一种多孔层合结构构件的刚度等效模型构建方法与流程

1.本发明属于航空发动机领域，涉及带孔构件刚度等效模型设计技术，具体涉及一种多孔层合结构构件的刚度等效模型构建方法。


背景技术：

2.航空发动机中部分构件，例如涡轮叶片、火焰筒、隔热屏等含有大量细孔，孔径不超过1mm，且孔总面积占构件总面积50％以上。对这些构件进行常规有限元分析时，若保留这些细孔的结构特征，构建构件计算模型时使得网格划分工作十分困难且非常耗时，且网格数量十分巨大，达到数百万量级，从而导致了计算效率低下、难以模拟真实使用场景；若不考虑细孔结构，虽然简化了构件计算模型，但是但是计算精度不能满足工程要求，不能准确的反映出构件在工作状态下的真实情况。
3.鉴于此，有必要对含有细孔构件的计算模型构建方法进行改进。


技术实现要素：

4.为解决对航空发动机中带有大量细孔构件进行有限元分析时，采用现有方法构建的计算模型，难以模拟真实使用场景、计算结果准确度低、可信度低等问题，本发明公开了一种多孔层合结构构件的刚度等效模型构建方法，该方法是一种“刚度等效”方法，可以将多孔层合结构构件简化成无孔层合结构模型，可以很好地体现多孔层合结构构件的力学性质，同时能大幅提高计算效率和计算精度，具有广泛的工程应用前景。
5.实现发明目的的技术方案如下：一种多孔层合结构构件的刚度等效模型构建方法，多孔层合结构构件包括多个层板，多孔层合结构构件的刚度等效模型构建方法包括以下步骤：
6.s1、获取层板上细孔的单胞特征尺寸参数；
7.s2、单胞特征尺寸参数，构建层板的单胞实体模型；
8.s3、对单胞实体模型分网，构建层板的单胞实体有限元分析模型；
9.s4、对单胞实体有限元分析模型施加载性能参数、温度、约束进行前处理；
10.s5、计算不同温度下层板的刚度等效模量；
11.s6、重复步骤s1～s5，计算多孔层合结构构件中所有层板在不同温度下各方向的刚度等效模量；
12.s7、对步骤s6中计算的刚度等效模量进行一体化边界处理，构建多孔层合结构构件的刚度等效模型。
13.进一步地，步骤s1中，层板上细孔的单胞特征尺寸参数的获取方法，包括：
14.s11、构建层板的结构模型，依据细孔孔径确定该层板的细孔分布规律；
15.s12、基于细孔分布规律，获取层板上细孔的单胞特征尺寸参数。
16.更进一步地，步骤s12中，单胞特征尺寸参数包括细孔半径、相邻两个细孔孔心间横向距离、相邻两个细孔孔心间纵向距离、层板厚度；其中，相邻两个细孔是指孔径相同的
两个细孔。
17.进一步地，步骤s3中，单胞实体模型分网时，网格类型为四面体网格单元或者六面体网格单元，且分网时对单胞实体模型中孔边位置进行加密划分。
18.进一步地，步骤s2中，若层板中有≥2个规格的单胞实体模型，则在步骤s3中对各规格的单胞实体模型分别分网建构单胞实体有限元分析模型，再组合形成该层板的单胞实体模型。
19.进一步地，步骤s4中，所述性能参数为材料性能参数，所述约束为边界约束和载荷约束。
20.进一步地，步骤s5中，不同温度下层板的刚度等效模量的计算方法，包括：
21.s51、在不同温度下，提取单胞实体有限元分析模型中各网格单元在各方向的应力及应变；
22.s52、计算每一个网格单元各方向的应力及应变与网格单元体积的乘积，求和后除网格单元总体积，获得单胞实体有限元分析模型的等效应力及等效应变；
23.s53、基于等效应力及等效应变，计算层板的刚度等效模量。
24.与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明提供的多孔层合结构构件的刚度等效模型构建方法，是一种“刚度等效”的方法，该方法简化了带有大量细孔的多孔层合结构构件的刚度等效模型，降低分析难度，提升计算效率，提高分析结果的准确性及可靠性，提供了理论支撑，为航空发动机中多孔层合结构的设计与分析提供基础支持，具有工程应用前景。
25.同时，采用本发明的方法，可比原模型降低有限元分析网格数量70％以上，节省了80％以上的计算分析时间；分析时由于施加了刚度等效模量的材料性能参数，进而能够很好地体现原多孔层合结构构件的力学性质，提高了计算精度。经验证，本发明的方法在某型发动机某多孔层合结构构件的有限元分析上已经成功应用，并在此基础上建立了完整的分析流程。
附图说明
26.为了更清楚地说明本发明实施例技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。
27.图1为本发明多孔层合结构构件的刚度等效模型构建方法的流程图；
28.图2为具体实施方式中层板上细孔的分布示意图；
29.图3为具体实施方式中多孔层合结构构件一个层板的单胞实体模型网格划分后形成的单胞实体有限元分析模型的示意图。
具体实施方式
30.下面结合具体实施例来进一步描述本发明，本发明的优点和特点将会随着描述而更为清楚。但这些实施例仅是范例性的，并不对本发明的范围构成任何限制。本领域技术人员应该理解的是，在不偏离本发明的精神和范围下可以对本发明技术方案的细节和形式进行修改或替换，但这些修改和替换均落入本发明的保护范围内。
31.本具体实施方式针对包括多个层板的多孔层合结构构件构建刚度等效模型，用以
对航空发动机中一些带有大量细孔的多层构件的分析提供基础支持，同时需要特别说明的是多个层板中具有相同细孔分布规律的层板可以视为同一个层板。
32.参见图1所示，本具体实施方式公开了一种多孔层合结构构件的刚度等效模型构建方法，包括以下步骤：
33.s1、获取层板上细孔的单胞特征尺寸参数；
34.s2、单胞特征尺寸参数，构建层板的单胞实体模型；
35.s3、对单胞实体模型分网，构建层板的单胞实体有限元分析模型；
36.s4、对单胞实体有限元分析模型施加载性能参数、温度、约束进行前处理；
37.s5、计算不同温度下层板的刚度等效模量；
38.s6、重复步骤s1～s5，计算多孔层合结构构件中所有层板在不同温度下各方向的刚度等效模量；
39.s7、对步骤s6中计算的刚度等效模量进行一体化边界处理，构建多孔层合结构构件的刚度等效模型。
40.以下通过具体的实施例对上述刚度等效模型构建方法中各步骤进行说明：
41.在一个实施例中，步骤s1中，层板上细孔的单胞特征尺寸参数的获取方法，包括：
42.s11、构建层板的结构模型，依据细孔孔径确定该层板的细孔分布规律；
43.s12、基于细孔分布规律，获取层板上细孔的单胞特征尺寸参数；
44.其中，单胞特征尺寸参数包括细孔半径、相邻两个细孔孔心间横向距离、相邻两个细孔孔心间纵向距离、层板厚度；其中，相邻两个细孔是指孔径相同的两个细孔。
45.在此需要说明的是，参见图2所示，同一个层板上，可能含有一种或多种尺寸的细孔，对这些种类的细孔，要分别计算单胞特征尺寸参数。
46.在一个实施例中，步骤s2中，单胞实体模型是用单胞特征尺寸参数，采用cad、ug等几何建模软件中构建的。
47.需要说明的是，当层板中有≥2个规格的单胞实体模型，则在步骤s3中对各规格的单胞实体模型分别分网建构单胞实体有限元分析模型，再组合形成该层板的单胞实体模型。
48.在一个实施例中，步骤s3中，层板的单胞实体有限元分析模型是通过将单胞实体模型导入ansa、hypermesh等分网软件进行有限元网格划分，采用10节点四面体单元或者20节点六面体单元进行网格划分。
49.需要说明的是：为了保证求解的效率和计算结果的准确性，单胞实体模型网格划分时不应太多也不能太少，且在层板厚度方向上网格至少保证2层，同时对单胞实体模型中孔边位置进行加密，通常来说孔边位置的网格单元数量一般不低于20，本具体实施方式中，参见图3所示为多孔层合结构构件其中一个层板的单胞实体模型进行有限元网格划分后形成的单胞实体有限元分析模型的示意图。
50.在一个实施例中，需要对构建的单胞实体有限元分析模型进行预处理，即步骤s4中，对单胞实体有限元分析模型施加载性能参数、温度、约束进行前处理，其中所述性能参数为材料性能参数，所述约束为边界约束和载荷约束。
51.需要说明的是，由于在不同温度下，材料性能参数是不同的，因此在对单胞实体有限元分析模型进行前处理时，还确保材料性能参数与温度的对应关系。
52.在施加边界约束和载荷约束时，由于相邻两个细孔孔心间横向距离、相邻两个细孔孔心间纵向距离不一定相等，因此单胞实体有限元分析模型在xy平面内的内力学性能可能呈现出各项异性，即e
x
≠ey，就单胞细观结构而言，由于其具有三个正交的对称平面，该等效材料是正交各向异性材料，独立的工程材料变量有e
xx
、e
yy
、e
zz
、g
xy
、g
xz
、g
yz
，其中e
xx
为六面体网格单元x方向的弹性模量，e
yy
为六面体网格单元y方向的弹性模量，e
zz
为六面体网格单元z方向的弹性模量，g
xy
为六面体网格单元xy平面的剪切模量，g
xz
为六面体网格单元xz平面的剪切模量，g
yz
为六面体网格单元yz平面的剪切模量。
53.在求解e
xx
时，单胞约束边界条件为约束单胞x方向的一侧，另一侧施加0.1mm的强迫位移；y、z方向两侧面一侧的约束为0，另一侧保持变形一致，施加位移耦合约束。e
zz
、e
yy
、g
xy
、g
xz
、g
yz
的约束边界与e
xx
的约束边界类似。需要说明的是，不同温度下的材料性能参数需要分别计算，模型一样，材料性能不一样，分别进行求解。
54.在一个实施例中，步骤s5中，不同温度下层板的刚度等效模量的计算方法，包括：
55.s51、在不同温度下，提取单胞实体有限元分析模型中各网格单元在各方向的应力σ
ij
(x)及应变ε
ij
(x)：
56.s52、计算每一个网格单元各方向的应力及应变与网格单元体积的乘积，求和后除网格单元总体积，获得单胞实体有限元分析模型的等效应力及等效应变
57.s53、基于等效应力及等效应变，计算层板的刚度等效模量，即
[0058][0059]
其中，σ(x)为材料细观应力，ε(x)为材料细观应变；ω
x
为x处体积单元所占区域，v为网格单元体积，x为细观坐标，为多孔层合结构构件刚度等效模型的刚度等效模量。
[0060]
通过步骤s1～s5，能够计算出多孔层合结构构件中所有层板在不同温度下各方向的刚度等效模量。在对整个多孔层合结构构件分析时，使用其各层板的刚度等效模量，对其进行一体化边界处理，即可构建出多孔层合结构构件的刚度等效模型。
[0061]
本具体实施方式提供的多孔层合结构构件的刚度等效模型构建方法，是一种“刚度等效”的方法，该方法简化了带有大量细孔的多孔层合结构构件的刚度等效模型，降低分析难度，提升计算效率，提高分析结果的准确性及可靠性，提供了理论支撑，为航空发动机中多孔层合结构的设计与分析提供基础支持，具有工程应用前景。
[0062]
同时，采用本发明的方法，可比原模型降低有限元分析网格数量70％以上，节省了80％以上的计算分析时间；分析时由于施加了刚度等效模量的材料性能参数，进而能够很好地体现原多孔层合结构构件的力学性质，提高了计算精度。经验证，本发明的方法在某型发动机某多孔层合结构构件的有限元分析上已经成功应用，并在此基础上建立了完整的分析流程。
[0063]
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
[0064]
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

技术特征：
1.一种多孔层合结构构件的刚度等效模型构建方法，其特征在于，多孔层合结构构件包括多个层板，多孔层合结构构件的刚度等效模型构建方法包括以下步骤：s1、获取层板上细孔的单胞特征尺寸参数；s2、单胞特征尺寸参数，构建层板的单胞实体模型；s3、对单胞实体模型分网，构建层板的单胞实体有限元分析模型；s4、对单胞实体有限元分析模型施加载性能参数、温度、约束进行前处理；s5、计算不同温度下层板的刚度等效模量；s6、重复步骤s1～s5，计算多孔层合结构构件中所有层板在不同温度下各方向的刚度等效模量；s7、对步骤s6中计算的刚度等效模量进行一体化边界处理，构建多孔层合结构构件的刚度等效模型。2.根据权利要求1所述的刚度等效模型构建方法，其特征在于，步骤s1中，层板上细孔的单胞特征尺寸参数的获取方法，包括：s11、构建层板的结构模型，依据细孔孔径确定该层板的细孔分布规律；s12、基于细孔分布规律，获取层板上细孔的单胞特征尺寸参数。3.根据权利要求2所述的刚度等效模型构建方法，其特征在于，步骤s12中，单胞特征尺寸参数包括细孔半径、相邻两个细孔孔心间横向距离、相邻两个细孔孔心间纵向距离、层板厚度；其中，相邻两个细孔是指孔径相同的两个细孔。4.根据权利要求1所述的刚度等效模型构建方法，其特征在于，步骤s3中，单胞实体模型分网时，网格类型为四面体网格单元或者六面体网格单元，且分网时对单胞实体模型中孔边位置进行加密划分。5.根据权利要求1所述的刚度等效模型构建方法，其特征在于，步骤s2中，若层板中有≥2个规格的单胞实体模型，则在步骤s3中对各规格的单胞实体模型分别分网建构单胞实体有限元分析模型，再组合形成该层板的单胞实体模型。6.根据权利要求1所述的刚度等效模型构建方法，其特征在于，步骤s4中，所述性能参数为材料性能参数，所述约束为边界约束和载荷约束。7.根据权利要求1所述的刚度等效模型构建方法，其特征在于，步骤s5中，不同温度下层板的刚度等效模量的计算方法，包括：s51、在不同温度下，提取单胞实体有限元分析模型中各网格单元在各方向的应力及应变；s52、计算每一个网格单元各方向的应力及应变与网格单元体积的乘积，求和后除网格单元总体积，获得单胞实体有限元分析模型的等效应力及等效应变；s53、基于等效应力及等效应变，计算层板的刚度等效模量。

技术总结
本发明提供了一种多孔层合结构构件的刚度等效模型构建方法，包括S1、获取层板上细孔的单胞特征尺寸参数；S2、构建层板的单胞实体模型；S3、构建层板的单胞实体有限元分析模型；S4、对单胞实体有限元分析模型进行前处理；S5、计算不同温度下层板的刚度等效模量；S6、重复步骤S1～S5，计算多孔层合结构构件中所有层板在不同温度下各方向的刚度等效模量；S7、对步骤S6中计算的刚度等效模量进行一体化边界处理，构建多孔层合结构构件的刚度等效模型。本发明的方法可以将多孔层合结构构件简化成无孔层合结构模型，可以很好地体现多孔层合结构构件的力学性质，同时能大幅提高计算效率和计算精度，具有广泛的工程应用前景。具有广泛的工程应用前景。具有广泛的工程应用前景。


技术研发人员：贾林江 李鑫 李龙 刘豫霖 吴绵绵 史剑 陈官峰 潘容
受保护的技术使用者：中国航发四川燃气涡轮研究院
技术研发日：2023.02.24
技术公布日：2023/7/13