一种直接分区的燃气主流和盘腔二次流耦合计算方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及计算流体力学和湍流数值模拟领域，尤其是航空发动机或燃气轮机中涡轮部件的燃气主流和盘腔二次流耦合问题的数值计算方法。
【背景技术】
[0002]航空发动机和燃气轮机是一类重要的工业装备，其核心机包括高压压气机、燃烧室和高压涡轮三大部件。如图1所示，单级高压涡轮由静止的导叶3和旋转的动叶4两个叶片排构成，燃烧室出口的高温高压燃气经导叶3导流后以合适的角度冲击动叶4旋转做功，构成了燃气的主流通道I。支承导叶3和动叶4的结构分别被称为静子盘5和转子盘6，二者之间的腔体被称为转静盘腔2，由于转子盘6同动叶4 一起旋转，其泵效应和轮缘间隙7内外的压差都可能使得主流通道I中的高温燃气进入转静盘腔2，侵入盘腔的燃气会导致涡轮盘过热，引起部件热疲劳，减少转子寿命。为了维持转静盘腔2的正常工作，一方面，在轮缘间隙7位置设计恰当的封严结构，减少间隙内外的气流交换；另一方面，来自压气机的低温冷气一部分被引入盘腔，对涡轮盘进行冷却，而后经轮缘间隙7进入主流，转静盘腔2内部的流动被称为盘腔二次流。
[0003]在过去相当长的时间里，学术界和工业界都将燃气主流流动和盘腔二次流动当做两个独立的对象进行分析，随着研宄的不断深入，人们逐渐认识到:燃气主流和盘腔二次流是一个复杂的耦合流动系统，二者之间存在着强烈的相互作用，要想进一步提高涡轮部件的性能和寿命，就必须将它们作为一个整体进行考虑。随着计算机运算速度和存储容量的不断提高以及计算流体力学技术的不断发展，采用数值模拟方法对复杂流动问题进行模拟逐渐成为可能，数值计算也和实验测试、理论分析并列成为研宄流体力学问题的三大技术途径之一，用数值方法研宄燃气主流和盘腔二次流耦合问题则成为一个自然而然的思路。
[0004]由于雷诺数较高，主流通道I和转静盘腔2内部的流动都是湍流流动，如果选择工程上应用最为广泛的定常雷诺平均方法对该耦合问题进行模拟，则涉及到湍流模型的选取:众所周知，不同湍流模型的适用范围并不相同，其选择可能对计算结果的精度产生第一位的影响。已有的大量研宄表明，对于燃气主流和盘腔二次流动，在其他参数不变的前提下，获取最佳仿真结果所选用的湍流模型往往是不同的，这就带来了一个问题，当我们对上述耦合流动进行模拟时，宄竟该依据什么标准选择哪一个湍流模型呢？在目前阶段，不同研宄者所做的选择并不相同:例如《The Influence of HPT Forward Disc CavityPlatform Axial Overlap Geometry on Mainstream Ingest1n)) (ASME 叶轮机会议，2012年，论文编号GT2012-68429)中选取了一方程的Spalart-Allmaras模型(简称S-A模型)进行親合计算，而《Numerical Investigat1n of the Interact1n Between UpstreamPurge Flow and Mainstream in a Highly-Loaded Turbine)) (ASME 叶轮机会议，2014 年，论文编号GT2014-25501)中则选取了两方程的剪切应力输运k_ ω模型(简称SST k-ω模型)。上述处理方案虽然都可以得到某一精度的计算结果，但由于所选取的湍流模型只适合耦合流场中的部分区域，因而无法获取最佳的预测精度，如何改进计算方法，提高仿真结果的质量，显然是值得认真研宄的问题。
【发明内容】
[0005]本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种直接分区的燃气主流和盘腔二次流耦合计算方法。利用该方法，可以在燃气主流区和盘腔二次流区域分别使用不同的但却最适合各自区域的湍流模型，以此提高耦合仿真结果的精度。
[0006]本发明的一种直接分区的燃气主流和盘腔二次流耦合计算方法，如图2所示，具体包括下列步骤:
[0007]步骤一:对某个祸轮部件，确定親合计算的计算域，包括主流通道I的进口、出口和掺混面位置，转静盘腔2的进口位置，以及主流通道I和转静盘腔2的耦合界面位置，耦合界面通常设置在轮缘间隙7处，且应该保证掺混面和耦合界面不相交。
[0008]步骤二:选用网格生成软件分别生成主流通道I和转静盘腔2的计算网格，网格质量应满足步骤三所述计算流体力学软件及所选湍流模型的要求，沿耦合界面两侧的网格应尽量保证匹配。
[0009]步骤三:选用计算流体力学软件，分别完成燃气主流流动和盘腔二次流动模拟的参数设置，包括湍流模型、数值格式、边界条件、流场初始化等内容。
[0010]步骤四:根据燃气主流和盘腔二次流模拟所选用湍流模型的不同，沿耦合界面进行流场数据和湍流数据的交换，完成耦合界面边界条件的更新。
[0011]步骤五:运行计算流体力学软件，分别对燃气主流流动和盘腔二次流动进行指定步数的定常模拟。
[0012]步骤六:判断两个区域的流场是否收敛，如果均满足收敛条件，则进行步骤七，否则跳转至步骤四执行。
[0013]步骤七:親合计算结束，保存计算结果。
[0014]本发明的优点在于:
[0015]相比使用单一湍流模型进行模拟的方法，本发明的直接分区耦合方法可以在燃气主流和盘腔二次流区域使用不同但却最适合该区域的湍流模型，提高了耦合仿真结果的精度，可改进现有航空发动机或燃气轮机涡轮部件的工程设计流程，缩短设计周期。
【附图说明】
[0016]图1是尚压祸轮部件的不意图。
[0017]图2是直接分区耦合计算方法的流程图。
【具体实施方式】
[0018]针对某具体的高压涡轮部件，本发明技术方案在实现时包括如下步骤:
[0019]步骤1:采用商业软件Fluent对燃气主流和盘腔二次流分别进行模拟，评估不同湍流模型的预测精度，通过比较发现，对燃气主流S-A模型具有最好的预测精度，对盘腔二次流SST k-ω模型的表现最优，基于此，在分区耦合计算中，燃气主流和盘腔二次流区域分别选择S-A模型和SST k-ω模型。
[0020]步骤2:使用Python语言、结合商业软件Fluent的用户自定义函数(UDF)开发分区耦合仿真平台，Fluent的调用、耦合界面的数据交换、收敛的判断等均通过耦合仿真平台进行控制。
[0021]步骤3:对高压涡轮部件，确定耦合计算的计算域，将耦合界面设置在轮缘间隙最小的位置，用商业软件IGG/Autogrid生成计算网格，耦合界面两侧的网格保持匹配。
[0022]步骤4:在Fluent中完成燃气主流和盘腔二次流模拟的参数设置。
[0023]具体为:
[0024](I)燃气主流区的湍流模型为S-A模型，主流进口给定总温、总压和气流角，主流出口给定背压，耦合界面为速度进口，相关参数通过UDF进行设置。
[0025](2)盘腔二次流区域的湍流模型为SST k-ω模型，进口给定流量，耦合界面为压力出口，相关参数通过UDF进行设置。
[0026]步骤5:沿耦合界面进行流场数据(速度分量、热力学变量)和湍流数据(湍流粘性比、湍动能k、湍能比耗散率ω)的交换，通过UDF完成耦合界面边界条件的更新。
[0027]步骤6:耦合仿真平台调用Fluent，分别对燃气主流和盘腔二次流区域进行指定步数的定常计算。
[0028]步骤7:耦合仿真平台判断两个区域的流场是否收敛，如果均满足收敛条件，则进行步骤8，否则跳转至步骤5执行。
[0029]步骤8:结束親合计算，保存结果。
[0030]显然，对于本领域的技术人员来说，参照上文所述还可能做出其它的实施方式。上文中的实施例只是示例性的、而不是局限性的。所有的在本发明的权利要求技术方案的本质之内的修改都属于其所要求保护的范围。
【主权项】
1.一种直接分区的燃气主流和盘腔二次流耦合计算方法，其特征在于该方法包括下列步骤: 步骤一:对某个涡轮部件，确定耦合计算的计算域，包括主流通道的进口、出口和掺混面位置，转静盘腔的进口位置，以及主流通道和转静盘腔的耦合界面位置，耦合界面通常设置在轮缘间隙处，且应该保证掺混面和耦合界面不相交。 步骤二:选用网格生成软件分别生成主流通道和转静盘腔的计算网格，网格质量应满足步骤三所述计算流体力学软件及所选湍流模型的要求，沿耦合界面两侧的网格应尽量保证匹配。 步骤三:选用计算流体力学软件，分别完成燃气主流流动和盘腔二次流动模拟的参数设置，包括湍流模型、数值格式、边界条件、流场初始化等内容。 步骤四:根据燃气主流和盘腔二次流模拟所选用湍流模型的不同，沿耦合界面进行流场数据和湍流数据的交换，完成耦合界面边界条件的更新。 步骤五:运行计算流体力学软件，分别对燃气主流流动和盘腔二次流动进行指定步数的定常模拟。 步骤六:判断两个区域的流场是否收敛，如果均满足收敛条件，则进行步骤七，否则跳转至步骤四执行。 步骤七:耦合计算结束，保存计算结果。2.根据权利要求1所述的一种直接分区的燃气主流和盘腔二次流耦合计算方法，其特征在于，步骤一中，分区耦合界面设定在轮缘间隙最小的位置。3.根据权利要求1所述的一种直接分区的燃气主流和盘腔二次流耦合计算方法，其特征在于，步骤三中，燃气主流区选用S-A模型，盘腔二次流区选用SST k-ω模型。4.根据权利要求1所述的一种直接分区的燃气主流和盘腔二次流耦合计算方法，其特征在于，步骤四中，耦合界面进行流场数据和湍流数据的交换。5.根据权利要求1所述的一种直接分区的燃气主流和盘腔二次流耦合计算方法，其特征在于，分区親合仿真平台使用Python语言、结合商业软件Fluent的用户自定义函数(UDF)实现。
【专利摘要】本发明公开了一种直接分区的耦合计算方法，该方法将航空发动机或燃气轮机中涡轮部件内部复杂流动的模拟直接分为燃气主流区和盘腔二次流区分别进行，两个区域使用不同但却最适合各自区域的湍流模型，通过分区耦合界面进行数据交换。相比使用单一湍流模型的方法，本发明提高了耦合仿真结果精度，可改进现有涡轮部件的工程设计流程，缩短设计周期。
【IPC分类】G06F17/50
【公开号】CN104881543
【申请号】CN201510279650
【发明人】叶建, 于霄, 陆海鹰
【申请人】重庆大学, 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
【公开日】2015年9月2日
【申请日】2015年5月28日