钛合金叶片燃烧后冷却过程的三维热流耦合数值模拟

doi:10.11868/j.issn.1001-4381.2018.000182

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为了理解航空发动机钛火发生后叶片的冷却过程，采用有限元方法结合ROTOR37转子模型，分别对550℃阻燃钛合金（TF550钛合金）和600℃高温钛合金（TA29钛合金）燃烧后压气机通道内温度场、流场进行数值模拟研究。结果表明：相对马赫数对于压气机通道内叶片散热有一定的影响，其中叶尖燃烧区域在0.7~1的低马赫数区域散热能力最佳；相对于前缘燃烧区域，叶尖燃烧区域的冷却过程更为复杂，且冷却速率比前缘燃烧区域低一个数量级；在叶尖燃烧区域内，TF550钛合金和TA29钛合金的冷却温度差异比较显著，在1000~2500K温度区间内的差别最大，前者比后者低100K以上，在300~500K温度区间内前者比后者低30K以内；叶尖燃烧区域流场的温度畸变会增加喘振的剧烈程度，设计叶片时应充分考虑燃烧对喘振裕度的影响。

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	梁贤烨
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关键词 ：钛燃烧, 冷却, 三维热流耦合, 数值模拟, 航空发动机

Abstract：

In order to understand the cooling procedure of aviation engine blade after titanium combustion, the finite element method was used to simulate the temperature and fluid field of ROTOR37 model after combustion occurred with 550℃ fire proof titanium alloy(TF550 titanium alloy) and 600℃ high temperature titanium alloy(TA29 titanium alloy), respectively. The results show that the relative mach number influences the cooling procedure of blade, the cooling performance at the area of mach number about 0.7-1 is much higher than other area; compared with the leading edge, the cooling process of the tip is more complex, and the cooling rate is an order of magnitude lower than that of the leading edge. The difference of cooling temperature between TF550 titanium alloy and TA29 titanium alloy at tip combustion area is quite observable; and the maximum value occurs within the scope of 1000-2500K; the former is more than 100K lower than the latter, the value is reduced into 30K within the scope of 300-500K. The temperature distortion of the flow field would increase the intensity of the surge, the effect of combustion on the surge margin should be fully considered during the design of the blade.

Key words： titanium combustion cooling three dimensional thermo-fluid couple numerical simulation aero-engine

收稿日期: 2018-02-12 出版日期: 2018-10-17

中图分类号:

TG146.2

基金资助:国家自然科学基金项目(51471155);中国航发创新基金项目(2014E62149R)

通讯作者: 弭光宝 E-mail: miguangbao@163.com

作者简介: 弭光宝(1981-), 男, 博士, 高级工程师, 主要从事先进高温钛合金及其纳米复合材料、阻燃性能等方面研究, 联系地址:北京市81信箱15分箱(100095), E-mail:miguangbao@163.com

引用本文:

梁贤烨, 弭光宝, 李培杰, 曹京霞, 黄旭. 钛合金叶片燃烧后冷却过程的三维热流耦合数值模拟[J]. 材料工程, 2018, 46(10): 37-46.
Xian-ye LIANG, Guang-bao MI, Pei-jie LI, Jing-xia CAO, Xu HUANG. Cooling Process of Titanium Alloy Blades After Combustion Using Three Dimensional Heat Flow Coupling Numerical Simulation. Journal of Materials Engineering, 2018, 46(10): 37-46.

链接本文:

http://jme.biam.ac.cn/CN/10.11868/j.issn.1001-4381.2018.000182 或 http://jme.biam.ac.cn/CN/Y2018/V46/I10/37

Fig.1 ROTOR37三维模型
(a)整体几何模型；(b)单通道几何模型

Table 1 ROTOR37基本设计参数

Fig.2 ROTOR37单通道有限元网格
(a)通道流场及壁面网格；(b)转子叶片网格

Table 2 TF550钛合金热物性参数

Table 3 TA29钛合金热物性参数

Fig.3 压气机通道内99%叶展位置相对马赫数图

Fig.4 不同时间TF550钛合金在前缘燃烧区域吸力面温度场
(a)2×10^-7s; (b)1×10^-6s; (c)5.2×10^-6s; (d)1.2×10^-5s

Fig.5 不同钛合金在前缘燃烧区域温度平均值历史

Fig.6 不同时间TF550钛合金叶片吸力面叶尖燃烧区域温度场
(a)2×10^-5s; (b)6×10^-5s; (c)1.4×10^-4s; (d)1.8×10^-4s

Fig.7 不同时间TA29钛合金叶片吸力面叶尖燃烧区域温度场
(a)2×10^-5s; (b)6×10^-5s; (c)1.4×10^-4s; (d)1.8×10^-4s

Fig.8 不同时间TF550钛合金叶片压力面叶尖燃烧区域温度场
(a)2×10^-5s; (b)6×10^-5s; (c)1.4×10^-4s; (d)1.8×10^-4s

Fig.9 不同时间TA29钛合金叶片压力面叶尖燃烧区域温度场
(a)2×10^-5s; (b)6×10^-5s; (c)1.4×10^-4s; (d)1.8×10^-4s

Fig.10 不同钛合金在叶尖燃烧区域温度平均值历史

Fig.11 压气机通道内99%叶展位置温度场变化
(a)2×10^-5s; (b)6×10^-5s; (c)1.4×10^-4s; (d)1.8×10^-4s

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