CMC材料热物性参数梯度分布与编织结构的协同设计方法

技术领域

本发明属于工程热物理技术领域，特别涉及CMC材料热物性参数梯度分布与编织结构的协同设计方法。

背景技术

随着航空发动机技术的不断发展，发动机各项性能指标不断提高，导致航空发动机对材料的要求也越来越高。特别是发动机推重比的提升，使得涡轮进口燃气温度越来越高。现代航空发动机燃烧室温度高达2200K。即便采用了掺混降温的技术手段后，从燃烧室中排出的燃气温度也超过了1600K。这已经超出了金属材料涡轮叶片的耐热极限。因此具备良好耐高温能力和力学能力的陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composite,简称CMC材料)成为了最有前景的研究方向之一。

由于燃烧室排出的高温燃气温度是非均匀的，所以航空发动机热端部件均存在较大温度梯度，但CMC材料由于纤维和基体之间热膨胀系数差异较大，因此对热应力较为敏感。NASA报道称：涡轮进口温度高于1750K就必须对CMC涡轮部件应力水平进行精细化分析并有严格要求，这是由于温差所致的内应力对CMC内部增强纤维强度有显著影响。当前大多数对非均匀来流条件下涡轮叶片的研究均基于金属叶片，而基于CMC材料涡轮叶片在非均匀来流条件下温度场特性的研究却很少。但根据上述对CMC材料热物性的分析和在均匀来流条件下得到的温度场特性结果来看，金属叶片在非均匀来流条件下温度场特性与CMC涡轮叶片在非均匀来料条件下的温度场特性也定然存在差别。且由于CMC材料宏观等效导热系数与材料编制方式、编织角，纤维导热系数、基体导热系数等参数有关，使得CMC材料涡轮叶片热物性参数基于材料内部微细观结构具有一定的可设计性。这为CMC涡轮叶片在非均匀来流条件下热物性梯度优化提供了一定空间。由于现代航空发动机燃烧室排气温度越来越高，经掺混降温后的排气温度也越来越接近CMC材料极限耐热温度。所以探究非均匀来流热载荷下编织结构CMC材料内部热量传输机制，并开展CMC材料内部结构和涡轮叶片热物性梯度分布的优化设计，实现非均匀来流热载荷下降低CMC材料涡轮叶片最高温度和温度梯度是有必要的。

发明内容

本发明针对高效热量疏散需求，考虑到编织结构CMC材料非均质和各向异性特征，传统基于均质金属材料的热分析方法，将难以体现材料结构特征对内部热量传输和温度场分布的影响。因此开展CMC材料内部结构和涡轮叶片热物性梯度分布的优化设计，实现非均匀来流热载荷下降低CMC材料涡轮叶片最高温度和温度梯度。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

CMC材料热物性参数梯度分布与编织结构的协同设计方法，包括以下步骤：

步骤一：使用fluent平台计算非均匀来流条件下CMC涡轮叶片的温度场参数，并提取对流换热系数参数；

步骤二：对CMC涡轮叶片进行分区，并将提取的流固换热边界条件导入COMSOL平台中；

步骤三：使用COMSOL livelink for MATLAB工具对非均匀来流条件下CMC涡轮叶片热物性梯度分布进行多目标优化；

步骤四：通过实验的方式测试包含不同含量C纳米管的CMC材料在各个方向上的宏观等效导热系数，并建立宏观等效导热系数和不同含量C纳米管之间的对应关系函数；根据CMC涡轮叶片不同部位的宏观等效导热系数的数值推算出CMC涡轮叶片不同位置的C纳米管含量，实现CMC材料热物性参数梯度分布与编织结构的协同设计。

优选的，步骤一中使用fluent平台计算非均匀来流条件下CMC涡轮叶片的温度场，其中非均匀来流条件以涡轮燃气进口热斑的形式给出，CMC涡轮叶片材料设置以udf的方式设置，计算结束后导出CMC涡轮叶片表面温度场参数和对流换热系数参数。

优选的，步骤二中，根据CMC涡轮叶片表面的uv线对CMC涡轮叶片进行分区，保存每一区域的材料导热系数，并将fluent平台计算出的CMC涡轮叶片表面温度场参数和对流换热系数作为输入参数通过插值的方法导入COMSOL平台中。

优选的，步骤三中，对非均匀来流条件下CMC涡轮叶片热物性梯度分布进行多目标优化的优化算法使用非支配遗传算法NSGA-Ⅱ，优化目标为CMC涡轮叶片表面最高温度和CMC涡轮叶片最高温度梯度，优化参数为步骤二中保存的每一区域的材料导热系数。

优选的，步骤四中，对于用来实验的实验件，其C纳米管百分比含量分别为0％、3.75％，7.5％、11.25％、15％，且实验件为2.5维的CMC材料件。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

本发明针对航空发动机CMC涡轮叶片高效热量疏散需求，基于材料内部微细观结构的可设计性，开展CMC材料涡轮叶片热物性梯度分布协同编织结构的优化设计，进而降低CMC涡轮叶片最高温度及温度梯度。

附图说明

图1为本发明的三轴高压模型；

图2为本发明的三轴高压叶片及上下缘板模型；

图3为本发明的流体域模型；

图4为本发明的导叶模型分区图。

具体实施方式

下面结合实施例和对比例对本发明作更进一步的说明。

示例：

本示例演示了CMC材料热物性参数梯度分布与编织结构的协同设计方法具体实施步骤。本示例所用模型如图1所示，该模型为三轴高压部分模型，包括导叶，动叶即上下缘板，其中导叶28个，动叶57个。

为便于仿真计算，本示例中将该模型按周期进行切分，并为其添加了用于仿真流体域模型，其中用于仿真的动叶、静叶及上下缘板模型如图2所示。流体域包括导叶部分的静止域及动叶部分的旋转域。动叶部分流体域周期面旋转角为6.31578947°，导叶部分流体域周期面旋转角为12.857142857°。流体域模型如图3所示。

材料设置部分使用fluent udf设置了CMC叶片导热系数随叶型变化。流体为空气，边界条件以项目实验得到的结果为参考输入，开始计算。

计算完成后。由于后续的优化过程在COMSOL中进行，所以需要将fluent中计算出来的导叶表面对流换热边界进行导出。本文中使用导出导叶表面对流换热系数的方法。首先需要在fluent自定义一个对流换热系数参数，该参数的定义方法如式1所示：

其中h为导叶外表面对流换热系数，q为对流热通量，T为导叶附近流体温度，T

为减小计算量，在进行优化计算时只针对固体域导叶模型热物性参数进行优化计算。为方便后续优化时对材料热物性的设置在进行计算前需要对导叶模型进行分区处理，分区结果如图4所示。导叶总计分区数量163份。

在COMSOL中所有分区材料密度、热熔等属性设置为与苏州赛力菲有限公司制造的CMC材料相同。导热系数设置为各项同性，并且所有分区导热系数初始值均设为20W/(K·m)。

导叶内外表面及气膜孔均设置为对流换热边界，并将fluent导出的对流换热边界通过插值的方式导入。

本示例优化仿真使用的工具是COMSOL livelink for MATLAB。使用的优化方法为非支配遗传算法(NSGA-Ⅱ)。优化变量为叶片所有分区的导热系数，优化目标为降低导叶外表面最高温度以及降低导叶最高温度梯度。NSGA-Ⅱ算法由MATLAB执行，优化初始变量及优化目标计算解由MATLAB控制COMSOL计算获得。NSGA-Ⅱ多目标优化算法技术较为成熟，不再过多介绍。

本示例优化中种群大小设置为70，个体基因数为CMC涡轮叶片导叶分区数163，导热系数优化范围为10-50W/(K·m)，最大迭代次数为100，交叉比例设为80％，变异比例设为30％。

经过NSGA-Ⅱ算法优化后叶片外表面最高温度为1457.41K，最大温度梯度为158402.52K/m。导叶外表面最高温度相较于优化前1502.85K降低了45.4318K。最高温度梯度相较于优化前245426.62K/m降低了87024.1006K/m。优化后温度梯度相较于优化前温度梯度值降低了35.458％。

最后开展实验测试参杂百分含量为0％、3.75％，7.5％、11.25％、15％的C纳米管时2.5维CMC材料在各个方向上的宏观等效导热系数，建立CMC材料宏观等效导热系数与CMC材料C纳米管参杂含量之间的双向映射关系，并根据上述优化得到的不同区域CMC涡轮叶片宏观等效导热系数结果推算出CMC涡轮叶片不同区域参杂C纳米管含量，实现CMC材料涡轮叶片热物性梯度分布协同编织结构的优化设计。

综上所述，本发明针对航空发动机CMC涡轮叶片高效热量疏散需求，基于材料内部微细观结构的可设计性，开展CMC材料内部结构和涡轮叶片热物性梯度分布的优化设计，小幅度降低了CMC涡轮叶片外表面最高温度，大幅度的降低了CMC涡轮叶片材料温度梯度。最后开展实验测试参杂不同含量C纳米管时CMC材料在各个方向上的宏观等效导热系数，建立CMC材料宏观等效导热系数与CMC材料C纳米管参杂含量之间的双向映射关系，并根据上述优化得到的不同区域CMC涡轮叶片宏观等效导热系数结果推算出CMC涡轮叶片不同区域参杂C纳米管含量，实现CMC材料涡轮叶片热物性梯度分布协同编织结构的优化设计。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。