CN113408073A - 一种不同部件间的流场数据转换结构 - Google Patents

一种不同部件间的流场数据转换结构 Download PDF

Info

Publication number
CN113408073A
CN113408073A CN202110716100.4A CN202110716100A CN113408073A CN 113408073 A CN113408073 A CN 113408073A CN 202110716100 A CN202110716100 A CN 202110716100A CN 113408073 A CN113408073 A CN 113408073A
Authority
CN
China
Prior art keywords
section
data
data conversion
sector
flow field
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202110716100.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113408073B (zh
Inventor
尚守堂
吴法勇
王旭
孙旭
邓洪伟
卢浩浩
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202110716100.4A priority Critical patent/CN113408073B/zh
Publication of CN113408073A publication Critical patent/CN113408073A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113408073B publication Critical patent/CN113408073B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/08—Thermal analysis or thermal optimisation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

本申请属于发动机试验技术领域，特别涉及一种不同部件间的流场数据转换结构。该数据转换结构包括截面为圆形的数据转换入口、数据转换出口及中间段，数据转换入口的圆形截面包括多个相同的第一扇形截面，第一扇形截面的大小被设置成适配于对接前端部件，数据转换出口的圆形截面包括多个相同的第二扇形截面，第二扇形截面的大小被设置成适配于对接后端部件，中间段设置在数据转换入口与数据转换出口之间，用于旋转复制形成圆形截面数据，以及将圆形截面数据进行切割，其中，所述前端部件与所述后端部件在航空发动机流场结构上为相邻的两个部件。本申请确保不同接口形式的数据完整连接，保证了飞机发动机流场的连续计算，提升了计算效率。

Description

一种不同部件间的流场数据转换结构
技术领域
本申请属于发动机试验技术领域，特别涉及一种不同部件间的流场数据转换结构。
背景技术
发动机模型复杂，包含了旋转结构(叶片)、复杂气膜孔冷却结构(燃烧室)、众多小结构(喷油杆)等众多复杂结构，各部件的气动状态不同，包含旋转流、燃烧场、亚音速流、超音速流等。
发动机数值计算中各部件计算模型结构差异很大，例如加力部件模型是扇形模型(六分之一或八分之一扇区)，喷管计算模型是周向360°模型或周向二分之一模型。数值计算过程中，需调用不同部件的数据信息(温度、压力)，如加力部件出口数据是喷管计算所需的入口参数。但是将部件间数据设置成一个值，无法体现三维数据分布，精度较差；同时模型不一致，无法直接调用。
在技术方面，现阶段无专门数值转换的结构，传统数值计算方法将上游部件整理成一个温度、压力、流量数值，作为下游部件将此数据作为入口参数进行数值计算。无法体现各参数空间分布差异，误差很大，尤其对壁温计算影响较大，温度和冷却措施的评估存在很大误差，影响方案设计和材料选择。
发明内容
为了解决上述技术问题，本申请提供了一种不同部件间的流场数据转换结构，实现不同部件不同结构间的数据传输，保留不同位置坐标下的数据信息，确保数据高效传输，能大幅提升数值计算精度，对于发动机设计和改进具有重要意义。
本申请不同部件间的流场数据转换结构，包括截面为圆形的数据转换入口、数据转换出口及中间段，所述数据转换入口的圆形截面包括多个相同的第一扇形截面，所述第一扇形截面的大小被设置成适配于对接前端部件，所述数据转换出口的圆形截面包括多个相同的第二扇形截面，所述第二扇形截面的大小被设置成适配于对接后端部件，所述中间段设置在数据转换入口与数据转换出口之间，用于接收第一扇形截面数据，并进行旋转复制形成圆形截面数据，以及将所述圆形截面数据按第二扇形截面进行切割，形成第二扇形截面数据，其中，所述前端部件与所述后端部件在航空发动机流场结构上为相邻的两个部件。
优选的是，所述第一扇形截面的尺寸被设置成至少被所述前端部件的尾端出口所覆盖。
优选的是，所述第二扇形截面的尺寸被设置成至少覆盖所述后端部件的入口。
优选的是，所述第一扇形截面数据与所述第二扇形截面数据包括温度。
优选的是，所述第一扇形截面数据与所述第二扇形截面数据包括压力。
优选的是，所述前端部件为航空发动机加力部件计算模型，所述第一扇形截面为六分之一或八分之一的圆形扇区。
优选的是，所述后端部件为喷管计算模型，所述第二扇形截面为二分之一的圆形扇区或者360°的圆形。
本申请提供了一种数据转换结构，对于提升多部件数值计算分析过程中数据转换的精度，提升流场计算精度。摆脱了不同计算接口形状尺寸带来的无法连接计算的困境，将扇形数据通过转换结构转化为周向360°数据、不同角度的扇形数据或特定结构，确保不同接口形式的数据完整连接，保证了飞机发动机(含加力、喷管)流场连算，相比把加力喷管模型合并直接计算而言，大幅降低了网格量和难度，提升了计算效率。
附图说明
图1是本申请不同部件间的流场数据转换结构的一优选实施例的结构示意图。
图2是本申请图1所示实施例的加力模型流场数据示意图。
图3是本申请图1所示实施例的入口扇形数据示意图。
图4是本申请图1所示实施例的360°圆形数据示意图。
图5是本申请图1所示实施例的出口扇形数据示意图。
图6是本申请图1所示实施例的喷管计算模型流场数据示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请提供了一种不同部件间的流场数据转换结构，如图1所示，主要包括截面为圆形的数据转换入口、数据转换出口及中间段，所述数据转换入口的圆形截面包括多个相同的第一扇形截面，所述第一扇形截面的大小被设置成适配于对接前端部件，所述数据转换出口的圆形截面包括多个相同的第二扇形截面，所述第二扇形截面的大小被设置成适配于对接后端部件，所述中间段设置在数据转换入口与数据转换出口之间，用于接收第一扇形截面数据，并进行旋转复制形成圆形截面数据，以及将所述圆形截面数据按第二扇形截面进行切割，形成第二扇形截面数据，其中，所述前端部件与所述后端部件在航空发动机流场结构上为相邻的两个部件。
本申请提出了一种转换模型，实现扇形向圆形数据或扇形向扇形转换，同时异形截面数据也可采用类似的转换模型进行转换数据。本申请是一种将扇形数据向360°圆形数据或另一种扇形数据的转换方法，此方法也可实现异形截面数据转换，实现不同部件、不同类型数据形式的转换，实现联合仿真计算。
在一些可选实施方式中，所述前端部件为航空发动机加力部件计算模型，所述第一扇形截面为六分之一或八分之一的圆形扇区。
图2给出了加力模型流场数据示意图，航空发动机加力部件计算模型的尾端出口类似于扇形，对应的第一扇形截面为六分之一或八分之一的圆形扇区，如图3所示，该第一扇形截面与航空发动机加力部件计算模型的尾端出口对接后，用于接收航空发动机加力部件计算模型输出的流场数据。
备选实施方式中，流场数据转换结构的入口扇形分区可随前端部件的结构特点进行自由设置，例如八等分、四等分、十六等分，也可设置成圆形出口，出口扇形分区同样需要根据后端部件的结构特点进行自由设置，例如入口面是8个45°扇形，出口面是15个24°扇形。应当理解的是，由于前端部件与后端部件形状不规则，原则上，所述第一扇形截面的尺寸被设置成至少被所述前端部件的尾端出口所覆盖，从而便于接收前端部件的数据，对应的，所述第二扇形截面的尺寸被设置成至少覆盖所述后端部件的入口，以便输出数据。在一些备选实施方式中，第一扇形截面的尺寸也可以大于所述前端部件的尾端出口，对于第一扇形截面的某些边缘位置不能被前端部件的尾端出口完全覆盖，可以进行数据填补，例如根据数据的在第一扇形截面的平面上的变化趋势进行空余位置的数据填补。
在一些可选实施方式中，所述第一扇形截面数据与所述第二扇形截面数据包括温度或者压力。
本申请中，流场数据转换结构的中间段为数据转为部分，如图4所示，中间段用于将提取的数据进行旋转复制，拼接出一个360°圆形数据，设置中间段的目的在于进行数据转换。
在一些可选实施方式中，所述后端部件为发动机喷管计算模型，所述第二扇形截面为二分之一的圆形扇区或者360°的圆形。
如图5及图6所示，经数值计算，出面得到与入口面一致的数值分布，提取出口面数据，可以是360°圆形数据也可是扇形数据，将转化后的数据作为后端部件数值计算的入口进行计算，完成了复杂部件模型间数据转化。
在一些可选实施方式中，所述第一扇形截面数据与所述第二扇形截面数据包括温度或者压力。
本申请的加力数据转化和喷流温度仿真分析可以推广应用于喷管温度场精细化分析，为后续喷管冷却设计、冷气量分配以及二元喷管等异形喷管的设计奠定基础。
本申请数据转换模型可推广至各发动机部件设计，实现利用各部件接口的全面数据作为入口参数，提升部件计算精度，改善发动机各部件设计方法。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种不同部件间的流场数据转换结构，其特征在于，包括截面为圆形的数据转换入口、数据转换出口及中间段，所述数据转换入口的圆形截面包括多个相同的第一扇形截面，所述第一扇形截面的大小被设置成适配于对接前端部件，所述数据转换出口的圆形截面包括多个相同的第二扇形截面，所述第二扇形截面的大小被设置成适配于对接后端部件，所述中间段设置在数据转换入口与数据转换出口之间，用于接收第一扇形截面数据，并进行旋转复制形成圆形截面数据，以及将所述圆形截面数据按第二扇形截面进行切割，形成第二扇形截面数据，其中，所述前端部件与所述后端部件在航空发动机流场结构上为相邻的两个部件。
2.如权利要求1所述的不同部件间的流场数据转换结构，其特征在于，所述第一扇形截面的尺寸被设置成至少被所述前端部件的尾端出口所覆盖。
3.如权利要求1所述的不同部件间的流场数据转换结构，其特征在于，所述第二扇形截面的尺寸被设置成至少覆盖所述后端部件的入口。
4.如权利要求1所述的不同部件间的流场数据转换结构，其特征在于，所述第一扇形截面数据与所述第二扇形截面数据包括温度。
5.如权利要求1所述的不同部件间的流场数据转换结构，其特征在于，所述第一扇形截面数据与所述第二扇形截面数据包括压力。
6.如权利要求1所述的不同部件间的流场数据转换结构，其特征在于，所述前端部件为航空发动机加力部件计算模型，所述第一扇形截面为六分之一或八分之一的圆形扇区。
7.如权利要求6所述的不同部件间的流场数据转换结构，其特征在于，所述后端部件为发动机喷管计算模型，所述第二扇形截面为二分之一的圆形扇区或者360°的圆形。
CN202110716100.4A 2021-06-24 2021-06-24 一种不同部件间的流场数据转换结构 Active CN113408073B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110716100.4A CN113408073B (zh) 2021-06-24 2021-06-24 一种不同部件间的流场数据转换结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110716100.4A CN113408073B (zh) 2021-06-24 2021-06-24 一种不同部件间的流场数据转换结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113408073A true CN113408073A (zh) 2021-09-17
CN113408073B CN113408073B (zh) 2023-12-15

Family

ID=77679525

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110716100.4A Active CN113408073B (zh) 2021-06-24 2021-06-24 一种不同部件间的流场数据转换结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113408073B (zh)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080281562A1 (en) * 2007-05-11 2008-11-13 General Electric Company Methods for optimizing parameters of gas turbine engine components
CN103020365A (zh) * 2012-12-19 2013-04-03 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 蛇形进气道主动流动控制计算方法
GB201504920D0 (en) * 2015-03-24 2015-05-06 Rolls Royce Plc Methods of modelling at least a part of a gas turbine engine
US20150243077A1 (en) * 2014-02-25 2015-08-27 The Boeing Company Two-Dimensional Model of Triangular Sectors for Use in Generating a Mesh for Finite Element Analysis
CN109409016A (zh) * 2018-12-13 2019-03-01 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种航空发动机压气机非定常流动可视化方法
CN109684664A (zh) * 2018-11-21 2019-04-26 中国电力科学研究院有限公司 一种用于导线流场模拟的精细化网格划分方法和***
US20190251229A1 (en) * 2016-02-25 2019-08-15 Jiangsu University Optimization Design Method for Spatial Flow Passage of Low-Pressure Even Spray Nozzle
CN111435399A (zh) * 2018-12-25 2020-07-21 中国航发商用航空发动机有限责任公司 风扇组件的造型方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080281562A1 (en) * 2007-05-11 2008-11-13 General Electric Company Methods for optimizing parameters of gas turbine engine components
CN103020365A (zh) * 2012-12-19 2013-04-03 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 蛇形进气道主动流动控制计算方法
US20150243077A1 (en) * 2014-02-25 2015-08-27 The Boeing Company Two-Dimensional Model of Triangular Sectors for Use in Generating a Mesh for Finite Element Analysis
GB201504920D0 (en) * 2015-03-24 2015-05-06 Rolls Royce Plc Methods of modelling at least a part of a gas turbine engine
US20190251229A1 (en) * 2016-02-25 2019-08-15 Jiangsu University Optimization Design Method for Spatial Flow Passage of Low-Pressure Even Spray Nozzle
CN109684664A (zh) * 2018-11-21 2019-04-26 中国电力科学研究院有限公司 一种用于导线流场模拟的精细化网格划分方法和***
CN109409016A (zh) * 2018-12-13 2019-03-01 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种航空发动机压气机非定常流动可视化方法
CN111435399A (zh) * 2018-12-25 2020-07-21 中国航发商用航空发动机有限责任公司 风扇组件的造型方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
YANZHAO ZHAI 等: "《Numerical simulation of internal flow field in mixed flow fan》", 《ADVANCED MATERIALS RESEARCH》, vol. 860, pages 1589 - 1593 *
贾琳渊 等: "《变循环发动机过渡态性能直接模拟方法》", 《航空学报》, vol. 41, no. 12, pages 123901 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN113408073B (zh) 2023-12-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Magrini et al. A review of installation effects of ultra-high bypass ratio engines
Shahpar et al. PADRAM: Parametric design and rapid meshing system for turbomachinery optimisation
Hamstra et al. Active inlet flow control technology demonstration
Becker et al. An integrated method for propulsion system conceptual design
Wilson An experimental determination of losses in a three-port wave rotor
Hoopes et al. The StreamVane method: a new way to generate swirl distortion for jet engine research
CN113959726B (zh) 一种喷气发动机地面试验平台的动力***
CN110210096B (zh) 匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法
Torre et al. Design and Testing of a Multi-Stage IP Turbine for Future Geared Turbofans
CN113408073A (zh) 一种不同部件间的流场数据转换结构
Reitenbach et al. Parametric datamodel for collaborative preliminary aircraft engine design
Djodikusumo et al. Geometric Modeling of a Propeller Turbine Runner Using ANSYS BladeGen, Meshing Using ANSYS TurboGrid and Fluid Dynamic Simulation Using ANSYS Fluent
Mengle et al. Lobed Mixer Design for Noise Suppression Acoustic and Aerodynamic Test Data Analysis
Day et al. The influence of film cooling on the efficiency of an annular nozzle guide vane cascade
Hardin et al. Data analysis techniques for fan performance in highly-distorted flows from boundary layer ingesting inlets
Ahmed et al. Computer aided design and manufacture of a novel vertical axis wind turbine rotor with winglet
Hoopes A new method for generating swirl inlet distortion for jet engine research
Spanelis et al. The aerodynamic design of the low pressure air delivery ducts for a cooled cooling air system
CN110925091B (zh) 用于高超内转式进气道的非轴对称广义内锥基准流场设计方法
Hall et al. Energy efficient engine low pressure subsystem aerodynamic analysis
CN113306740A (zh) 基于弯曲激波理论的两级压缩内乘波进气道反设计方法
Dawes The extension of a solution-adaptive 3D Navier-Stokes solver towards geometries of arbitrary complexity
Miller IV Blade geometry description using B-splines and general surfaces of revolution
Lamkin et al. Advancements in Coupled Aeropropulsive Design Optimization for High-Bypass Turbofan Engines
Habashi et al. A transonic quasi‐3D analysis for gas turbine engines including split‐flow capability for turbofans

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant