一种涡轮盘结构设计分析一体化方法与流程

本发明是一种航空发动机涡轮转动部件结构的设计与分析方法，它能够帮助结构设计人员在设计阶段对结构快速进行强度、寿命等评估，并通过实现分析模型与设计模型的自动关联，确保了在设计模型发生设计更改时，可以快速地得到更改后的结构校验结果，极大的提高设计的质量和效率，属于航空航天发动机技术领域。

背景技术：

涡轮盘是航空发动机的结构关键部件，其故障对航空发动机的正常工作将产生严重的影响，因此涡轮盘的良好设计和安全可靠工作对保证发动机和飞机的耐久性和可靠性至关重要。航空发动机涡轮盘型面通常比较复杂，需要采用在设计阶段就综合考虑其性能、寿命及可靠性，必须借助有限元方法对设计质量进行评估，使得“设计-分析-修改设计-重分析”这个过程需要反复的进行，不断找寻最优设计，传统的设计与分析分离的设计方法已无法满足需求。如何提高设计效率及设计准确性是现实设计工作中亟待解决的问题。虽然设计和分析都是面对同样的设计对象，但由于关注的侧面不同以及历史的发展，两者使用的模型在本质上有很大的区别。设计模型往往主要关注形成设计对象的几何特征，而分析常用的有限元模型则更关注设计对象上力和约束等分析特征。作为设计上游的设计模型由于缺失分析特征，造成设计工具和分析工具之间难以准确有效地协调模型之间的转换，即使采用集成平台将设计工具和分析工具连接起来，但要实现一体化也面临模型不同所带来的网格依赖性、数据转换稳定性、自适应网格质量等问题。目前在某些机械设计领域已经有通过对CAE软件进行二次开发建立的结构分析系统，但相对航空发动机领域，其模型结构较简单，只局限于特定的情况，难以直接应用于航空发动机部件结构分析。

技术实现要素：

本发明技术解决方案：克服现有技术的不足，提供一种涡轮盘结构结构设计分析一体化方法，通过为设计模型增加分析信息和特征，平顺设计模型和分析模型之间的沟壑，使之成为一体的设计分析模型，从而从模型层面将设计和分析关联起来，设计的过程中建立分析模型直接评估设计结果，实现设计分析一体化，快速地得到更改后的结构校验结果，极大的提高设计的质量和效率。

本发明技术解决方案：本发明主要包括5大部分：建立带分析特征的涡轮盘模型、形成加载文件、涡轮盘模型转换及网格模型生成、结构强度/寿命分析、修改设计重新评估。

实现步骤如下：

1)根据涡轮盘结构的几何特征和分析特征，采用航空发动机领域最常用的建模软件Unigraphics NX建立涡轮盘结构的实体模型，对建立的涡轮盘实体模型，利用UG Open API提供的UF_ATTR_assign函数为涡轮盘实体模型的各个拓扑结构如点、线、面等，建立ICCFD_FAMILY属性，建模完成后得到的涡轮盘模型具有ICCFD_FAMILY属性；所述几何特征是指涡轮盘实体模型的几何形状，所述分析特征是指涡轮盘实体模型各个部分在实际工作中承受的载荷约束分析特征数据；

通过采用建模软件进行实体模型的创建，但是普通的商业建模软件建的模型是不带分析信息的，所以对建模软件提供的API即应用程序接口进行编程进而实现在建模过程中创建本发明所需要的分析信息，这个对建模软件进行编程的工作称为二次开发；

2)利用UG Open API提供的ufsta入口函数，在建模软件Unigraphics NX中基于MFC开发分析信息输入界面，设计人员根据涡轮盘各个拓扑结构在实际工作中的功用，为各个拓扑结构的ICCFD_FAMILY属性赋予实际工作的分析信息，包括载荷、约束等，所有与ICCFD_FAMILY属性关联的分析信息输出一份加载文件；

3)利用B-Rep边界表示法将步骤1)建立的带ICCFD_FAMILY属性的涡轮盘实体模型，按照分网软件ICEMCFD中几何模型输入文件Tertin的数据格式进行模型转换，生成一份涡轮盘模型的分网输入文件，在分网软件ANSYS ICEMCFD中利用ICCFD_FAMILY属性不变性原则，对涡轮盘模型的分网输入文件制定网格划分策略进行网格划分，得到网格模型；

4)利用UG Open API提供的ufsta入口函数，在建模软件Unigraphics NX中基于MFC将涡轮盘结构强度寿命分析最常用的有限元求解软件ANSYS集成至建模软件形成有限元求解模块，通过利用步骤2)得到的加载文件和步骤3)得到的网格模型进行结构强度/疲劳寿命有限元分析，得到涡轮盘结构的有限元分析结果；

5)根据步骤4)得到的涡轮盘结构有限元分析果数据，对涡轮盘结构的设计质量进行评估，如果分析满足设计要求则完成设计，否则根据反馈数据修改设计，涡轮盘模型几何尺寸数据被修改后，进入步骤3)进行模型转换，接着进入步骤4)进行有限元分析，根据分析结果在步骤5)中重新判断，通过迭代的方式得到满足设计要求的涡轮盘模型。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明一种涡轮盘结构结构设计分析一体化方法与传统方法相比，通过为设计模型增加分析特征，从而从模型层面将设计和分析关联起来，帮助设计人员在设计阶段对结构快速进行强度、寿命等评估，并通过网格自适应策略和自动重加载技术，确保了在设计模型发生设计更改时，可以快速地得到更改后的结构校验结果，极大的提高设计的质量和效率。

附图说明

图1为本发明一种涡轮盘结构设计分析一体化方法流程图；

图2为本发明在建立涡轮盘实体模型时为其分析特征建立属性，如图所示为安装边添加了ICCFD_FAMILY属性；

图3为本发明分析信息输入界面，为在实体模型中所建立的各个ICCFD_FAMILY分析属性，根据模型的实际情况输入相应的分析信息；

图4为本发明的结构设计分析一体化系统中的有限元分析模块界面示意图。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明一种涡轮盘结构设计分析一体化方法的技术方案做进一步说明。

涡轮盘的结构设计又是一个多次反复设计不断找寻最优设计的过程，针对结构设计人员现实工作中如何提高设计效率及设计准确性的问题，本发明体的一种涡轮盘结构设计分析一体化方法，其流程见图1。

1)根据涡轮盘结构的几何特征和分析特征，采用航空发动机领域最常用的建模软件Unigraphics NX建立涡轮盘结构的实体模型，对建立的涡轮盘实体模型，(其中建模软件Unigraphics NX提供了可以通过C/C++语言进行调用，从而实现用户自定义操作与Unigraphics NX建模环境直接交互的应用程序接口工具包，即UG Open API)，在本发明中，采用UG Open API中提供的属性分配函数UF_ATTR_assign为涡轮盘实体模型的各个拓扑结构如点、线、面等，建立ICCFD_FAMILY属性(其中ICCFD_FAMILY是在分网软件和有限元分析软件有共同声明的数据标识变量，通过这个属性可以保证模型的数据在各传递过程中保持唯一性)，建模完成后得到的涡轮盘模型具有ICCFD_FAMILY属性，具体实现步骤为：

1.1)在本发明中对涡轮盘模型的所有面添加属性，本发明的实现过程为对航空发动机常用的设计建模软件Unigraphics NX进行二次开发，在涡轮盘的建模过程中通过利用UG Open API提供的循环遍历函数UF_OBJ_cycle_objs_in_part获得涡轮盘实体模型各个拓扑结构的tag号；

1.2)根据步骤1.1)得到的tag号，利用UG Open API中提供的访问模型面元素遍历函数UF_MODL_ask_body_faces找到涡轮盘模型所有的面拓扑元素；

1.3)根据步骤1.2)得到的面拓扑元素，采用UF_ATTR_assign函数为面拓扑元素创建ICCFD_FAMILY属性，如图2所示涡轮盘的安装边在建模过程中添加了ICCFD_FAMILY，同理，涡轮盘其他的面也都在建模过程中建立了ICCFD_FAMILY属性，ICCFD_FAMILY属性在分网软件ICEMCFD和有限元分析软件ANSYS将作为分网和加载的识别标志，此步骤建立的涡轮盘模型是带有分析属性的实体模型；

2)利用UG Open API提供的ufsta入口函数，在建模软件Unigraphics NX中基于MFC开发分析信息输入界面，设计人员根据涡轮盘各个拓扑结构在实际工作中的功用，为各个拓扑结构的ICCFD_FAMILY属性赋予实际工作的分析信息，包括载荷、约束等，所有与ICCFD_FAMILY属性关联的分析信息输出一份加载文件，如图3所示，设计人员根据涡轮盘结构安装边在分析时需要添加位移约束，为安装边特征的分析属性赋予相应的位移约束，而榫槽处需要添加离心力，则为榫槽特征的分析属性赋予相应的离心力数值，其他类型的约束或载荷同理，所有与ICCFD_FAMILY属性关联的加载信息以文本文件的方式存储形成一份加载文件；

3)利用B-Rep边界表示法将步骤1)建立的带ICCFD_FAMILY属性的涡轮盘实体模型，按照分网软件ICEMCFD中几何模型输入文件Tertin的数据格式进行模型转换(其中，Tertin是分网软件ICEMCFD的几何输入文件，Tertin文件用于保存和传递模型的点、线、面和ICCFD_FAMILY属性4种数据，这些数据用于ICEMCFD分网以及携带分析信息)，生成一份涡轮盘模型的分网输入文件，在分网软件ANSYS ICEMCFD中利用ICCFD_FAMILY属性不变性原则，对涡轮盘模型的分网输入文件制定网格划分策略进行网格划分，得到网格模型，具体实现步骤为：

3.1)根据步骤1)中建立的涡轮盘实体模型，利用UG Open API中提供实体模型边界表示法下的拓扑结构访问函数UF_BREP_ask_topology获取得到涡轮盘模型的各个拓扑结构；

3.2)利用UG Open API中提供属性数据访问函数UF_ATTR_read_value访问步骤3.1)得到的拓扑结构的ICCFD_FAMILY属性信息；

3.3)利用UG Open API中提供实体模型边界表示法下的几何数据访问函数UF_BREP_ask_geometry访问步骤3.1)得到的拓扑结构所附着的几何数据；

3.4)将涡轮盘模型的属性信息和几何数据按分网软件ICEMCFD中分网输入文件Tertin的格式保存；

3.5)根据步骤3.4)得到的Tertin文件，Tertin文件中模型所有的面都有ICCFD_FAMILY属性，在分网软件ICEMCFD中，所有这些面围成的形状即是原涡轮盘模型的实体模型，由于修改模型的尺寸后只会引起面上几何数据的改变，而面上的所有几何数据皆与属性关联，而修改设计并不会引起属性的变化，所以通过Tertin文件中的ICCFD_FAMILY属性不变性原则，在ICEMCFD中对涡轮盘模型定义分网策略生成网格模型，并且此分网策略在模型涡轮盘模型几何尺寸发生改变，但拓扑结构不发生改变时，模型网格自适应调整以适应涡轮盘结构尺寸的变化，而在航空发动机涡轮盘的结构设计中拓扑结构的修改往往很少，更多的情况是尺寸的调整，所以本发明所提的自适应策略可以实现网格自动重划分，很好的满足设计分析一体化的需求。

4)利用UG Open API提供的ufsta入口函数(其中ufsta函数为UG Open API中提供的内部程序入口函数，内部程序指的是嵌入UG建模软件的可执行程序，外部程序指的是脱离UG建模环境独立运行的可执行程序，在本发明中，采用内部程序的开发模式，开发所得的程序可以直接在建模软件UG中运行，进而实现建模与分析在统一的环境中进行)，在建模软件Unigraphics NX中基于MFC将涡轮盘结构强度寿命分析最常用的有限元求解软件ANSYS集成至建模软件形成有限元求解模块，通过利用步骤2)得到的加载文件和步骤3)得到的网格模型进行结构强度/疲劳寿命有限元分析，得到涡轮盘结构的有限元分析结果；

5)根据步骤4)得到的涡轮盘结构有限元分析果数据，对涡轮盘结构的设计质量进行评估，如果分析满足设计要求则完成设计，否则根据反馈数据修改设计，涡轮盘模型几何尺寸数据被修改后，进入步骤3)进行模型转换，接着进入步骤4)进行有限元分析，根据分析结果在步骤5)中重新判断，通过迭代的方式得到满足设计要求的涡轮盘模型。

提供以上实施例仅仅是为了描述本发明的目的，而并非要限制本发明的范围。本发明的范围由所附权利要求限定。不脱离本发明的精神和原理而做出的各种等同替换和修改，均应涵盖在本发明的范围之内。