[发明专利]一种叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法

说明书

公开一种叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法，包括下列步骤：建立基于二维子午面通流计算的稳定性仿真方法；发展考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型；发展考虑叶片表面粗糙度变化的叶型总压损失模型；发展叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法。本发明在压气机二维叶型层面上分析叶片表面粗糙度变化对压气机气动性能的影响，建立考虑叶片表面粗糙度变化的叶型落后角模型与总压损失模型，带入到基于二维子午面通流计算的稳定性仿真方法中，可快速完成叶片表面粗糙度变化影响航空发动机稳定性的评定。

技术领域

本发明涉及统计类降稳因子对航空发动机稳定性影响的评定方法，具体涉及一种叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法。

背景技术

所谓降稳因子，是指会使得航空发动机稳定性降低的因素。在研制过程中，必须考虑各类降稳因子对航空发动机稳定性的影响，即完成航空发动机稳定性的评定。航空发动机的气动失稳来源于压气机部件，因此航空发动机稳定性的评定一般是针对压气机部件完成的。

降稳因子可分为统计类的和非统计类的。进气畸变是典型的非统计类的降稳因子，称之为非统计类是因为其变化规律是可预测的，因此在航空发动机研制过程中可通过试验模拟其所承受的进气畸变，进而完成进气畸变条件下的航空发动机稳定性评定。发动机部件几何的变化是典型的统计类降稳因子，此类几何变化可以是加工偏差引起的也可以是发动机使用过程中逐渐产生的，其变化规律本身就存在很大的随机性，无法进行准确预测。因此，完成统计类降稳因子对航空发动机稳定性的评定具有较大的难度，我国还没有相关的技术规范。

通过试验测试完成统计类降稳因子对航空发动机稳定性的评定，需要采用高精度机械加工工艺加工大量的具有不同几何特征的发动机部件，统计分析其对航空发动机稳定性的影响，进而建立统计类降稳因子影响航空发动机稳定性的数据库。这种研究思路成本较高、周期较长，短时间内很难完成。

实际上，由于成本低、周期短，仿真方法在航空发动机稳定性评定中发挥着重要作用。比如在评定进气畸变对航空发动机稳定性的影响时，基于平行压气机模型的仿真方法就是一个重要的手段。因此，探索发展统计类降稳因子影响航空发动机稳定性的仿真方法，对于高性能航空发动机的研制具有重要意义。

发明内容

针对统计类降稳因子影响航空发动机稳定性的评定，本发明以叶片表面粗糙度变化为例，提供一种叶片表面粗糙度变化影响压气机稳定性的仿真方法，具体包括下列步骤：

步骤一、建立基于二维子午面通流计算的稳定性仿真方法

使用经典的基元叶栅法对压气机的稳定性进行评定；

建立压气机性能仿真的二维通流计算模型；计算中需输入压气机的工作参数和几何参数，工作参数包括压气机进气速度、总压、总温与转速，几何参数包括压气机叶片几何与流道几何；

在无叶片区域，布置S1～S7的计算站，通过求解流体力学中的完全径向平衡方程获得气流速度分布，实际仿真中应保证两个叶片之间至少有一个计算站；在转子、静子叶片区域，根据压气机叶片几何特征，参照NASA SP-36报告，建立叶型的落后角模型；对于叶型总压损失，参照NACA TN-3662报告，建立叶型总压损失模型；参照通道正激波模型与经典的双激波模型建立激波损失模型，代替不同工况下叶片对气流的作用；在压气机流道中，引入流动堵塞模型，代替轮毂、机匣附面层对气流的作用；对于设计完成的压气机，其叶型落后角模型、叶型总压损失模型以及流道堵塞模型是已知的，或通过实验与数值仿真即可获得；

仿真中需在流道中不同径向位置设置流线，流线通过连接不同叶高处叶型的前缘点与后缘点产生；沿流线计算气流参数的变化，叶片区域使用叶型落后角模型和叶型总压损失模型模拟叶片的作用，无叶片区域通过求解完全径向平衡方程获得气流参数，流线数目与压气机叶片设计过程中基元级数目保持相同且径向位置保持一致；基于仿真结果，利用最大静压升法判断压气机是否进入不稳定工作状态；