航空燃气涡轮发动机数值仿真航空燃气涡轮发动机典型制造工艺

【带折弯内冷通道的涡轮叶片温度分布数值研究】涡轮叶片气流通道简图

摘要：根据某型涡轮叶片尺寸结构及进口条件，运用剪应力输运方程（SST）湍流模型，数值模拟了静止状态下具有折弯光滑和肋化内冷通道的涡轮叶栅通道内的换热特性，以及不同转速下带肋内冷通道涡轮叶片冷却特性。结果表明，高温区分布在叶片前缘及叶片尾缘中部，具有折弯带肋内冷通道的涡轮叶片换热明显较好，两种内冷通道下温度值在涡轮叶片前缘处，在叶片尾缘处两者相较小。在旋转状态下，随着转速的提高，叶片外表面的温度基本呈升高的趋势。

：涡轮叶片；涡轮叶栅；S形内冷通道；数值模拟；旋转

中图分类号：V231.1 文献标识码:A

从20世纪50年代以来，航空燃气涡轮发动机大都采用气冷叶片。在高性能燃气涡轮热端部件的强化冷却技术研究中，一个值得关注的问题是冷却需求和冷却气量之间的矛盾日益突出：一方面，在一些先进的燃气涡轮发动机中，用于冷却涡轮的空气量已高达15%至20%，大量空气用于冷却势必导致动力装置性能的损失；另一方面，在提高空气压缩比的同时，不可避免地会提高冷却空气的温度，降低其吸热能力，使得冷却的难度增大。因此研究新的高效冷却方式，减少冷却的用气量、提高冷却的综合效果，已成为发展高性能航空发动机和燃气涡轮的支撑技术之一[1]。

从国外先进涡轮叶片冷却技术的发展趋势分析，现代航空发动机高温涡轮气冷叶片普遍采用复合倾斜叶片，基本上已形成了由内部冷却和外部冷却以及热障涂层防护组成的叶片冷却方案[2]。内部冷却结构通常是对流、射流冲击、多程弯折带肋通道、扰流柱复合冷却结构，外部冷却采用较多的是气膜冷却和热障涂层。就涡轮叶片内冷通道而言，国内外众多研究人员对带肋通道的流动和传热特性进行了大量研究工作，较为系统地研究了肋的几何结构、S弯通道结构以及流动参数对流动阻力和壁面对流换热系数的影响[3-9]。对于气冷涡轮叶片，由于叶片的结构特点和冷却需求不同，内部冷却通道的设计呈现出多样性[10]。本文针对某型涡轮叶片，对具有S形光滑和肋化两种内冷通道结构的涡轮叶片流动换热特性进行数值模拟，重点比较两种结构的换热特性，以及不同转速下的涡轮叶片表面温度分布，为叶片内冷通道结构设计提供依据。

1 计算模型

本文在计算时只考虑一个叶栅通道，这样处理既不失研讨的一般性，又可减少网格数量。叶片截面及内腔见图1，叶片内部设计为三折蜿蜒通道内冷结构，冷气从榫头底部靠近前缘孔（进口）引入叶片，进入叶身前腔，在叶尖为两股。一股气通过叶尖腰形孔（出口1）排出叶片，另一股为剩余冷气向后流，通过第二腔，进入第三腔，并从叶尖腰形孔（出口2）及叶片尾缘小管（出口3）排入燃气流道内。内冷通道中吸力面侧和压力面侧肋片为交错排列。在本结构的计算中我们并未考虑间隙流的影响，出口1和2的条件与主次流混合出口条件相同，而出口3设为内部面，具体压力及流量分布按照所给定的边界条件由相关软件计算得到。

A-A B-B C-C

图1 叶片截面及内腔示意图

Fig.1 Section of blade and cooling passage

叶栅通道燃气流主流进口总压为665000Pa，温度考虑了径向不均匀性，如图2所示(R0为叶根处半径，R为叶尖处半径)；因为不同内冷通道结构下，相同进口压力会导致不同的进口流量，所以为了方便比较，该文中我们冷气进口条件设为流量进口，涡轮叶片内冷通道冷气进口流量为0.001826kg/s，温度为666K，出口压力均为236192Pa。为了考察旋转效应的影响，在叶片进出口边界条件不变的前提下，叶片旋转转速依次设为15000，00，35000和45000rpm。

图2 涡轮叶栅进口主流径向温度分布

Fig.2 Temperature distribution of primary flow in radial direction at turbine cascade inlet

2计算方法

分析叶轮机械内部可压缩流动常用的基本流动控制方程是RANS及适当的湍流模式，本文采用剪应力输运方程SST k-w湍流模型双方程模型加非平衡的壁面函数[10]。采用FLUENT分离隐式求解器进行稳态求解；各物理量的离散格式均为二阶迎风格式；压力－速度耦合采用Simplec算法；解收敛的标准是各项残精度均小于10-s。

计算域整体采用非结构化网格，由网格性试验得网格量为46127419。在叶片表面及内冷通道进行了加密，叶片表面层网格高度为0.03，y+=4；叶片固体内部网格分布为四到五层；从叶片外壁面到叶栅通道边缘呈现出由密到疏的网格分布。

本文对叶片和榫头温度场进行联算。位于叶栅通道内的涡轮叶片表面设定为流-固耦合面，榫头区域的表面则设定为绝热表面。计算域的边界条件设置为：主流进口为压力进口；次流进口为质量流量进口；出口为压力出口；栅距方向周期性面为周期性边界条件；叶片固壁采用无滑移速度边界。冷热气体均视为理想气体，根据分子运动论对气体热容和导热系数进行变化，粘性系数采用萨瑟兰公式。

3 计算结果与分析

3.1 肋化内冷通道与光滑内冷通道的对比

3.1.1 内冷通道表面温度分布

图3为叶片静止状态下，涡轮叶片内部冷却通道分别采用光滑和肋化两种结构时，内冷通道在压力面侧和吸力面侧的壁面温度分布云图。从图中可以看出，改型涡轮叶片的内部高温区域出现在叶片的前缘和尾缘的中上方，两种内冷通道在吸力侧面的温度整体上要低于压力侧面，这是叶片表面受热状况和内部冷却作用的综合体现。相比较而言，肋化内冷结构在内部两侧壁面的温度分布较光滑通道更为均匀，且高温区峰值和范围均有所衰减，显然这是肋化结构强化传热的效果。在叶片根部，由于冷却气流的进口效应和弯管效应，以及涡轮叶栅进口主流径向温度分布的特征，叶根区域的温度相对较低；在叶片尾缘，当冷却气流流经内冷通道的第二个折弯段后，将沿尾缘小管（出口3）和叶尖腰形孔（出口2）排入燃气流道内，由于从尾缘上方小管的流量相对较小，造成该区域内部的冷却效果相对较低。

飞机是怎么启动发动机的？

正常情况下先起动APU（辅助动力装置，Auxiliary Power Unit）APU提供引气和电,从APU过来的引气带动飞机发动机上的ATS(启动机)然后使N2转子转动,当N2达到一定转速后燃油喷嘴喷出燃油后，由点火激励器点火引燃燃油继续推动叶片转动。N2转动后会使发动机内部N1转子叶片前后产生气压,从而带动N1转子转动。N1的转动使发动机产生向后很大的推力.一般N2上连接着附件齿轮箱,Boeing737飞机附件齿轮箱中的齿轮连接着一个CSD（恒速传动装置），带动一个交流发电机为飞机提供115V，400Hz的交流电。飞机发动机用来控制燃油流量的装置叫HMU.

活塞发动机的启动类似于汽车启动,先用一个电机带动惯性飞轮,达到一定转速后,将飞轮连上曲轴,同时火花塞正时点火,一般带动一两圈后便可启动.燃气涡轮发动机由于功率大转子重,一般不用电机飞轮启动,而是先启动一个轻小的辅助动力装置(APU),再用APU引气冲击高压转子,并喷油点火,启动

发动机不好启动大多是因为发动机的点火时间不对！后是集控电脑和油路有故障！

用电子打火使油料燃烧使发动机运转

飞机刚启动的时候，发动机是由什么东西带动的？

飞机发动机工作原理

燃气涡轮发动机本质上就是一个可以连续做功的活塞式发动机。以典型的四冲程发动机为对比。燃气涡轮发动机用一个压气机代替了吸气和压缩冲程，用一个涡轮机代替了做功和排气冲程。空气从进气道被压气机吸入并压缩后进入燃烧室加温，然后穿过并推动涡轮运转，后从尾喷管排到空气中。同时涡轮带动压气机和负载做功。涡轮机做功既有涡轮输出的轴功，也有喷气的反冲力。

仿真中心和仿真服务中心的区别

行业不同。

航空发动机数值仿真研究中心（简称仿真中心）从事航空发动机气动热力、结构强度等数值仿真技术研究与高层次人才培养。在上海、南京、苏州建有专项PLM技术服务中心，在无锡设有数字化制造仿真服务中心。

仿真中心位于航空航天大学新主楼D座，占地1500㎡，并建有两个科研实践基地：北航江西研究院（南昌）小型燃气涡轮发动机团队、北航成都航空动力创新研究院（彭州）航空发动机数值仿真研究中心。

如何用fluent软件对于航空涡轮风扇发动机进行仿真分析？需要分析哪些要素呢

flunt软件主要是对模型的流动、传热以及化学反应等通过有限元分网的方法进行分析。针对航空发动机，在设计、分析过程中，应该主要是对其中的流场、热场进行分析。当然，由于航空发动机结构复杂，针对不同结构，其关注点又有所不同。

绵阳航发怎么样

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航发四川燃气涡轮研究院（代号624所），创建于1965年4月，是我国航空发动机型号研制、预先研究和大型试验研究基地。院研发中心位于成都市新都区，试验研究基地位于绵阳航空城。长期以来，院坚定不移自主创新研制航空发动机，始终坚持以预先研究和基础研究为先导，搭建了从预先研究通往型号研制的桥梁，形成了较为完整的发动机设计、试验研究体系和数据库，为国防科技工业和武器装备建设做出了重要贡献。