一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法与流程

本发明涉及航空发动机，具体涉及一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法。

背景技术：

1、随着航空发动机性能的提高，对发动机高压涡轮叶片的可靠冷却设计和分析的要求也更为苛刻。在目前的发动机研制中，由于过渡态下转速、边界条件等参数的变化，涡轮叶片供气系统的冷气供应会发生急剧的变化，试验中因高压涡轮供气系统压力不稳定所导致的故障和安全隐患层出不穷，严重制约发动机的研制进程。

2、目前由于对涡轮转子封严结构的稳定性还无法有效判断，只能在试验结束后通过孔探发现叶片氧化剥蚀或封严圈脱落后来判断叶片供气压力不足，使得发动机不得不承受叶片供气压力不足带来的风险及危害。一旦发生供气压力不足，轻则可造成封严圈脱落刮蹭叶片，重则造成发动机涡轮叶片烧蚀，从而带来巨大损失。

3、因此，建立航空发动机整机试验高压涡轮叶片供气系统压力稳定性分析方法，提前识别整机试验中高压涡轮转子封严结构的稳定性，提高转子叶片供气系统的工作可靠性，确保叶片有效冷却，降低发动机试验风险，对加快发动机的研制进程具有至关重要的意义。

技术实现思路

1、有鉴于此，本申请实施例提供一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，以达到提前识别整机试验中转子封严结构是否稳定工作，提高转子叶片供气系统的工作可靠性，确保叶片有效冷却，降低发动机试验风险。

2、本申请实施例提供以下技术方案：一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，包括：

3、根据发动机涡轮转子过渡态温度响应特性，确定过渡态变形分析载荷谱和涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ；

4、将设定分析状态下的涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力pqa与发动机压气机出口总压p3的比值定义为供气压力特征参数pqa/p3；

5、将设定分析状态下的发动机载荷作为边界条件，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的供气压力特征参数pqa/p3的最小值x；

6、根据所述的涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ，确定涡轮转子后挡板封严结构失效前后的叶片供气压力特征参数pqa/p3的变化范围y；

7、将当前起动试验下的供气压力特征参数pqa/p3与所述最小值x和所述变化范围y分别进行比较，若当前起动试验下的供气压力特征参数pqa/p3＜x，或(pqa/p3)n-(pqa/p3)1＞y，则表明涡轮转子封严结构存在非设计漏气；

8、其中，n为第n次起动试验，(pqa/p3)n为第n次起动试验下的供气压力特征参数pqa/p3，(pqa/p3)1为第1次起动试验下的供气压力特征参数pqa/p3。

9、根据本申请一种实施例，所述发动机载荷包括温度、压力、流量和转速。

10、根据本申请一种实施例，将设定分析状态下的发动机载荷作为边界条件，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的供气压力特征参数pqa/p3的最小值x，包括：

11、以发动机最大起飞状态的温度、压力、流量和转速作为边界条件，进行叶片内流计算，通过逐步减小叶片进口压力，直至叶片前缘气膜孔逆流裕度满足最小设计要求，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的最小供气压力pin和叶片流量g1；

12、通过逐步减小涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力pqa，直至空气系统网络法中的叶片进口压力与所述最小供气压力pin的相对误差，以及空气系统网络法中的流量与所述叶片流量g1的相对误差均在设定的误差阈值内，则当前的涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力pqa为供气压力特征参数pqa/p3的最小值x。

13、根据本申请一种实施例，所述设定的误差阈值为1%。

14、根据本申请一种实施例，根据所述的涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ，确定涡轮转子后挡板封严结构失效前后的叶片供气压力特征参数pqa/p3的变化范围y，包括：

15、根据所述最大间隙δ，计算封严结构失效后的泄漏面积a；

16、根据所述泄漏面积a，计算慢车状态下后挡板封严结构张开产生的非设计漏气流量g2；

17、根据所述非设计漏气流量g2，计算得到封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力pqa2；

18、根据封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力pqa2，以及封严结构失效前的预旋喷嘴出口压力pqa1，计算得到变化范围y。

19、根据本申请一种实施例，所述变化范围y的计算过程如下：

20、（1）计算封严结构失效后的泄漏面积a：

21、

22、其中，为圆周率，为封严结构半径，为后挡板封严结构张开的最大间隙；

23、（2）根据泄漏面积a，计算慢车状态下后挡板封严结构张开产生的非设计漏气流量g2：

24、

25、其中，pin为叶片进口压力，pout为非设计漏气位置出口压力，r为气体常数，t为叶片进口温度，为给定损失系数；

26、（3）以发动机慢车状态的温度、压力、流量、转速作为边界条件，将非设计漏气流量g2的计算结果输入空气系统计算网络，通过迭代，计算得到封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力pqa2；

27、（4）计算变化范围y：

28、y=pqa2/p3-pqa1/p3

29、其中，pqa2为封严结构失效后的预旋喷嘴出口压力，pqa1为封严结构失效前的预旋喷嘴出口压力，p3为发动机压气机出口总压。

30、根据本申请一种实施例，根据过渡态变形分析载荷谱，获取发动机慢车状态下的涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ。

31、根据本申请一种实施例，将当前起动试验下的供气压力特征参数pqa/p3与所述最小值x和所述变化范围y分别进行比较时，所述的当前起动试验下的供气压力特征参数pqa/p3为当前起动试验下发动机最大起飞状态的供气压力特征参数pqa/p3。

32、与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：本发明实施例针对现有整机试验涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法不完善的问题，建立了一种可提前识别过渡态工作过程中转子封严结构是否稳定工作的压力稳健性分析方法，能够有效提高转子叶片供气系统的工作可靠性，确保叶片有效冷却，降低了发动机试验风险，进一步加快了发动机的研制进程。

技术特征：

1.一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，其特征在于，所述发动机载荷包括温度、压力、流量和转速。

3.根据权利要求2所述的涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，其特征在于，将设定分析状态下的发动机载荷作为边界条件，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的供气压力特征参数pqa/p3的最小值x，包括：

4.根据权利要求3所述的涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，其特征在于，所述设定的误差阈值为1%。

5.根据权利要求2所述的涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，其特征在于，根据所述的涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ，确定涡轮转子后挡板封严结构失效前后的叶片供气压力特征参数pqa/p3的变化范围y，包括：

6.根据权利要求5所述的涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，其特征在于，所述变化范围y的计算过程如下：

7.根据权利要求1所述的涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，其特征在于，根据过渡态变形分析载荷谱，获取发动机慢车状态下的涡轮转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ。

8.根据权利要求1所述的涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，其特征在于，将当前起动试验下的供气压力特征参数pqa/p3与所述最小值x和所述变化范围y分别进行比较时，所述的当前起动试验下的供气压力特征参数pqa/p3为当前起动试验下发动机最大起飞状态的供气压力特征参数pqa/p3。

技术总结
本发明提供一种涡轮叶片供气系统压力稳健性分析方法，涉及航空发动机技术领域。包括：确定转子后挡板封严结构张开的最大间隙δ；将涡轮叶片供气系统预旋喷嘴出口压力PQA与压气机出口总压P3的比值定义为供气压力特征参数PQA/P3；以发动机载荷为边界条件，获得最大起飞状态下涡轮叶片所需的PQA/P3最小值X；根据最大间隙δ，确定封严结构失效前后的PQA/P3变化范围Y；将当前PQA/P3与X和Y进行比较，若PQA/P3＜X，或(PQA/P3)<subgt;n</subgt;‑(PQA/P3)<subgt;1</subgt;＞Y，表明转子封严结构存在非设计漏气。本发明可提前识别整机试验中转子封严结构是否稳定工作，提高转子叶片供气系统可靠性，降低发动机试验风险。

技术研发人员：程荣辉,呼艳丽,张少平,郭文,徐连强,马建栋,邹咪,苏长明
受保护的技术使用者：中国航发四川燃气涡轮研究院
技术研发日：
技术公布日：2024/1/14