CN116628866A - 一种用于航空发动机总体结构设计的控制框架 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空发电机设计技术领域，具体地说是一种用于航空发动机总体结构设计的控制框架，包括总体结构设计控制框架和发动机总体设计控制框架，总体结构设计控制框架是根据发动机总体结构特点，建立的具有相互依赖关系的控制框架层，控制框架层中本层的控制框架由几何要素及其对应的控制参数构成，控制框架层中的下层控制框架依赖上层控制框架，同层间的控制框架不具有依赖关系，控制框架层之间的依赖关系包括参数相关关系、几何相关关系和约束相关关系，同现有技术相比，本发明利用发动机总体结构控制框架易于把握设计重点，解耦众多的设计变量间的复杂依赖关系，降低设计难度，实现发动机总体结构的自上而下设计。

Description

一种用于航空发动机总体结构设计的控制框架

技术领域

本发明涉及航空发电机设计技术领域，具体地说是一种用于航空发动机总体结构设计的控制框架。

背景技术

航空发动机设计是一个涉及气动、强度、动力学等多个学科的复杂系统工程，其设计过程分为总体结构方案设计阶段与详细设计阶段，其中总体结构方案设计是保证发动机设计成功的首要和关键的部分，决定着发动机设计的周期和成本。

总体结构方案设计是多个设计方案择优的过程，并且需要反复修改和不断迭代。因此，如何快速完成满足迭代需求的设计方案是总体方案设计阶段的重要问题。传统的设计方法设计变量多，设计周期长，设计迭代流转缓慢，且没有对零件和部件间的连接关系进行明确的约束，只是以隐式的知识存在于设计人员的头脑中，而发动机总体结构设计不仅涉及零件数庞大且零件个性化程度高，因此涉及的设计变量非常多，且变量之间关系错综复杂，在快速迭代中就难以全面完整地保证零部件的关系，从而影响获得最优设计方案的效率。

基于以上原因，本发明设计了一种用于航空发动机总体结构设计的控制框架，能够对航空发动机总体结构成百上千的设计变量进行解耦，从而更容易实现航空发动机总体结构自上而下设计。建立控制结构框架的方法能够广泛应用于复杂结构迭代设计。

发明内容

本发明的目的是克服现有技术的不足，提供一种用于航空发动机总体结构设计的控制框架，能够对航空发动机总体结构成百上千的设计变量进行解耦，从而更容易实现航空发动机总体结构自上而下设计。建立控制结构框架的方法能够广泛应用于复杂结构迭代设计。

为了达到上述目的，本发明提供一种用于航空发动机总体结构设计的控制框架，包括总体结构设计控制框架和发动机总体设计控制框架，总体结构设计控制框架是根据发动机总体结构特点，建立的具有相互依赖关系的控制框架层，控制框架层中本层的控制框架由几何要素及其对应的控制参数构成，控制框架层中的下层控制框架依赖上层控制框架，同层间的控制框架不具有依赖关系，控制框架层之间的依赖关系包括参数相关关系、几何相关关系和约束相关关系；

参数相关关系指上层和下层不同的结构要素间通过关键的尺寸参数和坐标参数实现关联，其中下层结构的结构尺寸是上层的结构参数变量的函数关系，由上层的参数所驱动；

几何相关关系是指上层和下层不同的结构要素通过关键的几何关系，即基准面重合，线段垂直实现关联，下层的几何元素受到上层几何元素制约，并由上层的几何元素驱动；

发动机总体设计控制框架包括顶层控制框架，部件层控制框架和组件层控制框架；

顶层控制框架包括顶层控制对象和顶层控制参数；

部件层控制框架约束了各部件的位置和外形轮廓，顶层控制框架与部件层控制框架具有上下层约束关系，部件层控制框架包括压气机部件控制框架、中介机匣控制框架和主燃烧室控制框架；

组件层控制框架包括轴承与轴连接、盘与盘连接和盘与轴连接；

顶层控制框架为：

根据发动机设计流程，在发动机方案设计阶段，发动机的流路设计和转子支承方案及布局是进行发动机总体结构设计的起点；顶层控制框架由流路设计参数和支点设计参数及由其驱动的几何元素所组成，几何元素将发动机总体分离成各个子系统，顶层设计参数通过驱动几何元素定义子系统约束并包含设计规则，反映设计人员的总体设计意图；

顶层控制参数为：

发动机的主基准（X、Y、Z）依据主安装节确定，选取主安装节截面为YOZ平面，其与发动机旋转轴线的交点为主坐标系原点（0，0，0），X轴与发动机转子旋转轴线重合，顺航向为正，Z轴沿发动机径向，正上方为正，Y轴按右手法则确定。

压气机部件控制框架为：

在发动机部件层中，对于转动部件控制框架具有相同的特征，转动部件为高或低压压气机，高或低压涡轮。

中介机匣控制框架为：

承力框架是将作用于转子支点的负荷通过气流通道传至外机匣的构件，承力框架与支承结构，即轴承及其封严装置，共同组成发动机的承力系统，是总体结构方案设计的重要内容；对于涡扇发动机，根据所选择支承方案的不同，承力框架包括压气机前轴承机匣，中介机匣、燃烧室承力机匣、涡轮级间承力机匣和涡轮后承力机匣，中介机匣是装有发动机主安装节的主承力框架。

主燃烧室控制框架为：

根据燃烧室的设计流程，将顶层控制结构链接至燃烧室部件；压气机流道出口特征点连线的中点与高压涡轮流道进口特征点连线的中点相连形成燃烧室平均中线；压气机流道出口确定了扩压器进口径向尺寸及轴向位置，燃烧平均中线确定扩压器轮廓线的中心线；高压涡轮流道进口确定火焰筒出口径向尺寸及轴向位置，是火焰筒轴向长度的参考基准，燃烧室平均中线约束了火焰筒进口径向尺寸；燃烧室内外机匣的轴向尺寸参考燃烧室进出口截面基准面，径向位置由燃烧室平均中线约束。

组件层控制框架是指装配关系中相互关联的两个或多个零件之间的配合关系和连接形式；当关联零件间装配关系为“同心装配”时，可以将装配圆柱面简化为草图线并置于位于上一层级的组件控制框架结构中，或者使用“部件表达式”功能使两零件配合圆柱面的内外径相等；当关联零件间的装配关系为“接触装配”时，可以提取配合面的子午截面草图线作为控制框架结构；在发动机总体结构方案设计阶段，主要考虑结构有盘、鼓筒、轴和轴承。

轴承与轴连接为：发动机转动部件的轴承与轴的配合，两者之间具有同心装配关系。

盘与盘连接具有多种形式，并且通常在压气机转子中的连接结构与涡轮转子中的连接结构形式也不相同；在压气机中，盘与盘之间的连接结构存在于盘鼓混合式转子，通常包括以下几种连接结构：长螺栓连接、短螺栓连接、径向销钉连接和短螺栓连接。

盘与轴连接采用法兰结构，并且盘轴连接结构具有双配合面。

几何要素包括几何体、尺寸、基准线、基准面和坐标。

同现有技术相比，本发明提出一种航空发动机总体结构设计的控制框架，明确了控制框架的三层结构以及每层框架的参数和要点。利用发动机总体结构控制框架易于把握设计重点，解耦众多的设计变量间的复杂依赖关系，降低设计难度，实现发动机总体结构的自上而下设计。控制框架不仅限于发动机总体结构，对于其他复杂的机械结构该方法仍具有重大意义。

附图说明

图1为本发明发动机总体结构控制框架示意图。

图2为本发明发送机顶层控制框架示意图。

图3为本发明压气机控制框架结构示意图。

图4为本发明中介机匣控制框架结构示意图。

图5为本发明主燃烧室控制框架结构示意图。

图6为本发明轴承与轴控制接口示意图。

图7为本发明盘与盘结构示意图。

图8为本发明盘轴结构示意图。

具体实施方式

现结合附图对本发明做进一步描述。

参见图1～8，本发明提供了一种用于航空发动机总体结构设计的控制框架：

一、总体结构设计控制框架：

总体结构设计控制框架是根据发动机总体结构特点，建立的具有相互依赖关系的控制框架层。

本层的控制框架由几何体、尺寸、基准线、基准面、坐标等几何要素及其对应的控制参数构成。

下层控制框架依赖上层控制框架，同层间的控制框架不具有依赖关系。

控制框架层之间的相互依赖关系主要包含：参数相关关系、几何相关关系、约束相关关系。

参数相关是指上层和下层不同的结构要素间通过关键的尺寸参数和坐标参数实现关联。其中下层结构的结构尺寸是上层的结构参数变量的函数关系，由上层的参数所驱动。

几何相关是指上层和下层不同的结构要素通过关键的几何关系，如基准面重合，线段垂直等，实现关联。下层的几何元素受到上层几何元素制约，并由上层的几何元素驱动。

基于上述建立的控制框架层，是设计参数的唯一载体，决定着最终设计是否合理。在多学科设计优化的总体结构设计流程中，设计变量在控制框架中进行传递，通过驱动下游设计参数及控制对象，最终驱动实体模型更新完成迭代优化过程。

二.发动机总体设计控制框架：

如图1所示，某型航空发动机总体结构控制框架，包含顶层、部件层、组件层，共3层控制框架：

1.顶层控制框架：

1.1顶层控制对象

根据发动机设计流程，在发动机方案设计阶段，发动机的流路设计和转子支承方案及布局是进行发动机总体结构设计的起点。发动机顶层控制框架由流路设计参数和支点设计参数及由其驱动的几何元素所组成，几何元素将发动机总体分离成各个子系统，顶层设计参数通过驱动几何元素定义子系统约束并包含设计规则，反映设计人员的总体设计意图。对于小涵道比涡扇发动机，如图2所示，发动机顶层控制框架结构包含依据发动机主安装节确定的主基准，各子部件系统的界面基准面、流道线和支点截面轮廓等几何元素。

1.2.顶层控制参数

发动机的主基准（X、Y、Z）依据主安装节确定。选取主安装节截面为YOZ平面，其与发动机旋转轴线的交点为主坐标系原点（0，0，0），X轴与发动机转子旋转轴线重合，顺航向为正，Z轴沿发动机径向，正上方为正，Y轴按右手法则确定。

发动机控制参数由流道设计参数、转子布局参数等组成，就小涵道比涡扇发动机而言具体如表1：

2.部件层控制框架

发动机顶层控制框架约束了各部件的位置和外形轮廓，顶层控制框架与部件层控制框架具有上下层约束关系。

2.1压气机部件控制框架

在发动机部件层中，对于转动部件（高、低压压气机，高、低压涡轮）控制框架具有相同的特征，以下以高压压气机部件为例介绍转动部件的控制框架。

压气机控制框架如图3所示，将顶层控制结构中约束压气机部件位置和外形轮廓的压气机部件流道线及压气机截面基准关联至部件层的压气机部件中。压气机进口导向叶片排参考进口截面确定轴向位置，各级叶片排径向尺寸则受流道线约束，同时静子机匣进口安装界面及出口安装界面受部件进出口截面基准约束。高压压气机控制框架确定转子级数、各级转子轴向位置和静子机匣段数以及各段机匣的界面尺寸。

控制参数如表2：

2.2中介机匣控制框架

承力框架是将作用于转子支点的负荷通过气流通道传至外机匣的构件。承力框架与支承结构（轴承及其封严装置等）共同组成发动机的承力系统，是总体结构方案设计的重要内容。对于涡扇发动机，根据所选择支承方案的不同，承力框架通常包括压气机前轴承机匣，中介机匣、燃烧室承力机匣、涡轮级间承力机匣和涡轮后承力机匣。中介机匣往往是装有发动机主安装节的主承力框架。

如图4所示为中介机匣在部件层的控制框架。从顶层控制框架中引用中介机匣段内、外流道线，分别作为其内、外机匣的内表面轮廓线；引用压气机段外流道线作为分流环的模型接口；引用支点轮廓草图，作为轴承支座的模型接口。

2.3主燃烧室控制框架

燃烧室控制框架如图5所示，根据燃烧室的设计流程，将前述顶层控制结构链接至燃烧室部件；压气机流道出口特征点连线的中点与高压涡轮流道进口特征点连线的中点相连形成燃烧室平均中线；压气机流道出口确定了扩压器进口径向尺寸及轴向位置，燃烧平均中线确定扩压器轮廓线的中心线；高压涡轮流道进口确定火焰筒出口径向尺寸及轴向位置，是火焰筒轴向长度的参考基准，燃烧室平均中线约束了火焰筒进口径向尺寸；燃烧室内外机匣的轴向尺寸参考燃烧室进出口截面基准面，径向位置由燃烧室平均中线约束；

对应控制参数如表 3：

3组件层控制框架

组件层控制框架是指装配关系中相互关联的两个或多个零件之间的配合关系和连接形式。当关联零件间装配关系为“同心装配”时，可以将装配圆柱面简化为草图线并置于位于上一层级的组件控制框架结构中，或者使用“部件表达式”功能使两零件配合圆柱面的内外径相等；当关联零件间的装配关系为“接触装配”时，可以提取配合面的子午截面草图线作为控制框架结构。在发动机总体结构方案设计阶段，主要考虑结构有盘、鼓筒、轴和轴承。

3.1轴承与轴连接

对于轴承与轴连接的控制框架如图6所示，发动机转动部件的轴承与轴的配合，两者之间具有同心装配关系；

3.2盘与盘连接

盘与盘之间的连接具有多种形式，并且通常在压气机转子中的连接结构与涡轮转子中的连接结构形式也不相同。在压气机中，盘与盘之间的连接结构存在于盘鼓混合式转子，通常包括以下几种连接结构：长螺栓连接、短螺栓连接、径向销钉连接和短螺栓连接，本文主要针对短螺栓连接和焊接两种形式，对于这两种形式的控制框架如图7所示；

对应控制参数如表4：

3.3盘与轴连接

盘与轴的连接结构一般采用法兰结构，但与上一小节不同的是，盘轴连接结构通常具有双配合面，控制框架如图8所示，控制参数如表 6：

以上仅是本发明的优选实施方式，只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。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前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

本发明从整体上解决了现有技术中设计变量多，设计周期长，设计迭代流转缓慢，且变量之间关系错综复杂，难以实现总体结构方案的快速设计和择优的问题，通过解耦众多设计变量间的复杂依赖关系、降低设计难度，最终实现航空发动机总体结构的快速迭代设计，满足设计约束需求，该框架可广泛应用于复杂机械总体结构设计。

Claims (10)

1.一种用于航空发动机总体结构设计的控制框架，其特征在于，包括总体结构设计控制框架和发动机总体设计控制框架，所述总体结构设计控制框架是根据发动机总体结构特点，建立的具有相互依赖关系的控制框架层，所述控制框架层中本层的控制框架由几何要素及其对应的控制参数构成，所述控制框架层中的下层控制框架依赖上层控制框架，同层间的控制框架不具有依赖关系，所述控制框架层之间的依赖关系包括参数相关关系、几何相关关系和约束相关关系；

所述参数相关关系指上层和下层不同的结构要素间通过关键的尺寸参数和坐标参数实现关联，其中下层结构的结构尺寸是上层的结构参数变量的函数关系，由上层的参数所驱动；

所述几何相关关系是指上层和下层不同的结构要素通过关键的几何关系，即基准面重合，线段垂直实现关联，下层的几何元素受到上层几何元素制约，并由上层的几何元素驱动；

所述发动机总体设计控制框架包括顶层控制框架，部件层控制框架和组件层控制框架；

所述顶层控制框架包括顶层控制对象和顶层控制参数；

所述部件层控制框架约束了各部件的位置和外形轮廓，所述顶层控制框架与部件层控制框架具有上下层约束关系，所述部件层控制框架包括压气机部件控制框架、中介机匣控制框架和主燃烧室控制框架；

所述组件层控制框架包括轴承与轴连接、盘与盘连接和盘与轴连接。

2.根据权利要求1所述的用于航空发动机总体结构设计的控制框架，其特征在于，所述顶层控制框架为：

根据发动机设计流程，在发动机方案设计阶段，发动机的流路设计和转子支承方案及布局是进行发动机总体结构设计的起点；所述顶层控制框架由流路设计参数和支点设计参数及由其驱动的几何元素所组成，所述几何元素将发动机总体分离成各个子系统，顶层设计参数通过驱动几何元素定义子系统约束并包含设计规则，反映设计人员的总体设计意图；

所述顶层控制参数为：

发动机的主基准（X、Y、Z）依据主安装节确定，选取主安装节截面为YOZ平面，其与发动机旋转轴线的交点为主坐标系原点（0，0，0），X轴与发动机转子旋转轴线重合，顺航向为正，Z轴沿发动机径向，正上方为正，Y轴按右手法则确定。

3.根据权利要求1所述的用于航空发动机总体结构设计的控制框架，其特征在于，所述压气机部件控制框架为：

在发动机部件层中，对于转动部件控制框架具有相同的特征，所述转动部件为高或低压压气机，高或低压涡轮。

4.根据权利要求1所述的用于航空发动机总体结构设计的控制框架，其特征在于，所述中介机匣控制框架为：

承力框架是将作用于转子支点的负荷通过气流通道传至外机匣的构件，承力框架与支承结构，即轴承及其封严装置，共同组成发动机的承力系统，是总体结构方案设计的重要内容；对于涡扇发动机，根据所选择支承方案的不同，承力框架包括压气机前轴承机匣，中介机匣、燃烧室承力机匣、涡轮级间承力机匣和涡轮后承力机匣，中介机匣是装有发动机主安装节的主承力框架。

5.根据权利要求1所述的用于航空发动机总体结构设计的控制框架，其特征在于，所述主燃烧室控制框架为：

根据燃烧室的设计流程，将所述顶层控制结构链接至燃烧室部件；压气机流道出口特征点连线的中点与高压涡轮流道进口特征点连线的中点相连形成燃烧室平均中线；压气机流道出口确定了扩压器进口径向尺寸及轴向位置，燃烧平均中线确定扩压器轮廓线的中心线；高压涡轮流道进口确定火焰筒出口径向尺寸及轴向位置，是火焰筒轴向长度的参考基准，燃烧室平均中线约束了火焰筒进口径向尺寸；燃烧室内外机匣的轴向尺寸参考燃烧室进出口截面基准面，径向位置由燃烧室平均中线约束。

6.根据权利要求1所述的用于航空发动机总体结构设计的控制框架，其特征在于，所述组件层控制框架是指装配关系中相互关联的两个或多个零件之间的配合关系和连接形式；当关联零件间装配关系为“同心装配”时，可以将装配圆柱面简化为草图线并置于位于上一层级的组件控制框架结构中，或者使用“部件表达式”功能使两零件配合圆柱面的内外径相等；当关联零件间的装配关系为“接触装配”时，可以提取配合面的子午截面草图线作为控制框架结构；在发动机总体结构方案设计阶段，主要考虑结构有盘、鼓筒、轴和轴承。

7.根据权利要求6所述的用于航空发动机总体结构设计的控制框架，其特征在于，所述轴承与轴连接为：发动机转动部件的轴承与轴的配合，两者之间具有同心装配关系。

8.根据权利要求6所述的用于航空发动机总体结构设计的控制框架，其特征在于，所述盘与盘连接具有多种形式，并且通常在压气机转子中的连接结构与涡轮转子中的连接结构形式也不相同；在压气机中，盘与盘之间的连接结构存在于盘鼓混合式转子，通常包括以下几种连接结构：长螺栓连接、短螺栓连接、径向销钉连接和短螺栓连接。

9.根据权利要求6所述的用于航空发动机总体结构设计的控制框架，其特征在于，所述盘与轴连接采用法兰结构，并且盘轴连接结构具有双配合面。

10.根据权利要求1所述的用于航空发动机总体结构设计的控制框架，其特征在于，所述几何要素包括几何体、尺寸、基准线、基准面和坐标。