CN111353249B - 涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法 - Google Patents

Abstract

涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法，涉及航空发动机。1)建立涡轮转子二维几何模型，生成涡轮转子二维网格模型，执行强度分析；2)选择剪切边界位置，提取剪切边界上节点的坐标、位移结果和应力结果，进行几何模型重构与网格划分，得三维单孔扇区子模型；3)对三维单孔扇区子模型执行强度分析，对比涡轮转子二维网格模型的强度分析结果，若误差可接受，则完成变维度子模型建模，若误差不可接受，则返回步骤2)；4)设计非圆通气孔，分别计算非圆通气孔单孔面积、通气孔数目和三维子模型的扇区角度；5)自动建模与自动分网；6)建立通气孔优化数学模型。可使涡轮封严盘通气孔的孔边应力分布更为均匀，使封严盘的疲劳寿命大幅提高。

Description

涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法

技术领域

本发明涉及航空发动机，尤其是涉及一种涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法。

背景技术

发动机是飞机的“心脏”。它是飞机的重要组成部分之一，是推动飞机快速发展的动力，也是决定飞机性能，成本和可靠性的关键因素。随着发动机技术的发展和发动机结构的改进，使得航空领域取得了很大的突破。涡轮对航空发动机非常重要。它通过轴驱动压气机，并将部分动力传递到附件。航空涡轮发动机最显着的特点是大功率、高温燃气、高转速、高负荷和高效率。涡轮，特别是高压涡轮在最恶劣的环境下工作。作为发动机中热负荷和功率负荷最大的组件，它是发动机中故障较多的组件之一。因此，涡轮的结构设计要求重量轻、尺寸小、结构简单，同时保证结构强度的可靠性。

图1给出了现有某典型航空发动机涡轮转子二维模型。可见，涡轮封严盘和涡轮轴、第一级涡轮盘采用螺栓结构连接。封严盘通气孔正对预旋喷嘴，并与其共同作为预旋系统的组成单元。预旋系统是航空发动机空气系统的组成部分，主要作用是给涡轮转子有关部位提供冷气，对于降低该部位温度起着至关重要的作用([1]Wu C,Vaisman B,MccuskerK.Cfd Analyses of HPT Blade Air Delivery System with and without Impellers[A].ASME2011Turbo Expo:Turbine Technical Conference and Exposition[C].American Society of Mechanical Engineers,2011:883-892)。研究表明，通气孔的位置和总面积对预旋系统的气动及传热性能有一定影响。([2]Farzaneh-Gord M,Wilson M,Owen JM.Numerical and Theoretical Study of Flow and Heat Transfer in a Pre-Swirl Rotor-Stator System[A].ASME Turbo Expo 2005:Power for Land,Sea,and Air[C].American Society of Mechanical Engineers,2005:943-949；[3]Kakade V,Lock G,Wilson M,et al.Effect of Location of Nozzles on Heat Transfer in Pre-SwirlCooling Systems[J].Journal of Turbomachinery,2011,133(2):394-399)

充分考虑气动及传热学科的性能需求，某民用涡扇发动机的涡轮封严盘采用了常见的圆形通气孔设计方案。图2给出了该涡轮封严盘的三维单孔扇区子模型,即本发明所要进行优化的区域，图3给出了现有的圆形通气孔的设计示意图。分析表明，通气孔孔边存在严重应力集中问题。为了在较短的时间内有效减小孔边最大应力，本发明将高精度代理模型应用于该涡轮封严盘通气孔设计优化中。为满足气动和传热学科的性能需求，通气孔必须位于确定的设计区域(图2示出区域)。

圆形通气孔是涡轮封严盘的一种常见结构，主要用于流通冷气以便满足涡轮转子有关部位对冷气的需求。在高转速运转时，涡轮封严盘需承受较大较复杂的机械载荷与热载荷。而圆形通气孔孔边截面的突变极易造成严重的应力集中问题，并因此引发裂纹故障，进而显著缩短涡轮封严盘的服役寿命。

发明内容

本发明的目的在于现有技术中针对某涡轮封严盘圆形通气孔孔边存在的严重应力集中等问题，提供可有效减小通气孔孔边应力，延长涡轮封严盘疲劳寿命的一种涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法。

所述涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法包括以下步骤：

1)建立涡轮转子二维几何模型，生成涡轮转子二维网格模型，然后采用APDL语方对涡轮转子二维网格模型执行强度分析；

2)选择合适的剪切边界位置，提取剪切边界上节点的坐标、位移结果和应力结果，采用Hypermesh用户开发语言(Tcl/Tk语言)进行几何模型重构与网格划分，得到三维单孔扇区子模型和高质量的六面体网格；

3)采用APDL语言对三维单孔扇区子模型执行强度分析，对比涡轮转子二维网格模型与三维单孔扇区子模型的强度分析结果，若误差可接受，则完成变维度子模型建模，若误差不可接受，则返回步骤2)；

4)设计非圆通气孔，非圆通气孔是双轴对称的，由四段相切的圆弧构成，通气孔中心与基圆的圆心重合，大圆弧分别与基圆、小圆弧相切，分别计算非圆通气孔单孔面积、通气孔数目和三维子模型的扇区角度，进而推导求得通气孔与三维单孔扇区子模型左右边界的最短距离；

5)自动建模与自动分网；

6)建立通气孔优化数学模型。

在步骤5)中，所述自动建模与自动分网的具体步骤为：

(1)定义通气孔设计变量参数，包括基圆半径R₀、大圆弧半径R₁和小圆弧半径R₂和涡轮封严盘盘心与基圆圆心距离H；

(2)导入预先定义的二维子模型的“.HM”文件，该文件包括二维子模型的基本几何信息及四边形网格信息；

(3)以封严盘轴为旋转轴，旋转二维子模型，生成无通气孔结构的三维扇区子模型；

(4)构建通气孔结构，生成带通气孔结构的三维扇区子模型；

(5)构建通气孔偏置结构，切割步骤(4)中生成的三维扇区子模型，得到子域A、子域B、子域C和子域D；

(6)在子域A的源面生成四边形网格，在牵引网格的控制下，沿轴向扫略，生成子域A的六面体网格；

(7)提取子域A的面网格，沿通气孔中心方向扫略，生成子域B的六面体网格；

(8)选择子域C的源面上四边形网格，沿周向扫略，生成子域C的六面体网格；

(9)选择子域D的源面上四边形网格，沿周向扫略，生成子域D的六面体网格；

(10)设置单元属性，输出三维扇区子模型的网格模型。

通过以上步骤即可自动生成三维六面体网格，孔边区域(子域B)的网格节点数和网格层数可根据实际需求设置，任意调整。

在步骤6)中，所述建立通气孔优化数学模型的具体步骤可为：

(1)选择最大vonMises应力作为优化目标以减小通气孔孔边最大应力。非圆通气孔的形状与位置可由基圆半径R₀、大圆弧半径R₁和小圆弧半径R₂和涡轮封严盘盘心与基圆圆心距离H四个参数唯一确定，因此将以上四个参数作为设计变量。考虑气动和传热学科的设计需求，非圆通气孔的总面积设置为初始圆形通气孔的总面积±0.5％。

(2)采用间接手段优化通气孔数目，建立通气孔优化数学模型。

为了尽可能获得最优方案，通气孔数目n也需优化，若直接将n选择为设计变量，则由于总面积n×S_S的可变范围过小，优化极易失败；依据如下公式，采用间接手段优化n：

式中，

表示变量取整函数，即取大于或等于

的最小整数。

与现有技术相比，本发明具有以下突出的技术效果和优点：

1)选择适当的计算模型尤为重要，既要满足设计优化所需的精度要求，又要尽量缩短设计优化所耗用的时间。若直接选用涡轮封严盘的三维模型作为计算模型，则由于涡轮封严盘与其他零部件(如涡轮轴、第一级涡轮盘、榫接结构)存在大量接触，很难准确地确定设计模型所需的边界条件。若选用整个涡轮转子(包括涡轮封严盘、涡轮轴、第一级涡轮盘、螺栓连接结构、榫接结构等)的三维模型作为计算模型，则由于模型过大和非线性问题突出，导致设计优化尤为耗时。若选用涡轮转子的二维模型作为计算模型，虽可显著减小设计优化耗时，但无法准确模拟通气孔孔边的应力分布情况。为了在设计优化可接受的时间范围内，在通气孔孔边区域获得较为精确的强度分析结果，本发明采用了一种变维度子模型方法来确定最终的计算模型。

2)本发明提出了一种新颖的非圆通气孔设计方法，运用了几何自动重构与高质量六面体网格划分，并结合变维度子模型方法和高精度代理模型，发展了一种高效的集成设计优化方法。通过本发明方法对通气孔孔型进行设计优化，孔边最大vonMises应力减小了约25％，且孔边应力分布更为均匀，可见改进效果较好。与常见的圆形通气孔相比，经本发明方法优化后的疲劳寿命大幅提高，说明提出的集成设计优化方法比较有效，在工程应用中具有一定价值。

3)本发明可以使涡轮封严盘通气孔的孔边应力分布更为均匀，使封严盘的疲劳寿命大幅提高，并在保证优化效果的条件下显著提升计算效率。

附图说明

图1为现有航空发动机涡轮转子二维模型；

图2为现有涡轮封严盘三维单孔扇区子模型；

图3为现有圆形通气孔设计示意图；

图4为本发明实施例非圆通气孔设计示意图；

图5为本发明实施例三维单孔扇区子模型分网策略图；

图6为本发明实施例自动重构的三维子模型的几何模型与自动生成的六面体网格；

图7为本发明实施例三维单孔扇区子模型与二维模型的剪切边界对比图。

具体实施方式

以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。

本发明提出的涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法涉及如下两个阶段：

阶段一：变维度子模型建模

1)先建立涡轮转子二维几何模型，生成涡轮转子二维网格模型；然后采用APDL语方对涡轮转子执行强度分析；

2)选择合适的剪切边界位置，提取剪切边界上节点的坐标、位移结果和应力结果，采用自动建模与分网工具，自动重构三维单孔扇区子模型，并生成高质量的六面体网格；

3)采用APDL语言对三维单孔扇区子模型执行强度分析，对比二维网格模型与三维单孔扇区子模型的强度分析结果，若误差可接受，则完成变维度子模型建模，若误差不可接受则返回步骤2)；

选择适当的计算模型尤为重要，既要满足设计优化所需的精度要求，又要尽量缩短设计优化所耗用的时间。若直接选用涡轮封严盘的三维模型作为计算模型，则由于涡轮封严盘与其他零部件(如涡轮轴、第一级涡轮盘、榫接结构)存在大量接触，很难准确确定设计模型所需的边界条件。若选用整个涡轮转子(包括涡轮封严盘、涡轮轴、第一级涡轮盘、螺栓连接结构、榫接结构等)的三维模型作为计算模型，则由于模型过大和非线性问题突出，导致设计优化尤为耗时。若选用涡轮转子的二维模型作为计算模型，虽可显著减小设计优化耗时，但无法准确模拟通气孔孔边的应力分布情况。为了在设计优化可接受的时间范围内，在通气孔孔边区域获得较为精确的强度分析结果，本发明采用了一种变维度子模型方法来确定最终的计算模型。

阶段二：设计与优化。本发明在阶段一变维度子模型建模得到的三维单孔扇区子模型基础上，此阶段结合提出的非圆通气孔设计方法、几何自动重构与高质量六面体网格划分工具以及高精度代理模型，对通气孔进行重新设计与优化，以便有效减小孔边最大应力，获得更优的设计方案。

其中，阶段二的设计与优化方法包含如下子方法：

1)非圆通气孔设计方法

图4给出了提出的非圆通气孔设计示意图。可见，非圆通气孔是双轴对称的，由四段相切的圆弧构成。基圆、大圆弧A1和小圆弧A2的半径分别为R₀、R₁和R₂。通气孔中心与基圆的圆心重合，位于点(r_c0＝H,θ_c0＝0,z_c0＝0)处。大圆弧分别与基圆、小圆弧相切。大圆弧的中心位于点(r_c1＝H+R₀-R₁,θ_c1＝0,z_c1＝0)处，小圆弧的中心位于点(r_c2,θ_c2,z_c2)处，其中：

z_c2＝0

推导求得非圆通气孔单孔面积公式，如下所示：

推导求得通气孔与三维单孔扇区子模型左右边界的最短距离，如下所示：

式中：n表示通气孔(或扇区)的数目。

2)自动建模与自动分网步骤

(1)定义通气孔设计变量参数，包括基圆半径R₀、大圆弧半径R₁和小圆弧半径R₂和涡轮封严盘盘心与基圆圆心距离H。

(2)导入预先定义的二维子模型的“.HM”文件，该文件包括二维子模型的基本几何信息及四边形网格信息。

(3)以封严盘轴为旋转轴，旋转二维子模型，生成无通气孔结构的三维扇区子模型。

(4)构建通气孔结构，生成带通气孔结构的三维扇区子模型。

(5)构建通气孔偏置结构，切割步骤(4)中生成的三维扇区子模型，得到子域A、子域B、子域C、子域D，如图5所示。

(6)在子域A的源面生成四边形网格，在牵引网格的控制下，沿轴向扫略，生成子域A的六面体网格。

(7)提取子域A的面网格，沿通气孔中心方向扫略，生成子域B的六面体网格。

(8)选择子域C的源面上四边形网格，沿周向扫略，生成子域C的六面体网格。

(9)选择子域D的源面上四边形网格，沿周向扫略，生成子域D的六面体网格。

(10)设置单元属性，输出三维扇区子模型的网格模型。

图6给出了自动重构的三维扇区子模型的几何模型与自动生成的六面体网格，可见孔边区域网格质量较高，需要指出的是，孔边区域(子域B)的网格节点数和网格层数可根据实际需求任意调整。

3)通气孔优化数学建模方法

为了尽可能减小通气孔孔边最大应力，选择最大vonMises应力σ_eq,max作为优化目标。非圆通气孔的形状与位置可由基圆半径R₀、大圆弧半径R₁和小圆弧半径R₂和涡轮封严盘盘心与基圆圆心距离H共四个参数唯一确定，因此将以上四个参数作为设计变量。根据气动学科、传热学科以及加工工艺的要求，距离ε应大于或等于某一较小量ε₀，且非圆通气孔的总面积(即n×S_S)应严格限制在(1-0.5％)×S_T和(1+0.5％)×S_T之间。此处的S_T表示初始圆形通气孔的总面积。

为了尽可能获得最优方案，通气孔数目n也需优化。若直接将n选择为设计变量，则由于总面积n×S_S的可变范围过小，优化极易失败。因此，本发明依据如下公式，采用间接手段优化n：

式中：

表示变量取整函数，即取大于或等于

的最小整数。

综上所述，优化模型可表示为如下形式：

min:σ_eq,max

w.r.t.:R₀,R₁,R₂,H

式中，R_L和R_L+16分别表示设计区域下边界和上边界的半径，R₀，R₁，R₂和H的变化范围主要根据加工工艺和几何限制来确定。

由上式可见，设计变量间的变化范围存在耦合。因此，采用变换公式进行解耦，如下所示：

式中：R_0S表示归一化后的基圆半径，R_1S表示归一化后的大圆弧半径，R_2S表示归一化后的小圆弧半径，H_S表示归一化后的基圆圆心与涡轮封严盘盘心距离。

将解耦后的公式代入上述优化模型中，可得解耦后的优化模型，如下形式：

min:σ_eq,max

w.r.t.:R_0S,R_1S,R_2S,H_S

以下给出本发明实施例的具体步骤：

1)变维度子模型建模

变维度子模型建模方法的基本思想是：根据圣维南原理，当选用涡轮转子的二维模型作为计算模型时，可在远离通气孔的位置获得较为精确的强度分析结果；当选用涡轮封严盘的三维单孔扇区子模型作为计算模型时，通过选择合适的剪切边界位置，可在通气孔孔边区域获得较为精确的强度分析结果。

本发明实施例所采用的变维度子模型建模流程，主要涉及以下步骤：

(1)采用UG NX软件建立涡轮转子的二维几何模型，采用片体模拟通气孔结构、螺栓结构和榫接结构。

(2)采用HyperMesh软件生成涡轮转子的二维网格模型。

(3)采用ANSYS软件的APDL语言执行强度分析。根据非轴对称结构的周向分布情况来确定单元的厚度实常数值。采用的涡轮封严盘的温度场T_2D和腔压P_2D分别表示如下：

T_2D(r_b,z_b)＝f_T2D(r＝r_b,z＝z_b)

P_2D(r_f,z_f)＝f_P2D(r＝r_f,z＝z_f)

式中：r表示径向坐标，z表示轴向坐标，T_2D(r_b,z_b)表示二维网格模型任意位置(r_b,z_b)处的温度，P_2D(r_f,z_f)表示二维网格模型任意边界位置(r_f,z_f)处的气动压力。

(4)选择合适的剪切边界位置，该位置需尽可能远离通气孔。从二维网格模型的强度分析结果中提取剪切边界上节点的坐标、位移和应力结果。提取的坐标和位移结果将用于步骤(6)中，提取的应力结果将用于验证所选的剪切边界位置是否合适。

(5)采用基于Hypermesh的自动建模与分网工具，自动重构三维单孔扇区子模型，并生成高质量的六面体网格。三维单孔扇区子模型剪切边界处的网格和节点数目与二维网格模型保持一致，如图7所示。三维单孔扇区子模型的单元类型选择为SOLID186。

(6)采用ANSYS软件的APDL语言对三维单孔扇区子模型执行强度分析。变维度子模型建模方法的关键在于将二维模型中的边界条件与载荷准确地映射到三维子模型中。(I)首先需将三维单孔扇区子模型所有节点的坐标系旋转到圆柱坐标系中。(II)由图7可知，二维模型剪切边界处的节点N_i与三维子模型剪切边界处的节点N′_i相对应。因此，修正三维子模型剪切边界上节点的径向坐标r(N′_i)和轴向坐标z(N′_i)，使其与二维模型剪切边界上的对应节点坐标(r(N_i)和z(N_i))保持一致。(III)将二维模型强度分析结果中提取到的剪切边界上节点的径向位移U_r(N_i)和周向位移U_z(N_i)映射至三维单孔扇区子模型剪切边界上对应的节点，作为三维子模型的位移边界条件。(IV)将二维模型的温度场和腔压载荷映射至三维单孔扇区子模型，表示如下：

T_3D(r_b,θ_b,z_b)＝f_T3D(r＝r_b,θ＝θ_b,z＝z_b)＝f_T2D(r＝r_b,z＝z_b)

P_3D(r_f,θ_f,z_f)＝f_P3D(r＝r_f,θ＝θ_f,z＝z_f)＝f_P2D(r＝r_f,z＝z_f)

式中：θ表示周向坐标，T_3D(r_b,θ_b,z_b)表示三维子模型任意位置(r_b,θ_b,z_b)处的温度，P_3D(r_f,θ_f,z_f)表示三维子模型任意边界位置(r_f,θ_f,z_f)处的气动压力。

(7)对比二维模型与三维子模型的强度分析结果，判断所选的剪切边界条件是否合适。若不合适，在距离通气孔更远的位置重新选择剪切边界，并重复步骤(4)至步骤(7)。若合适，循环结束，得到确定的三维单孔扇区子模型。

2)设计与优化方法

本发明实施例提出的通气孔设计与优化方法流程，主要涉及如下关键步骤：

(1)本发明选择归一化后的基圆半径R_0S、归一化后的大圆弧半径R_1S、归一化后的小圆弧半径R_2S和归一化后的基圆圆心与涡轮封严盘盘心距离H_S作为设计变量，并确定其变化范围。

(2)本发明采用最优拉丁超立方实验设计技术生成设计矩阵，即一组样本点。

(3)对所有样本，分别计算非圆通气孔单孔面积、通气孔数目和三维子模型的扇区角度。非圆通气孔设计方法如下：

图4给出了提出的非圆通气孔设计示意图。可见，非圆通气孔是双轴对称的，由四段相切的圆弧构成。基圆、大圆弧A1和小圆弧A2的半径分别为R₀、R₁和R₂。通气孔中心与基圆的圆心重合，位于点(r_c0＝H,θ_c0＝0,z_c0＝0)处。大圆弧分别与基圆、小圆弧相切。大圆弧的中心位于点(r_c1＝H+R₀-R₁,θ_c1＝0,z_c1＝0)处，小圆弧的中心位于点(r_c2,θ_c2,z_c2)处，其中：

z_c2＝0

推导求得非圆通气孔单孔面积公式，如下所示：

推导求得通气孔与三维单孔扇区子模型左右边界的最短距离，如下所示：

式中：n表示通气孔(或扇区)的数目。

(4)对所有样本点进行几何模型重构与网格划分，自动重构涡轮封严盘的三维单孔扇区子模型，并生成高质量的六面体网格。

(5)采用ANSYS软件的APDL语言对三维单孔扇区子模型执行强度分析，并提取相关响应，即最大等效应力σ_eq,max。

(6)组合采样点和相关响应参量，得到初始样本数据库。

(7)利用现有样本信息构建得到高精度代理模型。

(8)本发明采用遗传算法与序列二次规划法进行优化。优化目标可由步骤(7)中所构建的高精度代理模型近似求解。所构建的优化模型与方法如下：

为了尽可能减小通气孔孔边最大应力，选择最大vonMises应力σ_eq,max作为优化目标。非圆通气孔的形状与位置可由基圆半径R₀、大圆弧半径R₁和小圆弧半径R₂和基圆圆心与涡轮封严盘盘心距离H共四个参数唯一确定，因此将以上四个参数作为设计变量。根据气动学科、传热学科以及加工工艺的要求，距离ε应大于或等于某一较小量ε₀，且非圆通气孔的总面积(即n×S_S)应严格限制在(1-0.5％)×S_T和(1+0.5％)×S_T之间。此处的S_T表示初始圆形通气孔的总面积。

为了尽可能获得最优方案，通气孔数目n也需优化。若直接将n选择为设计变量，则由于总面积n×S_S的可变范围过小，优化极易失败。因此，本发明依据如下公式，采用间接手段优化n：

式中：

表示变量取整函数，即取大于或等于

的最小整数。

综上所述，优化模型可表示为如下形式：

min:σ_eq,max

w.r.t.:R₀,R₁,R₂,H

式中，R_L和R_L+16分别表示设计区域下边界和上边界的半径，R₀，R₁，R₂和H的变化范围主要根据加工工艺和几何限制来确定。

由上式可见，设计变量间的变化范围存在耦合。因此，采用变换公式进行解耦，如下所示：

式中：R_0S表示归一化后的基圆半径，R_1S表示归一化后的大圆弧半径，R_2S表示归一化后的小圆弧半径，H_S表示归一化后的基圆圆心与涡轮封严盘盘心距离。

将解耦后的公式代入上述优化模型中，可得解耦后的优化模型，如下形式：

min:σ_eq,max

w.r.t.:R_0S,R_1S,R_2S,H_S

(9)针对优化所得的最优设计，计算非圆通气孔单孔面积、通气孔数目和三维子模型的扇区角度。

(10)对新设计方案进行几何模型重构与网格划分，自动重构涡轮封严盘的三维单孔扇区子模型的几何，并生成高质量的六面体网格。

(11)对新设计方案，采用ANSYS软件的APDL语言对三维单孔扇区子模型执行强度分析，并提取相关响应σ_eq,max。

(12)检验收敛准则是否得到满足。若满足，则停止循环，得到改进方案。若不满足，则更新现有样本数据库，并重复步骤(7)至步骤(12)。

本发明充分考虑气动及传热学科的性能需求，优化了传统涡轮封严盘的三维单孔扇区子模型，克服了现有涡轮封严盘的圆形通气孔截面的突变极易造成严重的应力集中问题，并因此引发裂纹故障，进而显著缩短涡轮封严盘的服役寿命等缺陷，提出一种新颖的非圆通气孔设计方法，采用几何自动重构与高质量六面体网格划分，并结合变维度子模型方法和高精度代理模型，发展一种高效的集成设计优化方法，以便有效减小通气孔孔边应力，延长涡轮封严盘疲劳寿命。

Claims (6)

1.涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法，其特征在于包括以下步骤：

1)建立涡轮转子二维几何模型，生成涡轮转子二维网格模型，然后采用APDL语方对涡轮转子二维网格模型执行强度分析；

2)选择合适的剪切边界位置，提取剪切边界上节点的坐标、位移结果和应力结果，采用Hypermesh用户开发语言进行几何模型重构与网格划分，得到三维单孔扇区子模型和高质量的六面体网格；

3)采用APDL语言对三维单孔扇区子模型执行强度分析，对比涡轮转子二维网格模型与三维单孔扇区子模型的强度分析结果，若误差可接受，则完成变维度子模型建模，若误差不可接受，则返回步骤2)；

4)设计非圆通气孔，非圆通气孔是双轴对称的，由四段相切的圆弧构成，通气孔中心与基圆的圆心重合，大圆弧分别与基圆、小圆弧相切，分别计算非圆通气孔单孔面积、通气孔数目和三维子模型的扇区角度，进而推导求得通气孔与三维单孔扇区子模型左右边界的最短距离；

5)自动建模与自动分网；

6)建立通气孔优化数学模型。

2.如权利要求1所述涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法，其特征在于在步骤5)中，所述自动建模与自动分网的具体步骤为：

(1)定义通气孔设计变量参数；

(2)导入预先定义的二维子模型的“.HM”文件；

(3)以封严盘轴为旋转轴，旋转二维子模型，生成无通气孔结构的三维扇区子模型；

(4)构建通气孔结构，生成带通气孔结构的三维扇区子模型；

(5)构建通气孔偏置结构，切割步骤(4)中生成的三维扇区子模型，得到子域A、子域B、子域C和子域D；

(6)在子域A的源面生成四边形网格，在牵引网格的控制下，沿轴向扫略，生成子域A的六面体网格；

(7)提取子域A的面网格，沿通气孔中心方向扫略，生成子域B的六面体网格；

(8)选择子域C的源面上四边形网格，沿周向扫略，生成子域C的六面体网格；

(9)选择子域D的源面上四边形网格，沿周向扫略，生成子域D的六面体网格；

(10)设置单元属性，输出三维扇区子模型的网格模型。

3.如权利要求2所述涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法，其特征在于所述通气孔设计变量参数包括基圆半径R₀、大圆弧半径R₁和小圆弧半径R₂和涡轮封严盘盘心与基圆圆心距离H。

4.如权利要求2所述涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法，其特征在于所述预先定义的二维子模型的“.HM”文件包括二维子模型的基本几何信息及四边形网格信息。

5.如权利要求2所述涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法，其特征在于子域B的网格节点数和网格层数可根据实际需求设置，任意调整。

6.如权利要求1所述涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法，其特征在于在步骤6)中，所述建立通气孔优化数学模型的具体步骤为：

(1)选择最大vonMises应力作为优化目标以减小通气孔孔边最大应力，非圆通气孔的形状与位置由基圆半径R₀、大圆弧半径R₁和小圆弧半径R₂和涡轮封严盘盘心与基圆圆心距离H四个参数唯一确定；考虑气动和传热学科的设计需求，非圆通气孔的总面积设置为初始圆形通气孔的总面积±0.5％；

(2)采用间接手段优化通气孔数目n，建立通气孔优化数学模型；

式中，

表示变量取整函数，即取大于或等于

的最小整数。

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