本发明涉及航空发动机热防护仿真计算，具体涉及一种内嵌径向旋转热管的涡轮盘的多物理场特性仿真方法。
背景技术：
1、航空发动机中的高压涡轮盘(hpd)面临着非常苛刻的工作环境。它必须承受超过10000r/min的高转速带来的极端机械载荷，以及涡轮前燃气温度超过2000k，同时轮盘外缘温度超过1000k带来的极端热载荷，同时叠加涡轮叶片的离心载荷。涡轮盘是航空发动机的寿命限制件，因此要求涡轮盘在设计上应确保其在负载工作条件下仍有足够的强度保障其工作的可靠性和安全性。当前的涡轮盘热防护手段主要通过增加冷气消耗降低轮盘最高温度和温度梯度以提升轮盘结构强度并减小热应力，但目前冷气使用量已达发动机进气总量的25％以上，继续增加引气会导致发动机性能下降。
2、热管是一种高性能导热元件，具有众多优良特性：良好的导热性，导热能力远大于管壳材料；良好的均温性，在蒸发段和冷凝段两端温差较小时仍具有较强的导热能力；有效工作范围大，可以根据需要灵活调节输入的热量；由于其本身的工作原理及几何特征，热管能够定向传递热量。径向旋转热管(rrhp)是使用旋转离心力作为驱动工作介质从冷凝段回流至蒸发段的驱动力的一类热管。径向旋转热管不需要吸液芯，结构简单、启动响应速度快、在高速旋转时可维持高效导热能力的特点，使得其广泛应用于航空发动机、车辆工程、精密磨削加工、高速电动机冷却等领域。
3、将径向旋转热管与航空发动机涡轮盘相结合，是探索未来发动机先进热防护的一种技术路径。目前，尚未开发出专门针对控制涡轮盘温度应力的径向旋转热管的设计方法，同时在模拟这些场合下气体和液体的相变过程方面也存在研究空白。此外，将热管集成到涡轮盘中所引起的流体流动、热传递和固体结构相互作用的机理，目前还没有得到充分完善。
技术实现思路
1、鉴于上述问题，本发明提供了一种内嵌径向旋转热管的涡轮盘的多物理场特性仿真方法，解决了现有技术中如何模拟热管对涡轮盘的温度及应力控制作用机制的问题。
2、本发明提供了一种内嵌径向旋转热管的涡轮盘的多物理场特性仿真方法，包括以下步骤：
3、步骤s1、基于内嵌径向旋转热管的涡轮盘的结构，确定涡轮盘所承受的热载荷的边界条件和特性参数；
4、步骤s2、基于所述特性参数，建立所述涡轮盘中径向旋转热管的气液相变仿真环境，对径向旋转热管内的流动传热进行计算，获取热管内部气液相的仿真结果；
5、步骤s3、建立径向旋转热管涡轮盘的多物理场模型，基于所述涡轮盘所承受的热载荷的边界条件、所述热管内部气液相的仿真结果，对所述多物理场模型进行热传递分析，获取所述涡轮盘的温度分布和应力分布，评估内嵌热管对于涡轮盘的效果。
6、优选地，步骤s1具体包括：步骤s1-1、将高温燃气冲击和涡轮叶片导热作为所述涡轮盘的热源，获取所述涡轮盘的加热边界条件和冷却边界条件；步骤s1-2、获取涡轮盘盘面的对流传热系数；步骤s1-3、依据涡轮盘的形状尺寸和径向旋转热管的形状尺寸确定径向旋转热管的长度、直径和最小旋转半径，基于所述长度、直径和最小旋转半径获取径向旋转热管的离心加速度。
7、优选地，步骤s1-1中，所述加热边界条件和冷却边界条件的计算方式为：
8、涡轮盘的加热边界条件为：
9、qheat,edge＝∑qblade/srim
10、qheat,rim＝(tgas,rim-thpd,rim)×hrim(r2≤r≤r3)
11、其中，qheat,edge为涡轮叶片传导到轮盘的平均热流密度，单位为w/m2；qblade为每个叶片传导的热流，单位为w；srim为涡轮盘外缘面积，单位为m2；qheat,rim为高温燃气冲击盘缘区域的平均热流密度，单位为w/m2；tgas,rim为高温燃气的平均温度，单位为k；thpd,rim盘缘区表面平均温度，单位为k；hrim为盘缘区的对流换热系数，单位为w/m2k；r为半径位置，r2和r3分别为盘缘区域的内半径和外半径，单位为m；
12、涡轮盘的冷却边界条件为：
13、qcool,web＝(tair,web-thpd,web)×hweb(r1≤r≤r2)
14、qcool,hub＝(tair,hub-thpd,hub)×hhub(r0≤r≤r1)
15、其中，qcool,web和qcool,hub分别表示涡轮盘辐板区和盘心区冷却热流密度，单位为w/m2；tair,web和tair,hub分别表示辐板区和盘心区冷气的平均温度，单位为k；thpd,web和thpd,hub分别表示辐板区和盘心区的表面平均温度，单位为k；hweb和hhub分别表示辐板区的对流换热系数，单位为w/m2k；r0和r1分别表示轮盘内半径和盘心区域外半径，单位为m。
16、优选地，步骤s1-2中，涡轮盘盘面的对流传热系数的计算方式为：
17、
18、其中，nu为努塞尔数，k为固体导热系数，单位为w/mk；l为特征尺寸，单位为m。
19、优选地，步骤s1-3中，径向旋转热管的离心加速度计算方式为：
20、a＝ω2(r0,pipe+z)
21、其中，ω为旋转角速度，单位为rad/s；r0,pipe为径向旋转热管的最小旋转半径，单位为m；z为沿热管轴向距离冷凝段末端的长度，单位为m。
22、优选地，步骤s2具体包括：步骤s2-1、构建径向旋转热管的气液相变模型，求解连续性方程、动量方程和能量方程，获取热管内部气液相的体积分布、速度分布；步骤s2-2、采用用户自定义函数udf，对气液两相的蒸发和冷凝过程进行模拟。
23、优选地，步骤s2-2所述对气液两相的蒸发和冷凝过程进行模拟具体包括：
24、在蒸发过程中：
25、
26、在冷凝过程中：
27、
28、蒸发和冷凝过程中的能量传递方程为：
29、蒸发
30、冷凝
31、其中：mfg和mgf分别表示液-气和气-液相变过程的质量传递；t表示混合相温度，单位为k；tsat表示工作流体相变时的饱和温度，单位为k；dsm表示sauter平均直径，单位为m；hfg表示相变潜热，单位为j/kg；ri,e和ri,c分别表示蒸发和冷凝过程的相变强度因子，单位为s-1；r表示理想气体常数；γ表示冷凝/蒸发系数。
32、优选地，步骤s3具体包括：步骤s3-1、建立三维hpd模型，对hpd模型进行简化，将简化的三维hpd模型导入有限元仿真工具；步骤s3-2、将简化的三维hpd模型导入步骤s1获得的热载荷边界条件，对hpd进行热传递分析，获取hpd的温度分布；步骤s3-3、将hpd的瞬态温度分布作为热载荷输入到瞬态热形变场中进行模拟，获取hpd的应力分布；步骤s3-4、基于所述温度分布和应力分布评估内嵌热管对于涡轮盘的效果。
33、优选地，步骤s3-1具体包括：使用solidworks几何建模软件建立三维hpd模型，选取包含单个热管的代表性区域作为仿真的基础，省略安装孔、安装边、侧角以及其他附件结构，并建立了一个不包含rrhp的普通hpd模型进行对照分析；利用8节点的四面体单元对简化后的hdp三维模型进行网格划分，对包含热管的区域使用六面体棱柱网格进行划分。
34、优选地，步骤s3-4具体包括：当hpd的峰值、谷值和平均温度不再随着时间波动时，对比没有内嵌rrhp的hpd和内嵌rrhp的hpd的稳态温度场、最大温度梯度、热应力以及达到热稳定状态所需的时间，验证内嵌rrhp对于hpd的效果。
35、与现有技术相比，本发明至少具有如下有益效果：
36、(1)本发明根据航空发动机涡轮盘的热载荷边界条件以及几何约束条件设计径向旋转热管的结构参数，并将设计得到的径向旋转热管内嵌到涡轮盘内。
37、(2)本发明采用了径向旋转热管的气液相变模型，对旋转热管进行计算流体力学仿真分析，以揭示径向旋转热管在航空发动机涡轮盘复杂工作条件下的传热机理以及热管结构因素对径向旋转热管性能的影响。
38、(3)本发明模型独立，方法通用性强，能够运用多物理场耦合手段对复杂热-机械载荷下内嵌旋转热管的涡轮盘进行计算，揭示径向旋转热管对航空发动机涡轮盘的多物理场相互作用特性的作用机制，同时可用于其他高速旋转机械的热防护领域。
1.一种内嵌径向旋转热管的涡轮盘的多物理场特性仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的内嵌径向旋转热管的涡轮盘的多物理场特性仿真方法，其特征在于，步骤s1具体包括：
3.根据权利要求2所述的内嵌径向旋转热管的涡轮盘的多物理场特性仿真方法，其特征在于，步骤s1-1中，所述加热边界条件和冷却边界条件的计算方式为：
4.根据权利要求3所述的内嵌径向旋转热管的涡轮盘的多物理场特性仿真方法，其特征在于，步骤s1-2中，涡轮盘盘面的对流传热系数的计算方式为：
5.根据权利要求4所述的内嵌径向旋转热管的涡轮盘的多物理场特性仿真方法，其特征在于，步骤s1-3中，径向旋转热管的离心加速度计算方式为：
6.根据权利要求5所述的内嵌径向旋转热管的涡轮盘的多物理场特性仿真方法，其特征在于，步骤s2具体包括：
7.根据权利要求6所述的内嵌径向旋转热管的涡轮盘的多物理场特性仿真方法，其特征在于，步骤s2-2所述对气液两相的蒸发和冷凝过程进行模拟具体包括：
8.根据权利要求6所述的内嵌径向旋转热管的涡轮盘的多物理场特性仿真方法，其特征在于，步骤s3具体包括：
9.根据权利要求8所述的内嵌径向旋转热管的涡轮盘的多物理场特性仿真方法，其特征在于，步骤s3-1具体包括：
10.根据权利要求9所述的内嵌径向旋转热管的涡轮盘的多物理场特性仿真方法，其特征在于，步骤s3-4具体包括：
