航空发动机总体结构评估系统平台集成技术研究

赵翀, 付鹏哲, 钟易成

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制造业自动化 ›› 2024, Vol. 46 ›› Issue (12) : 171-178. DOI: 10.3969/j.issn.1009-0134.2024.12.023
设计与应用

航空发动机总体结构评估系统平台集成技术研究

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Research on Platform Integration Technology of Aero-Engine Overall Structure Evaluation System

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摘要

针对航空发动机总体结构综合评价功能的需求，开发基于数据库、技术流程、总体结构布局设计、整机快速建模和结构特性评估工具的发动机总体结构评估系统。集成平台采用Web Service技术，基于网络环境的跨区域、可视化的人机交互操作系统，主要用于航空发动机设计阶段快速建模与设计评估，实现多部门间数据传递的规范性、成套性和可追溯性，保障设计过程数据精准快速传递和项目有效管控。

关键词

设计阶段 ; 快速建模 ; 评估系统 ; 集成平台

基金

国家科技重大专项(2017-I-0008-0009)

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赵翀 , 付鹏哲 , 钟易成. 航空发动机总体结构评估系统平台集成技术研究[J].制造业自动化, 2024, 46(12): 171-178. https://doi.org/10.3969/j.issn.1009-0134.2024.12.023
ZHAO Chong , FU Peng-zhe , ZHONG Yi-cheng. Research on Platform Integration Technology of Aero-Engine Overall Structure Evaluation System[J]. Manufacturing Automation, 2024, 46(12): 171-178. https://doi.org/10.3969/j.issn.1009-0134.2024.12.023

0 引言

总体方案设计是航空发动机研制过程中的顶层活动，用以确定航空发动机的主要特征，其中设计阶段的结构评估可对发动机进行校核，为分系统研制设计提供合理指标。这个过程涉及多学科工具间的数据交互，相应产生数据的成套性及追溯关系缺乏统一管理的问题。其次，随着发动机研发要求提高，研发周期缩短，跨地域的协同研制，导致项目进度追踪及管理难度不断提高［1-4］。通过数字化技术能够大幅提高研发的效率和管理便捷性。何珊［5］通过集成平台技术实现三维设计平台数据库和设计流程管理平台数据库的交互访问和数据对接，实现数据传讯、自动同步、自动传递。袁先士等［6］针对火箭气动计算过程，通过集成模块、集成接口和应用封装技术将自研工具和数值模拟商业软件集成为可视化平台，实现多工具间设计流程的自动化。
国内外针对发动机设计集成平台研究主要集中在火箭发动机，美国田纳西航天学院研制的发动机概念设计平台、西工大和北航开发的发动机计算机辅助设计软件，对发动机计算机辅助设计平台的应用起到积极推动作用［7-9］，但在航空燃气涡轮发动机设计领域的集成平台研究相对较少。对于复杂工程，构建集成平台主要有两种方式：一是采用商业集成平台，如Isight［10］、AML［11］等；二是自研软件平台，如解红雨［12］、张和明［13］和韩明红［14］基于Web、J2EE的多学科协同设计和仿真平台等。
面向复杂的航空燃气涡轮发动机的设计需求，在航空发动机自顶向下参数化描述及数据库设计技术研究的基础上，按照发动机设计阶段的工作流程、性能评估方法和数据传输特点，将发动机设计过程中涉及的布局、建模和性能评估工具，参数化数据管理库和项目管理流程进行集成化，实现基于数据库、技术流程、集成总体结构布局设计、整机快速建模和结构特性评估工具于一体的智能化平台，提高发动机方案阶段的设计效率，缩短设计迭代周期。

1 集成平台建设目标及功能

集成平台为设计人员提供四种发动机类型的数据管理与功能评估分别为小涵道比涡扇发动机、大涵道比涡扇发动机、涡轴发动机和涡桨发动机。
发动机总体结构评估系统的集成平台的目标功能：
1）实现数据传递的快速、准确，支持多学科、多部门之间的协调作业；
2）提供标准化的参数化建模方法、评估流程、仿真方法、分析方法及规范化的模型库、仿真资源库，为设计人员提供标准支撑；
3）提供可视化的人机交互界面，实现数据、流程、项目进度和人员的可追踪性，支持项目管理人员对发动机设计状态的全局管控，为负责人提供充足的决策依据；
4）平台提供开放的数据维护接口，可实现对数据库内容的添加、删除和更新，体现平台适应技术发展的优势。

2 集成平台总体设计

2.1 平台体系结构

如图1所示，集成平台采用三层架构，分别为数据层、接口层和应用层。
图1 综合评价集成平台的软件设计方案

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数据层包含设计流程、评估规则、材料数据、UG特征模型数据、语境模型数据、边界条件数据、评估结果。设计流程是指航空发动机总体结构的设计流程，用于指导集成平台用户的评估工作。评估规则包含国内外发动机整机结构评价准则，用于评估结果的判定依据。材料数据包括航空发动机已经采用和即将采用的材料。UG特征模型数据包括航空发动机整机、部件及零组件快速建模需要输入的结构特征、拓扑关系、数据参数等信息。语境模型数据是指航空发动机综合评估需要输入的整机、部件及零组件等结构的几何信息，这些信息从UG三维数模中获取。边界条件数据包含航空发动机综合评价所需要的整机、部件及零组件相关的性能、载荷等输入数据。评估结果即各模块完成评估后产生的整机、部件及零组件相关的性能数据。
接口层是根据各模块的输入/输出参数要求，对需要的数据进行分组归类，按组建立不同类别的数据，并开发相应的数据接口I/O。采用专用I/O接口有三个方面的优势：一是可以按类别批量地处理I/O数据；二是接口数据简明易懂便于调用；三是数据类别经过精心设计和规划，可以保证两项核心工具的输入/输出简单明了，大大降低软件调用功能的复杂度。
应用层即综合评价集成平台，在该平台下可操作布局模块、快速建模模块和评估模块。这些子模块的应用涉及自研软件、UG软件、ANSYS软件等。因此，在集成平台上根据各软件接口的要求开发打开、关闭各应用软件的功能，实现一个平台多个软件应用。集成平台负责调用各子模块的输入输出、实现综合评估功能，各子模块软件负责实现各子模块的评估功能。

2.2 软件系统架构

航空发动机总体结构评估系统集成平台采用Web Service技术，基于网络环境发布跨区域、可视化的人机交互操作系统。集成平台提供评估工具与数据库之间的接口规范、配置管理、部署和更新管理、日志管理和安全管理等。
根据综合评估集成平台软件的应用模式，软件架构遵从Spring Boot框架规范，采用Spring MVC + Spring + Mybatis构成的标准MVC设计模式，将整个系统划分为View层，Controller层，Service层和DAO层等四层，如图2所示。
图2 软件架构逻辑框图

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View层采用支持Spring Boot的Thymeleaf页面模板技术，数据格式由JSON提供。
Controller层采用Spring MVC框架规范，负责具体的业务模块流程的控制，在此层里面要调用Service层的接口来控制业务流程，即提供页面与后台业务之间的数据交换。
Services层主要负责业务模块的逻辑应用设计，承担业务数据管理、快速评估计算等数据处理业务的实现，封装Service层的业务逻辑有利于通用的业务逻辑的独立性和重复利用性。Services层依赖DAO层实现与数据库之间的业务数据交换，为了解决高访问量的响应速度问题，采用内置的EHCache进程内缓存框架，为Services提供缓存数据访问。在Services层需要调用的基础算法、字符处理等功能集成在Utils工具类中。
DAO层采用Mybatis持久层框架实现最基础的功能支撑，包括连接管理、事务管理、配置加载和缓存处理；具体的SQL查找、解析、执行和执行结果映射处理等操作；为Services层提供给可使用的接口API来操纵数据库，完成具体的数据处理。通过Mybatis的ORM框架，过使用描述对象和数据库之间映射的元数据，将Java程序中的对象自动持久化到数据库中，实现实体对象与数据库之间的匹配关系。
此外，依赖DAO层的通用业务模块有数据库事务、系统日志和安全控制。数据库事务主要是当Java实现数据库事务执行错误时，对部分执行数据进行回滚，保证事务执行的完整性。系统日志管理承担应用系统的业务日志、运行日志，以及环境日志的记录，其中业务和运行日志记录在数据库，环境日志写入本地日志文件。安全管理承担系统用户身份认证、数据权限、功能权限等任务。

3 集成平台实现

3.1 集成平台模块划分

实现复杂产品的集成构架，首先应实现项目管理的结构化，即将复杂的项目分解成层次化的树形结构，既要表达模块的独立性也要表达模块间的关系［15］。模块化的设计思想是目前解决复杂产品研发的有效手段。
系统功能模块化是采用自顶向下思路把复杂问题划分成若干个模块和子模块的过程，各模块之间相互独立，通过接口关系实现模块之间的联系。根据用户的职责及其对应的功能和数据权限，将软件功能构建为用户管理模块、项目管理模块、项目进度模块等三大模块。如图3所示。
图3 集成平台功能模块划分

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用户管理模块与项目管理模块主要功能为：用户和项目的信息及权限管理。项目进度模块主要功能为：整体进度模块、设计参数模块、结构布局模块、快速建模模块、快速评估模块和结果汇总模块。其中，快速评估模块包括重量评估模块、刚度强度评估模块、整机动力学评估模块、轴向力评估模块和间隙评估模块，各模块中有导入和导出参数功能、配置和启动工具功能、模块结果显示功能以及输入和输出文件的存储功能。

3.2 数据库建立及管理实现

航空发动机总体结构评估系统的集成平台部件复杂，且集成了多种建模和评估工具，输入的数据及计算的输出结果繁多，还涉及学科交叉和耦合计算情况，上游和下游数据不统一，因此需要对实数类数据和文件类数据进行管理。集成平台以数据库为核心，依靠数据库的便利性可快速的存储、查询、修改数据，其高效且可并行的操作方式能够最大化实现科研工作者的便利。
集成平台在数据库建立之时，需收集、调查和分析用户数据管理中的信息处理需求、安全和完整性要求。数据库系统服务于某发动机设计阶段的快速建模和性能评估工作，计算平台集成了多种相关专业工具。图4为数据库系统并行设计流程图。数据库系统采用了模块化的设计方法，根据发动机型号的设计要求，对发动机各个模块进行参数配置，配置结果保存于数据库底层，操作人员可登陆数据库系统，实现不同发动机参数模型的调用，进而满足跨区域、跨部门不同参与设计的工作人员在型号研发过程中并行工作的需求。评估阶段的计算结果同样保存至数据库底层，设计优化时可将评估结果反馈给发动机设计模块，实现完整的数据交互。
图4 数据库系统并行设计流程图

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发动机数据库采用自顶向下的结构化划分方法，可将发动机部件分为单元体层、部件层、零件层和参数层，设计参数整齐、规范地存储于数据库中，并对工具之间流通的数据进行了参数化管理，使得参数在系统中具有唯一的标示。基于国际通用缩写、行业内通用缩写、常用习惯、英文翻译等规则，采用特定的英文及数字进行标识定义。由此，每个参数均可以由四级标识组合形成唯一标识，如图5所示。“M02”为单元体编号，代表低压压气机单元体；“LPCA”为部件编号，代表轴流压气机部件；“Disk”为零件编号，代表轮盘零件；“L”为参数编号，代表轮盘轴段长度。依次类推，所有的实数类数据均可采用此方法获得唯一标识，便于数据库管理及调用。
图5 实数类参数标识示意

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文件类数据呈现格式多样化、文件大小不同等特点。由图6可知，集成平台需要对接7个功能工具，每个工具都可能产生输入文件或输出文件。基于此特点，对文件类数据采用基于功能工具模块属性进行管理。
图6 基于功能工具的文件类数据管理

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数据库已经按需求存储所有需要对接的实数类数据和文件类数据，如何将数据库存储好的数据传给集成平台的各个模块，即是数据接口传输所需做的。鉴于每个功能工具的开发平台、开发语言等不同，以及便于平台数据管理，平台给出统一的文件格式，由各个模块自行编写专用导入导出功能函数，实施方案见图7所示。
图7 数据接口传输方案

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3.3 项目流程控制及管理实现

发动机新型号研发之初，总体设计根据设计指标，完成总体方案设计，产生热力参数和流道信息，在此基础上，发动机结构设计在集成平台上完成各部件的结构方案设计。一个部门工作的开展需要上游部门的设计输入，而其设计结果又往往是下一个部门的设计输入，因此有效管理过程文件是必要的。
多部门同时使用集成平台时，需要设计输入和设计结果的实时更新。为满足数据接收与反馈的时效性要求，集成平台在设计流程上进行了阶段性标识，如“已完成”、“进行中”、“未开始”等提示，同时采用版本号形式实现数据历史记录和实时更新，版本号的使用体现在发动机型号、设计方案版本、性能评估迭代次数等方面，形成清晰的自上而下的数据链，支持设计数据查询更新、版本管理和流程控制。如图8所示，项目负责人根据不同的发动机类型创建评估项目，依次执行设计参数、结构布局、快速建模、快速评估、结果汇总，也可从结构布局或快速建模开始执行。前3个模块需完成上一步并发布结果才可进行下一步，而快速评估中的5项评估是同步关系，互不干扰。只要快速建模完成，就可进行任一专业方向的评估。
图8 项目执行流程

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3.4 集成工具功能实现

3.4.1 总体结构布局工具实现

总体结构布局工具，应用于航空发动机和燃气轮机概念设计和方案论证阶段的初始时期。如图9所示，不需要过多的人工参与，通过输入和调整参数，就可迅速生成CAD二维简图、简化有限元分析模型，并给出基本力学特性分析结果。通过该工具，设计人员能够用比较简单的方式生成方案、获得方案的基本力学特性，并对方案优劣有基本的判断。布局工具输出的方案草图，是总体结构快速建模的输入，另外输出的基本力学特性分析结果，可以作为总体结构高效率高可靠度评估的参考，并为后续详细结构优化设计中力学特征参数和构形尺寸调整指出分析方向。
图9 程序GUI及工作流程图

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3.4.2 快速建模工具实现

快速建模工具，基于主模型技术自顶向下建立航空发动机总体控制结构，以及结合典型结构特征数据库进行发动机总体结构主模型的快速建模。如图10所示，快速建模工具接收结构布局中输入的设计参数及布局方案草图，通过UG等软件快速生成发动机的结构控制框架和零件结构。
图10 快速建模工具

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3.4.3 重量评估工具实现

如图11所示，在获得各截面参数的前提下，重量评估工具将发动机拆分为不同的零部件（如压气机、涡轮、燃烧室等），通过不同部件的工作原理、特点以及内在联系，在初步考虑发动机强度负荷（如叶根应力等）、气动负荷（如涡轮中径负荷等）、材料特性（如密度、轮盘许用应力等）、结构限制（如轮毂比、展弦比等）等因素的情况下，综合计算出发动机流路尺寸与重量。重量评估工具的输入来源于快速建模三维模型，输出为发动机和各部件的质量。
图11 重量估算总流程图

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3.4.4 强度刚度评估工具实现

强度刚度评估工具，通过编写相应的APDL命令流文件，实现基于ANSYS软件的承力框架有限元建模、数值计算及有关评估结果的求解输出。具体过程如图12所示，首先利用上游建立的典型承力框架UG几何模型，导出x_t格式的文件；使用APDL命令流文件将x_t格式文件导入ANSYS软件中，根据输入的网格控制参数，自动划分网格，同时根据材料特征参数对各个构件的模型赋予相应的材料属性。紧接着，根据输入的关键位置参数、载荷和约束参数对有限元模型施加载荷和约束，进行求解。最后，根据评估参数及计算方法计算得到相应的强度、刚度参数值，将结果输出。
图12 承力框架的自动有限元建模流程

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3.4.5 整机动力学评估工具实现

整机动力学评估工具，主要包含有限元建模、求解设置、结果输出、后处理四个模块，模块间关系和工作流程如图13所示。用户启动工具后，通过工具建立基于有限元方法的由轴段梁单元、附加质量单元和弹簧连接单元组成的一维整机模型；模型建立后，根据需求进行求解设置，可对一维整机模型计算质量特性、单元属性、模态分析、临界转速与应变能计算，稳态不平衡响应分析和参数敏感性分析；计算完成后输出相应的计算结果。
图13 软件功能与计算流程

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3.4.6 轴向力评估工具实现

轴向力评估工具，用于轴流式航空发动机方案阶段转子轴向力的估算，主要进行压缩系统部件和涡轮部件的盘腔的轴向力计算，并与主流路轴向力迭加，完成转子轴向力的计算。
如果转子轴向力不需调整，转子轴向力预估结束；如果轴向力需要调整，通过调整空气系统流路和相关结构尺寸，包括节流单元形式、数目和结构尺寸、盘腔结构尺寸等，重复前面的过程，直到轴向力不需再调整，最后给出转子轴向力可行或者压缩系统和涡轮流路在轴向力平衡方面不匹配的结论。

3.4.7 转静子间隙评估工具实现

如图14所示，转静子间隙评估工具，以整机结构方案（含结构尺寸、材料参数等信息）为对象，以温度、转速作为输入，计算离心载荷和温度载荷作用下的转、静子结构变形值，进而获得叶尖间隙、封严间隙，建立间隙评估模型。总叶尖间隙由初始叶尖间隙、轮盘径向位移、叶片径向位移和机匣径向位移计算。其中初始叶尖间隙为输入参数，轮盘和叶片的温度分布与变形通过工程算法获得，机匣的温度分布与变形通过有限元计算获得。
图14 转静子间隙评估方案

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4 工程应用

以间隙评估为例进行工程实施验证，图15所示为利用集成平台进行发动机轴向力评估的过程和效果图。通过该实例，完成以下工程验证内容：
图15

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1）平台可实现标准化模块化的设计流程。集成平台将总体结构设计按模块进行划分，将各模块合理地布局在界面上，设计人员根据明确的设计流程完成相对应的设计工作，项目负责人通过项目进展掌握各模块的工作进度。
2）平台可实现设计参数在各模块之间的共享与传输。结构方案完成后通过唯一的版本号将数据传递到下游性能评估模块，各性能评估工具独立工作，评估结果汇总为结构优化提供参考依据。
3）平台可实现评估工具模板化，提高设计效率。通过关键设计参数的导入或输入，设计人员调用评估模块便可直接实现设计方案的快速评估，省去传统性能评估过程中必要的模型简化、网格划分、边界条件等前处理工作，大大提高方案评估效率。

5 结论

航空发动机总体结构评价系统集成平台是一个关注发动机设计阶段快速建模与评价功能的集成平台，平台以底层数据库为基础，集成设计阶段所涉及的主要专业工具，满足用户管理、设计流程、项目管理等过程管理需求，为不同发动机设计参与人员提供设计模板、数据交流、进度查看等功能，降低了设计门槛，提高了设计效率，推动设计阶段整体进度。

参考文献

原文顺序 | 文献年度倒序 | 文中引用次数倒序
1
刘佳晨.多专业联合仿真平台技术研究 ［J］.数码世界，2020（6）：18-19.
本文引用 [1]
2
王文耀，吴腾云，张力匀.航空发动机设计集成平台建设与实践 ［J］.制造业自动化，2020，42（2）：72-76+81.
3
张彪，谭旭刚，赵靖宇，等.航空发动机集成研发系统需求分析 ［J］.航空动力，2021（6）：68-71.
4
赵大泉，李涛，孟祥伟，等.航空发动机集成研发技术 ［J］.航空制造技术，2013（9）：94-98.
本文引用 [1]
5
何珊，陈寿标，潘颖.三维设计平台与设计流程管理平台集成技术研究 ［J］.电力勘测设计，2013（6）：73-76.
本文引用 [1]
6
袁先士，高超，南江，等.气动设计平台集成技术开发研究 ［J］.弹箭与制导学报， 2010，30（6）：171-173.
本文引用 [1]
7
CLEGERN J. Solid Rocket Motor Conceptual Design-the development of a Design Optimization Expert System with a Hypertext User Interface ［C］ //29th Joint Propulsion Conference and Exhibit.1993：2318.
本文引用 [1]
8
梁国柱，张卫华，郭红杰，等.固体火箭发动机集成方案设计系统SRMCAD ［J］.固体火箭技术，2003（3）：18-20.
9
鲍福廷.固体火箭发动机概念设计 CAD 专家系统设计 ［J］.推进技术，1998（3）：18-21.
本文引用 [1]
10
PADULA S L， KORTE J J， DUNN H J， et al. Multidisciplinary Optimization Branch Experience Using iSIGHT Software.1999［R］.NASA Langley Technical Report Server.
本文引用 [1]
11
ZWEBER J， HARTONG A. Structural and Control Surface Design for Wings Using the Adaptive Modeling Language ［C］//7th AIAA/USAF/ NASA /ISSMO Symposium on Multidisciplinary Analysis and Optimization.1998：4869.
本文引用 [1]
12
解红雨，张为华，王中伟，等.基于WEB的固体火箭发动机集成设计平台 ［J］.推进技术，2007（1）：108-112.
本文引用 [1]
13
张和明，熊光楞.Web的多学科协同设计与仿真平台及其关键技术 ［J］.计算机集成制造系统-CIMS，2003（8）：704-709.
本文引用 [1]
14
韩明红，邓家禔.复杂工程系统多学科设计优化集成环境研究 ［J］.机械工程学报，2004 （9）：100-105.
本文引用 [1]
15
冯潼能.航空发动机研发项目的集成架构体系研究 ［J］.航空动力，2018（4）：75-78.
本文引用 [1]
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