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申请/专利权人：南京航空航天大学

摘要：本发明提供了轴流压气机径向引气减涡器仿真方法、系统和存储介质，本发明利用循环计算法和局部收敛法建立了减涡器内气动参数的仿真方法和系统。系统包括参数获取模块、网格划分模块、入口气动参数与运行工况获取模块、解析模块、旋流比值计算模块、参数计算模块以及压降系数和温降系数解析模块。方法步骤为：获取结构参数，划分计算域网格；获取入口气动参数和运行工况，解析旋转雷诺数、无量纲流量和旋流比；解析每个网格节点上的旋流比值；参数计算，获得压力、温度、密度和旋流比的稳态仿真结果；系数解析，获得压降系数和温降系数的动态仿真结果。本发明方法和系统可为减涡器设计提供准确的指导，缩短航空发动机和燃气轮机的设计周期。

主权项：1.轴流压气机径向引气减涡器仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，获取所选择减涡器结构类型和相应结构参数；步骤2，根据所获得结构参数和自定网格厚度，沿径向均等分割减涡器，划分出两个以上环状网格，并返回每个网格节点对应的径向高度；步骤3，依据航空发动机燃气轮机空气系统设计要求及具体环境获取入口气动参数与运行工况；步骤4，根据所获得入口气动参数、运行工况和结构参数，解析减涡器内速度场，获得湍流参数、旋转雷诺数、无量纲流量和旋流比；步骤5，根据所获得旋流比，确定每个网格节点对应的旋流比值；步骤6，从减涡器入口开始，沿径向解析每个网格节点上的压力、温度和密度；步骤7，如果循环计算网格达到减涡器出口，则返回所有网格节点上的附着参数，包括压力、温度、密度和旋流比；步骤8，根据所获得压力和温度解析压降系数和温降系数；步骤4中，根据入口气动参数与运行工况，解析旋转雷诺数Reφ、无量纲流量Cm和湍流参数λT，公式为：Reφ＝ρωb2μCm＝mμbλT＝CmReφ0.8其中，ρ为密度，ω为腔体角速度，μ为动力粘度系数，m为质量流量，b为减涡器外半径；对于减涡器内空腔部分，通过下式解析减涡器内旋流比Sr：Sr＝cx-2Sr＝1+2.22λT58x-138其中，c为入口旋流比，x为无量纲径向高度；对于管式减涡器和翅片式减涡器，减涡管和翅片通道内旋流比Sr保持为1；对于无管式减涡器，喷嘴内旋流比Sr为： 其中，θ为喷嘴倾斜角度，A为喷嘴总面积，r为当地径向高度；步骤5中，沿径向均等分割减涡器，将计算域分解为两个以上的环状网格，沿径向高度降低方向，网格依次命名为第一级网格、第二级网格直至第n级网格，网格节点依次命名为第1节点、第2节点直至第n+1节点；依据网格节点对应的径向高度，以及步骤4中旋流比解析结果，解析每个网格节点上的旋流比并赋值于对应网格节点上；步骤6包括如下步骤：步骤6-1，将入口气动参数赋值于第1节点处，根据所获得结构参数、入口气动参数和运行工况解析第一级网格内压降和温变；步骤6-2，根据第一级网格内压降和温变解析第2节点上的密度；步骤6-3，根据步骤6-2得到的密度、结构参数、入口气动参数和运行工况解析第二级网格内压降和温变；步骤6-4，重复步骤6-1～步骤6-3，直至突变结构端，暂停循环计算，其中突变结构端包括管式减涡器内减涡管入口、无管式减涡器内喷嘴入口和翅片式减涡器内翅片通道入口；步骤6-5，根据突变结构端前一级网格解析结果，采用局部收敛法解析突变结构端内一级网格，获得相应节点上的压力、温度和密度；步骤6-6，重启循环步骤6-1～步骤6-3，直至减涡器出口。

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