技术特征：
1.轴流压气机径向引气减涡器仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，获取所选择减涡器结构类型和相应结构参数；步骤2，根据所获得结构参数和自定网格厚度，沿径向均等分割减涡器，划分出两个以上环状网格，并返回每个网格节点对应的径向高度；步骤3，依据航空发动机/燃气轮机空气系统设计要求及具体环境获取入口气动参数与运行工况；步骤4，根据所获得入口气动参数、运行工况和结构参数，解析减涡器内速度场，获得湍流参数、旋转雷诺数、无量纲流量和旋流比；步骤5，根据所获得旋流比，确定每个网格节点对应的旋流比值；步骤6，从减涡器入口开始，沿径向解析每个网格节点上的压力、温度和密度；步骤7，如果循环计算网格达到减涡器出口，则返回所有网格节点上的附着参数，包括压力、温度、密度和旋流比；步骤8，根据所获得压力和温度解析压降系数和温降系数。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤1中，所述减涡器结构包括简单腔体、管式减涡器、无管式减涡器和翅片式减涡器；其中，简单腔体所需输入结构参数包括：腔体外半径、腔体内半径以及腔体轴向宽度；管式减涡器所需输入结构参数包括：腔体外半径、腔体内半径、腔体轴向宽度、减涡管入口径向高度、减涡管几何流动面积、减涡管数量；无管式减涡器所需输入结构参数包括：腔体外半径、腔体内半径、腔体轴向宽度、喷嘴入口径向高度、喷嘴出口径向高度、喷嘴几何流动面积、喷嘴倾斜角度；翅片式减涡器所需输入结构参数包括：腔体外半径、腔体内半径、腔体轴向宽度、翅片通道入口高度、翅片通道数量、翅片通道夹角。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤4中，根据入口气动参数与运行工况，解析旋转雷诺数re
φ
、无量纲流量c
m
和湍流参数λ
t
，公式为：re
φ
＝ρωb2/μc
m
＝m/(μb)λ
t
＝c
m
/re
φ0.8
其中，ρ为密度，ω为腔体角速度，μ为动力粘度系数，m为质量流量，b为减涡器外半径；对于减涡器内空腔部分，通过下式解析减涡器内旋流比sr：sr＝cx-2
sr＝1+2.22λ
t5/8
x-13/8
其中，c为入口旋流比，x为无量纲径向高度；对于管式减涡器和翅片式减涡器，减涡管和翅片通道内旋流比sr保持为1；对于无管式减涡器，喷嘴内旋流比sr为：其中，θ为喷嘴倾斜角度，a为喷嘴总面积，r为当地径向高度。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，步骤5中，沿径向均等分割减涡器，将计算域分解为两个以上的环状网格，沿径向高度降低方向，网格依次命名为第一级网格、第二级
网格直至第n级网格，网格节点依次命名为第1节点、第2节点直至第n+1节点；依据网格节点对应的径向高度，以及步骤4中旋流比解析结果，解析每个网格节点上的旋流比并赋值于对应网格节点上。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，步骤6包括如下步骤：步骤6-1，将入口气动参数赋值于第1节点处，根据所获得结构参数、入口气动参数和运行工况解析第一级网格内压降和温变；步骤6-2，根据第一级网格内压降和温变解析第2节点上的密度；步骤6-3，根据步骤6-2得到的密度、结构参数、入口气动参数和运行工况解析第二级网格内压降和温变；步骤6-4，重复步骤6-1～步骤6-3，直至突变结构端，暂停循环计算，其中突变结构端包括管式减涡器内减涡管入口、无管式减涡器内喷嘴入口和翅片式减涡器内翅片通道入口；步骤6-5，根据突变结构端前一级网格解析结果，采用局部收敛法解析突变结构端内一级网格，获得相应节点上的压力、温度和密度；步骤6-6，重启循环步骤6-1～步骤6-3，直至减涡器出口。6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，步骤6-1中，采用如下公式计算第i个网格内压损δp
i
和温降δt
i
：：其中，r为径向高度，r1和r2为网格两端节点的径向高度，sr1和sr2为网格两端节点的旋流比，cp为定压比热容；则第i+1节点对应的压力p
i+1
和温度t
i+1
分别为：p
i+1
＝p
i-δp
i
t
i+1
＝t
i-δt
i
第i+1节点对应的密度ρ
i+1
为：其中，m为空气分子质量，r为气体状态常数。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，步骤6-5还包括：在管式减涡器、无管式减涡器和翅片式减涡器中，突变结构端的局部压损δp
ni
为：突变结构端的局部温降δt
ni
为：其中，v
r
为减涡管、喷嘴和翅片通道入口处的径向速度，sr
ni
为入口处的旋流比，r
ni
为入口处的径向高度，δp
ir
为局部不可逆压损；
对于管式减涡器和翅片式减涡器，突变结构端的局部不可逆压损δp
ir
为：对于无管式减涡器，其突变结构端的局部不可逆压损可细致分为进口和出口，其中进口处的局部不可逆压损δp
ir1
为：出口处的局部不可逆压损δp
ir2
为：其中，ξ1、ξ2、ξ3为局部损失系数，它们取决于减涡器腔体、减涡管、翅片以及喷嘴的结构参数，r
no
为喷嘴出口处径向高度。8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，步骤8包括：压降系数c
p
和温降系数c
t
，分别表示为：为：其中，δp为减涡器进出口压差，δt为进出口温差，t
in
为进口处温度。9.轴流压气机径向引气减涡器仿真系统，其特征在于，包括：参数获取模块，用于，获取所选择减涡器结构类型和相应结构参数；网格划分模块，用于，根据结构参数和内置网格厚度设定，划分计算域网格，并确定每个网格节点对应的径向高度；入口气动参数与运行工况获取模块，用于，获取入口气动参数与运行工况；解析模块，用于，根据入口气动参数、运行工况和结构参数，解析减涡器内速度场，获得湍流参数、旋转雷诺数、无量纲流量和旋流比；旋流比值计算模块，用于，根据旋流比公式，确定每个网格节点对应的旋流比值；参数计算模块，用于，从减涡器入口开始，沿径向解析每个网格节点上的压力、温度和密度；如果循环计算网格达到减涡器出口，则返回所有网格节点上的附着参数；如果循环计算网格达到突变结构端，则暂停循环计算，开启局部收敛计算，待收敛后重启循环计算直至减涡器出口并返回所有网格节点上的附着参数；压降系数和温降系数解析模块，用于，根据所获得压力和温度解析压降系数和温降系数。10.一种存储介质，其特征在于，存储有计算机程序或指令，当所述计算机程序或指令被运行时，实现如权利要求1至8中任一项所述的方法。
技术总结
本发明提供了轴流压气机径向引气减涡器仿真方法、系统和存储介质，本发明利用循环计算法和局部收敛法建立了减涡器内气动参数的仿真方法和系统。系统包括参数获取模块、网格划分模块、入口气动参数与运行工况获取模块、解析模块、旋流比值计算模块、参数计算模块以及压降系数和温降系数解析模块。方法步骤为：获取结构参数，划分计算域网格；获取入口气动参数和运行工况，解析旋转雷诺数、无量纲流量和旋流比；解析每个网格节点上的旋流比值；参数计算，获得压力、温度、密度和旋流比的稳态仿真结果；系数解析，获得压降系数和温降系数的动态仿真结果。本发明方法和系统可为减涡器设计提供准确的指导，缩短航空发动机和燃气轮机的设计周期。的设计周期。的设计周期。
技术研发人员：沈文杰 王锁芳 梁晓迪
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2022.05.23
技术公布日：2022/9/6