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申请/专利权人：中国航发四川燃气涡轮研究院

摘要：本申请提供了一种航空发动机预旋供气系统全流程设计方法，属于航空发动机技术领域，包括确定预旋喷嘴的结构型式和预旋角度，计算实际流量；基于实际流量获得几何参数，并将其输入至一维流体动力网络仿真模型中，获得预旋喷嘴出口压力和流量；通过调整该模型中几何参数并进行迭代计算，直至出口压力和流量满足叶片冷却设计要求，将不同工况下的封严篦齿间隙输入至该模型中进行迭代计算，直至输出的出口压力满足预设值，并获得新一维流体动力网络仿真模型；基于风阻温升和导热性构建三维仿真模型，利用三维计算结果修正新模型输入参数，获得满足预旋供气系统设计要求的一维仿真结果。本申请提高了预旋供气系统设计的可靠性。

主权项：1.一种航空发动机预旋供气系统全流程设计方法，其特征在于，包括：确定预旋喷嘴的结构型式和预旋角度，基于所述结构型式和所述预旋角度计算预旋喷嘴实际流量；基于所述预旋喷嘴实际流量获得预旋喷嘴几何参数；将所述预旋喷嘴几何参数作为输入参数输入至第一一维流体动力网络仿真模型中，获得预旋喷嘴的出口压力和流量；通过调整所述第一一维流体动力网络仿真模型中的所述预旋喷嘴几何参数进行迭代计算，直至所述出口压力和所述流量满足叶片冷却设计要求，获得第二一维流体动力网络仿真模型；获得不同工况下的封严篦齿间隙，分别将不同工况下的所述封严篦齿间隙作为所述第二一维流体动力网络仿真模型的输入参数进行迭代计算，直至所述第二一维流体动力网络仿真模型输出的所述出口压力满足预设值，获得第三一维流体动力网络仿真模型；基于风阻温升和导热性构建三维仿真模型，获得三维计算结果；利用所述三维计算结果修正所述第三一维流体动力网络仿真模型的输入参数，获得一维仿真结果；分析所述一维仿真结果是否满足预旋供气系统设计要求，若不满足预旋供气系统设计要求则重新进行设计过程，直至所述一维仿真结果满足预旋供气系统设计要求；所述方法还包括：获取供气孔气流速度和轮盘线速度，所述供气孔气流速度的计算公式为： ，其中，为供气孔气流速度，Cp为气体定压比热，为预旋供气系统进口总温，为预旋供气系统进口总压，P2为叶片供气静压，γ为比热容比，所述轮盘线速度的计算公式为：U2=ω*r2，其中，U2为轮盘线速度，ω为轮盘转速，r2为预旋喷嘴半径；根据所述供气孔气流速度和所述轮盘线速度，确定所述预旋喷嘴的预旋方式，所述预旋方式包括低位预旋和高位预旋；其中，所述预旋喷嘴几何参数包括预旋喷嘴喉部面积，所述预旋喷嘴喉部面积的计算公式为： ，其中，CD为流量系数，A为预旋喷嘴喉部面积，m为流量，P1为预旋喷嘴出口静压，R为理想气体常数；判断所述第二一维流体动力网络仿真模型输出的所述出口压力满足预设值的过程包括：获得不同工况下所述第二一维流体动力网络仿真模型输出的预旋喷嘴出口静压P1，所述预旋喷嘴出口静压P1为所述出口压力；设定预设值X，X=P3P1min，其中，P1min为所有工况中的所述预旋喷嘴出口静压P1的最小值，P3为所述P1min所在工况的压气机出口总压；当所有工况中的P3P1均小于X时，则说明所述第二一维流体动力网络仿真模型输出的所述预旋喷嘴出口静压P1满足预设值。

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