航空发动机2级风扇的数值研究,贵州航空发动机研究所,沈阳航空发动机研究所,无锡航空发动机研究所,航空发动机研究所,北京航空发动机研究院,涡轮风扇发动机,发动机风扇,f404涡轮风扇发动机,ps90涡轮风扇发动机

  eroengineug．2014航空发动机卢列夫斯基，D．A．普拉库西动机设计研究所。沈阳ioo15)摘要：运用ANSYSCFX11．0home—code程序CFD(ComputationalFluidDynamics)计算；通过维建模，实现了风扇主要积分特性和局部参数计算。通过与风扇进行大量试验结果的对比，验证了计算结果，并找出了产生差别的原因，得到了风扇总特性及气流径向参数的计算值与试验值的吻合度。根据结果得出：通过运用维建模计算方式简化了风扇设计过程，缩短了风扇从设计到试验的时间，降低动机部件的设计成本。关键词：风扇；试验维模型；气动参数；计算流体力学；AI222发动机中图分类号：V231．3文献标识码doi：10．13477／j．cnki．aeroengine．2014．04．004NumericanalystageFaAeroengineublevskiy，PlakuschiyZaporozhyeMashine—BuildingesignBureauProgressStateEnterprisenamedafterAcademincianIvchenko，Zaporozhye，UL,aine)translated(AVICShenyangesearchInstitute，Shenyan10015，China)CFDcalculationdynamicparametersI222enginefanflowNSYSCFXhome—codesoftware．Thmainintegralcharacteristicslocalparametemfanwerecalculated3Dmode1．Comparedlargenumbertestresultsfan,thcalculatiresultswerevalidated,thauseswerepresented，andmatchdegreebetweenthcalculatiovalueexperimentalvaluetotalcharactefstiesradialparameterwereobtained．Theresultsshowmodelcalculaticansimplifythfandesignprocess，shortenthtimefromexperiment,reducethdesigncostaeroengine．Keywords：fan；experiment；3Dmodel；dynamicpammetem；CFD；AI222en~ne引言目前，在工业领域进行新产品设计研发时，如何在最短时间之内将其投向市场成为产品占领行业先机的关，但是设计周期的缩短不应影响产品的质量和效果。传统的试验研究验证设计质量的方法虽能取得一定成，但会消耗巨大的材料成本。近年来，出现了由传统维流体模型计算方式的转变。计算机辅助技术(Computer-AidedEngineering，CAE)在设计过程中得到普遍应用以在最短的周期内完成任何结构及形式的航空发动机的设计工作。对于航空发动机及其部件的气动流体设计来说在方案设计阶段采用CAE手段的计算流体力学方法(ComputationalHuidDynamics，CFD)是非常可靠和有，并作为在大量潜在方案中选取比较合适方案的工。尽管如此，CFD计算结果仍有不准确之处，特别是在预测气动参数的绝对值时可信度不高本文选取AI222-25发动机风扇为研究对象进行收稿日期：2014-22作者简，主要是做压气机性能设计与试验研究工作；E—mail：。弓1甩格式：E．U．卢列夫斯基，D．A．普拉库西级风扇的数学研究m．航空发动机．201440(4)：20-24．RublevskiyPlaimschiyDA，PismermyetaLNumedcalanalysis011twostagefanAeroengine,2014,40(4)20-24．E．U．卢列夫斯基等：航空发动机维计算试验。通过维建模，将得到的风扇试验件的计算值与试验值进行AI222—25发动机风扇为研究对象动计算过程中综合使用ANSYSCFX院工程力学Navie—stocs方程和标准一￡紊流模型。固体表面的边界条件是以壁面函数的方法给定，主要方程的差分是在有限体积法的基础上获得并在计算网格上进行记录。通过对数记录来提高差分逼近法阶次要方程的差分是在速度和压力的阶精度校准基础上完成的，在求解过程中利用时间步作为松弛系数得到确定的解。AI222—25发动机研制过程中，将压气机在整机上进行台架试车。在风扇进口和工作轮后做测量，试验的第阶段确定了风扇的总特性阶段研究了风扇出口以及各级工作轮后气流的径向和轴向参数变化。对风扇流路沿叶高测量了以下参数用测试装置测量进口空气流量用带有远距控制下移和旋转机构的楔形测压和测温管测量第级工作轮后和风扇出口的气流速度和方向；(3)用布置在第系列整机试验，得到了风扇的试验特性。采用发动机特种试验调节外涵尾喷管面积的方式，得到换算转60％的特性线。在流路的任意区域用楔形测压测温管进行测量级工作轮后的参数，如图所示。采用第级工作轮后的热力参数来测量沿工作状态线(点比于具体数值，气流角的试验曲线关系在很大程度上带来了更有价值的信息，从技术上准确地将测试管与发动机轴线的方向重合维建模采用ANSYSCFX11．03Dcalc程序建模。计算区域划分中可见，ANSYSCFX11．0将计算区域划分为级工作轮为R1、R2区域计算网格数据给定进口边界条件分别是总温为288．15个标准大气压，子午平面速度矢量投影和风扇轴线之间的角度分布。给定出口边界条件：流量为特性～)所在区域有较小的坡度；反压为坡度较大特性。设定了转子转速、相对于零间隙工作轮叶片的外缘滑移、过程的绝热性、周向的周期条件。计算区域边界通过“Stage”界面实现，在这一过程中气流参数在周向上平均。在计算过程中设定工作介质为理想燃气，在雷诺数学积分方程基础上建立分析内部流体，并采用紊流模型来解方程。压气机计算模型如图数学建模时采用乌克兰科学院与航天技术研究院工程力学研究所的3Dcalc代码CFD程序。该代码早期曾用于压气机不同级上叶排的3Dcalc代码内实现了在正交曲线标内流体的数学模型方程，使用气流逆变速度分量作为变量的维紊流的手段。连续方程和Navie-Stoks方程为)+diV(p)=diV(Izgradvi)+Si，=1，2，3，(2)其中si=为气流速度矢量V的逆变分量 曲线坐标 动能量。能量方程为 中：i*=CpT+W／2，cD为压力不变时燃气 的热容 )+div()=div (ps)+aiv(pVs )=div grad 其中，=G--p6； ：￡为运动能量消散速 气流速度逆变分量在对流和扩散项表述成无 差分方程(1)～(5)在有 限体积法基础上得 录在计算网上 主方程的离散完全建立在隐陛时间上，但是在解上述差分方程时用松弛系数来找出确定解。差分方程 (1)～(5)的共同解是按照压力和速度