义0-0远前方来流44-44高压涡轮出口1-1进气道进口45-45低压涡轮转子进口2-2风扇进口5-5低压涡轮出口13-13风扇出口6-6混合室主流进口25-25高压压气机进口16-16混合室外涵气流进口3-3高压压气机出口6A-6A加力燃烧室进口31-31燃烧室进口7-7尾喷管进口4-4燃烧室出口8-8尾喷管喉道41-41高压涡轮转子进口9-9尾喷管出口开始明确不同飞行任务需求推力Freq输入发动机的初始独立变量计算发动机总推力FcalFcal=Freq调整Tt4热力参数计算模型否是获得评估模型所需的进口热力参数温度
23、评估模型输入叶片几何参数结束计算叶片沿径向的温度分布输出叶片最高温度、温差、综合冷却效果等 图3飞行任务下叶片冷却性能评估流程Fig.3Evaluationprocessofbladecoolingperformanceunderflightmission外涵道高压压气机主燃烧室高压涡轮低压涡轮混合室加力燃烧室尾喷管进气道风扇01213253 314 4144 455 6166A789注:图中数据代号为特征截面编号。图4混排涡扇发动机物理模型Fig.4Physicalmodelofmixedflowturbofan部件特性进口出口图5截面参数传递示意图Fig.5Schematicdiagram
24、ofsectionparameterstransferprocess第4期黄聪聪等:基于改进温度评估模型的叶片冷却性能分析819计算输入参数如表 2 所示,计算结果如表 3、表 4所示,其中 Ma 表示马赫数,H 表示高度。表2F-119 发动机循环参数Table2CycleparametersoftheF-119engine循环参数设计点(H=0km、Ma=0)非设计点(H=11km、Ma=1.5)换算空气流量/(kg/s)126125.52涵道比0.30.298风扇压比4.54.5风扇效率0.850.8549压气机压比5.85.786压气机效率0.860.8613涡轮前温度/K186020
25、11高压涡轮效率0.870.875低压涡轮效率0.880.8845高压导叶引气比例/%1212高压动叶引气比例/%7.27.2低压导叶引气比例/%5.55.5飞机系统引气比例/%11表3F-119 发动机设计点验证Table3ValidationoftheF-119enginedesignpoints参数设计点(H=0km、Ma=0)文献 11计算值GASTURB推力/kN105.5105.0105.5耗油率/(kg/(Nh)0.08370.08660.0836高压涡轮膨胀比2.6602.8202.719低压涡轮膨胀比2.1102.1022.072喉道面积/m20.24480.25010.24
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