phpc的标记域技巧_高压涡轮机匣若何设计结合热固耦合下多目标方法实行优化

文/三七花

序言

在前辈航空发动机设计中，高效率 、高可靠性 和高推质比一贯都是设计者们追求的目标 。

现今气动设计对发动机效率的提升已十分困难，须要从构造设计方面寻求提高发动机效率的 打破口 。

国内外干系文献均表明，恰当的机匣构造设计和高压涡轮叶尖间隙主动掌握系统，可有效掌握静转子部件的质量和径向位移量，从而提高发动机效率、可靠性和推质比 。

机匣是发动机静子中影响发动机质量的紧张部件之一，因此机匣优化减轻质量在发动机构造设计中具有主要意义 。

二、高压涡轮机匣构造

某型航空发动机高压涡轮( HPT) 机匣构造。

该机匣采取内外层机匣设计，外层机匣为紧张承力构造，内层机匣仅承载热载荷和气动载荷，从而有效隔离开外部机器载荷 、热载荷及气动载荷，降落了局部应力过大的风险 。

流道高温燃气与内层机匣之间设有隔热罩，并不直接打仗， 在隔热罩隔热效果良好的情形下，两者热量通报只能通过内层机匣挂钩这一区域。

那么全体内层机匣最高温度值会涌如今此区域， 中高压涡轮机匣温度分布情形验证了该结论 。

为了降落内层机匣温度，采取3圈方形冷却管对高温区域进行冲击冷却 。

图 1 某型航空发动机高压涡轮机匣二维构造示意图

如何有效地掌握，涡轮机匣径向位移量，在合理范围内是高压涡轮机匣叶尖间隙掌握的核心问题 ，减小径向位移量的有效方法之一，是选用线膨胀系数较小的材料制作机匣。

本文采取包括机匣前段 、中段及后段在内的3段式模型，3段机匣通过焊接形成整体。

给出的材料选用原则，前后段机匣材料图 2 高压涡轮机匣模型示意图。

用 GH4169 ，中段机匣材料选用 GH907 。

图3所示为UG中建立的高压涡轮机匣轴对称参数化模型，原始模型特色在该参数化模型中基本得到了保留。

包括机匣特色厚度(b1~b6)，加强肋高度(h1~h2)、凸台宽度(t1~t3)、倒角半径(R1~R5)等。

三、优化策略

优化问题是在优化参量知足约束条件的条件下目标函数最小化的问题。

本文联合ISIGHT，UG及ANSYS构建了一个多学科联合优化平台，对高压涡轮机匣轴对称参数化模型进行局部优化。

优化流程见图4

图4高压涡轮机匣优化流程。

参数化模型由UG表达式文件驱动，优化迭代中修正文件参数值即可变动模型。

每一步迭代过程中的有限元剖析环节通过APDL实现包括模型导入、网格划分、求解、结果导出。

结果导出后，ISIGHT optimization组件会对导出的结果进行解析。

若不收敛，设计变量值会被修正成优化算法打算出的下一步迭代参数值，随后参数化模型会被自编C＋＋程序进行实时更新以供下一步迭代利用。

每一步迭代过程数据通报见图5。

机匣热固耦合剖析

全体热固耦合剖析过程通过APDL措辞完成。

导入参数化模型，选取二维8节点耦合场单元Plane 223划分网格，单元关键字K1选取Structural－Thermal，K3选取Axisymmetric，采取Free办法划分网格，网格密度为1mm，三角形。

单元数 为2910个，节 点 数 为 6 443 个 。
网 格 模 型 见图 6 ，材料属性详见表 1 。

图 6 机匣有限元模型

Fig．6 Finite element model of casing

剖析时仅考虑热载荷和机匣内外侧压差 。
通 常情形下，一部 分取自压气机某级的气体参与 到 外侧冷却，一部 分压气机出口气体参与到内侧 冷 却，因此机匣内外侧压力分布可写为[16]

pouter ＝ λ1 ·phpc

(1)

pinner ＝ λ2 ·pcdp

式中 pouter 为 外 侧 压 力 值，pinner 为 内 侧 压 力 值，λ1 为恒定比例系数，λ2 为 线 性 比 例 系 数，phpc 为 外 侧 冷却气体引气级静压值，pcdp 为压气机出口静压 。

依据热量传 递 方 式 不 同，将 本 文 模 型 温 度 边 界划分 为 3 类：①挂 钩 区 域；②冲 击 冷 却 区 域；

③流动换热区域 。
见图 7 。

表 1 机匣材料属性

材 料

温 度 t／

密 度 ρ／

导热 系 数 λ／

线 膨 胀 系 数 α／

弹性 模 量 E／

泊 松 比

℃

(kg／m3 )

( W／(m · ℃))

(10－6／℃)

GPa

μ

GH4169

20

100

200

300

400

500

600

650

8240

8240

8240

8240

8240

8240

8240

8240

14．7

15．9

17．8

18．3

19．6

21．2

11．82

12．94

13．53

14．10

14．40

14．81

195．0

182．5

170．5

166．0

162．0

155．0

0．3

0．3

0．3

0．3

0．3

0．3

0．3

0．3

20

100

200

300

8280

8280

8280

8280

16．7

17．6

19．0

8．5

8．0

7．9

160

145

0．36

0．36

0．36

0．36

GH907

400

500

600

650

8280

8280

8280

8280

20．1

21．3

22．6

8．3

8．7

9．6

142

138．5

136

123．5

0．36

0．36

0．36

0．36

类边界的传热办法有所不同，个中：

①类边界以热传导为主，属于第1类边界条件，采取文献给出的数据设定该边界；

②类及③类边界以热对流为主，属于第3类边界条件，利用下式打算传热系数。

结合模型有限元剖析结果可以看出，中段机匣焊接处等效应力最大，且最大值为561MPa，远低于对应温度下材料屈从极限，储备强度系数系。

图 7 机匣轴对称模型温度边界

四、机匣构造多目标优化

优化参量提取

根据机匣构造特点，选取了如图3所示的17个优化参量，依据构造特点将上述优化参量归纳为3类，即壁厚、倒角半径及其他。

表2优化设计变量列表

类 型

变 量

初 始 尺 寸／mm

尺 寸 范 围／mm

壁 厚

b1

b2

b3

b4

b5

b6

3．50

3．00

4．00

4．00

4．00

6．00

1．50~5．00

1．50~5．00

1．80~5．00

2．00~5．00

3．00~4．50

2．00~6．00

R1

R2

5．60

5．40

3．00~6．00

3．00~7．50

倒 角

半 径

R3

R4

R5

6．00

5．90

2．30

3．00~6．50

3．00~7．50

1．80~2．50

h1

h2

t1

15．00

20．00

6．58

8．00~25．00

8．00~30．00

1．00~7．00

其 他

t2

t3

x

3．00

3．10

25．00

1．00~5．00

1．00~4．50

13．50~35．00

17 个设计变量对高压涡轮机匣模型等效质量

第8期戴雄等：高压涡轮机匣热固耦合下多目标优化方法1997以及高压涡轮机匣模型径向位移灵敏度剖析结果。

从各构造变量对机匣等效质量灵敏度剖析的结果可以看出，b1，b2，b3，b4，b5及b6灵敏度最高，R2及t1灵敏度最低。

对付机匣径向位移而言，R5及t3灵敏度最高，R1，R2，b1，b6，t1及x灵敏度最低。

综合剖析灵敏度剖析结果后，选取包括b2，b3，b4，b5，R3，R4，R5，h1，h2，t2，t3及x在内的12个优化设计变量进行多目标优化。

优化数学模型

式中X为优化设计变量，Meq(X)为机匣模型三维等效质量，Dr(X)为机匣挂钩处径向位移均匀值，c1和c2为比例因子，ω1和ω2为权重系数。

本文目标函数中各系数的取值情形为：c1取50．0，c2取1．0，ω1和ω2均取0．5。

优化算法采取第2代非劣排序遗传算法(NSGA－Ⅱ)。

优化前后模型构造比拟，个中优化前模型构造如实线所示，优化后模型构造如虚线所示。

优化前后各设计变量比拟见表3，优化前后等效质量、挂钩径向位移及最大应力比拟。

表 3 优化前后设计变量比拟

变 量

初 始 尺 寸／mm

优 化 尺 寸／mm

变 化 幅 度／％

2

b

3．00

2．26

－24．7

3

b

4．00

4．26

＋6．5

4

b

4．00

2．36

－41．0

5

b

4．00

3．02

－24．5

3

R

6．00

3．62

－39．7

4

R

5．90

4．41

－25．3

5

R

2．30

1．93

－16．1

1

h

15．00

23．71

＋58．1

2

h

20．00

28．77

＋43．9

2

t

3．00

1．59

－47．0

3

t

3．10

2．24

－27．7

x

25．00

15．81

－36．8

表 4 优化前后等效质量、径向位移及最大应力比拟

参 数

数 值

变 化

幅 度／％

优 化 前

优 化 后

等效 质 量／kg

23．37

22．31

－4．5

径 向 位 移／mm

1．628545

1．483593

－8．9

最 大 应 力／MPa

561

756

＋34．8

由图10和表3给出的优化结果可看出：

优化后，机匣壁厚度变薄，加强肋高度变高，相对位置变短，有效增大冲击换热区域面积可增强单位韶光冷却气体与内层机匣之间的换热，有利于掌握机匣径向位移量。

同时，倒角半径和凸台宽度变小，使机匣得到质量减轻。

由表4给出的优化结果可看出：

优化后，模型质量减轻了4．5％，挂钩区域径向位移减小了8．9％，中段机匣焊接处仍为最大等效应力涌现的位置，最大值增大34．76％，但低于GH907在当前温度下的屈从极限，无应力集中征象。

总体而言，本文采取的多目标优化方法得到了预期的优化效果，优化后能够有效掌握挂钩处径向位移值且减轻模型等效质量。

结论

本文针对航空发动机高压涡轮机匣构造设计哀求，利用多学科优化平台ISIGHT对航空发动机高压涡轮机匣构造开展多目标优化方法的研究。

优化后，机匣壁厚度变薄，加强肋高度变高，相对位置变短，可增强单位韶光冷却气体与内层机匣之间的换热，有利于掌握机匣径向位移量；同时，倒角半径和凸台宽度变小，使机匣得到减重。

可见机匣加强肋构造朝着有利换热的方向发展，其他构造朝着机匣质量减轻的方向发展。

优化后，模型质量减轻了4．5％，挂钩区域径向位移减小了8．9％，采取本文多目标优化方法能够得到预期的优化效果。

本文多目标优化函数权重系数均取0．5，修正相应的权重系数，可实现优化效果向相应目标的倾斜。

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