發動機設計，發動機cae的案例
發動機CAE分析工程師
職位名稱：
發動機CAE分析工程師
公司名稱：
寧波德來特技術有限公司
公司簡介：
寧波德來特技術有限公司成立于2004年4月，經過7年發展成為擁有專業發動機設計工程師40人（本科38人），高級工程師4人的一家專業從事發動機整機測試、靜態分析、產品設計、工藝分析、CAE分析、性能開發、樣機試制的發動機開發咨詢公司。
①、基本軟件： IMAGEWARE、GEMAGIC、 PRO/E、UG、
CATIA、AUTOCAD
②、CAE軟件： hapermesh 、 Avl TD、 BOOST 、
FIRE2008、ABAQUS 、GT-power
③、測量軟件： CAM2 、 KUBE 、PC-DIMS
工作地點：
寧波
招聘人數：
8人
學歷要求：
本科
工作年限：
三年以上
薪水范圍：
面議
職位描述：
發動機CAE分析工程師
1、崗位：
A、結構強度、模態分析工程師
B、CFD 流體分析工程師
C、發動機性能分析工程師
D、閥系 配氣分析工程師
2、軟件要求：對發動機分析軟件比較熟煉 比如：ABAQS 、AVL TD\AVL FIRE\GT-POWER
3、工作經驗：
有3~8年的實際項目工作經驗，合則約見
4、薪資待遇：8000~15000元/月，供食宿
展開 CAE技術在航空發動機領域的應用
眾所周知，由于CAE技術在現代產品設計中能起到提高質量、縮短周期、節省成本等重大效益，它在工程界的地位越來越重要。而從CAE應用的深度、廣度和應用歷史等各個方面來看，幾乎找不到能比航空發動機更具代表性的行業。由于極惡劣的工作環境、極高的可靠性和性能要求，航空發動機產品的任何零部件設計幾乎都無一例外離不開各種高級CAE技術的參與。ANSYS系列軟件在航空發動機行業具有獨特的地位和悠久的應用歷史，在當今CAE行業中，還沒有任何公司能提供比ANSYS更完善的航空發動機CAE解決方案，其特色主要體現在如下兩個方面：
1.功能的全面性和先進性
CAE技術在航空發動機領域的應用首先是從計算結構力學分析（結構有限元分析FEA）開始的，以解決零部件的強度、剛度、振動、壽命、以及優化設計等問題；隨后，計算傳熱學和計算流體力學（CFD）開始獲得大規模應用并發展非常迅速；而現代磁懸浮多/全電發動機技術的蓬勃發展則使得原本極少用到計算電磁學（CEM）技術在航空發動機設計中也逐步開始顯得重要起來。ANSYS為所有這些分析領域都提供了最好的技術支持。
展開 CAE干貨丨航空發動機三維數值仿真技術
由此可知，隨著發動機正向研制的深入，航空發動機仿真對象復雜度和網格規模快速提高，其龐大的計算量亟須E級計算技術的支持。
面向物理信息融合的數字孿生應用
隨著計算技術（特別是嵌入式計算技術）、通信技術（特別是5G通信技術）、新型傳感器技術（特別是無線傳感器網絡技術）和自動控制技術的飛速發展與日益成熟，信息物理融合系統（cyber physical systems，CPS）使航空發動機數值仿真實現了系統的實時感知、動態控制和信息服務。一方面，5G通信技術高速率、低延遲將使復雜分布式仿真中網絡數據傳輸時延大大降低，從而可以大大提高仿真模型的復雜度和精度，提升仿真互操作的頻度，同時5G對虛擬現實、增強現實、擴展現實等的促進，將大大提升航空發動機使用環境、試驗、維修、控制等仿真的交互性、沉浸感；另一方面，計算技術的進步帶來了邊緣計算（edge computing）能力的大幅提升，新型傳感器技術的發展支撐了航空發動機數字孿生技術的全面開花，結合多源實時傳感器數據信息，數字孿生體可以在網絡邊緣模擬發動機運行狀態，預測發動機各系統和零部件的趨勢變化，實現對發動機全生命周期的健康狀態監測與管理。
文章來源：CAE仿真之家
展開 基于solidThinking Inspire的發動機后吊鉤CAE技術
發動機后吊鉤主要用于發動機吊裝過程中，是一個非標準件。常見的吊鉤結構為：底部有與缸蓋螺栓連接的螺栓孔，頂部有與鏈條鉤頭相連的吊耳，中間有固定其他附件支架的安裝孔。吊鉤在工作過程中，既要滿足強度要求，不能發生破壞，同時也要滿足剛度要求，不能發生大變形，否則固定在吊鉤上的其他零件就可能產生實效風險。
對發動機后吊鉤的設計，通常采用借用已經投產機型的零件，并根據現有機型的空間布置和零件受力情況進行適當改進的方法。這種傳統的設計方法受到設計者經驗的限制，一般情況下會盲目的增大零件尺寸，改進后的結構往往并不是最優設計方案。
本文以JMC某發動機后吊鉤為例，則借助于CAE軟件——solidThinking Inspire，通過建立拓撲優化基本模型、定義優化空間、施加邊界條件和載荷條件、選擇合適的控制目標進行拓撲優化，軟件優化出的結構往往并不是最終結構，只提供概念設計思路，還需要考慮結構形狀，加工工藝等因素進行合適的CAD后處理。這種方法不受設計經驗的限制，能夠在不知道結構拓撲形狀的前提下，根據已知邊界條件和載荷條件確定比較合理的結構形式，CAD后處理時可以短時間內做出多種方案，進而選擇出最優方案。
本文最后還把通過軟件優化出的結果與傳統設計方法設計結果進行了對比分析。
展開 
發動機機殼設計教程
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展開 分享 | 發動機自適應水泵系統設計
2.2 繼電器輸出模塊
本設計采用車用75 A 繼電器模塊作為控制開關，以水溫信號為基礎實現對電磁離合器吸合的控制。繼電器的信號輸出電路接在單片機的P2.1 口，在單片機懸空的I/O 口引腳上拉10 kΩ，減少噪聲等的干擾，單片機通過對溫度傳感器采集的數據與系統本身設定溫度進行比較，控制繼電器的吸合，進而控制水泵運轉。
圖2 繼電器信號輸出電路
3 上位機軟件設計
3.1 程序設計
3.1.1 主程序設計
系統主程序主要完成系統初始化，等待系統初始化完成之后，調用溫度采集子程序，對發動機冷卻液溫度進行采集，然后調用開關量控制子程序，對采集到的溫度與設置好的溫度進行對比，輸出開關控制量。具體流程圖如圖3。
圖3 主程序流程框圖
3.1.2 開關量控制流程設計
開關量輸出主要功用是輸出繼電器控制信號，完成電磁離合器的吸合與分離，有效可靠的使執行機構工作，而且不受其他因素的影響。溫度采集電路和繼電器控制電路與RS485 總線相互完全隔離，與整個系統隔離。
3.2 數據通信
軟件設計中硬件系統與上位機數據通信采用中斷方式，其通信協議如下：
1）設定延時時間：$ST01XX!，延時時間設定成功返回：$SV01!，讀取延時時間：$RE01!，讀取延時時間返回：$RE01XX!，其中XX 為十六進制數據。
2）設定啟動溫度：$ST02XX!，設定成功返回：$SV02!，讀取啟動溫度：$RE02!，讀取啟動溫度返回：$RE02XX!。
3）讀取溫度指令：#RD01 ！
展開 WAVE-RT是發動機設計
Ricardo公司是一家獨立的為汽車、軍工、運輸及新能源工業提供技術、產品革新、工程解決方案的提供者今天發布了其WAVE-RT- Ricardo公司第一版領先的發動機模擬產品技術要求，它是為實現高精度、實時模擬而設計的從而成為發動機管理系統研發過程的一個嵌入部分。
Ricardo Software公司總裁Steve Sapsford表示，WAVE-RT是發動機設計向前邁進的一個主要步驟，為將來發動機產品驅動模擬的精致及最佳化開辟了新途徑以應對超低排放及燃油經 濟性挑戰。CAE處理的優勢也是極度引人注意的，使發動機與控制工程師之間的活動整體性變得更緊密，特別是加速了全球發動機研發的過程。
隨著WAVE-RT技術的首次發布，它將支持帶蝸輪增壓的汽油、柴油發動機、冷熱自動調節機、EGR等，它也將得到像ETAS這樣的聞名供應商等大量商 業環節硬件（HiL）系統的支持，MathWorks公司將和Ricardo一起將與其他HiL供應商合作保證對附加平臺的支持。
WAVE-RT模擬單獨的汽缸
用WAVE-RT模擬氣流的精確性使概念研發，如：可變閥門正時及舉升控制以及一些更普遍的例子：可控自動點火的陰極重疊或無凸輪的發動機控制成為可 能。事實上分開描繪的單獨汽缸也使復雜控制戰略的研發及認證，如：閉路燃燒控制、不同空氣路徑產生的汽缸之間的完全變更以及與關鍵變量有關的如：空氣質 量、雜質或排放溫度成為可能。隨著波傳播效應被完全地捕捉到，模型的瞬時反應比典型用于這個應用的發動機平均值更接近于實際的發動機。
模型自動地產生
因為WAVE-RT模型根據一個現有的高分辨力及以前認證的WAVE發動機模型自動地產生，只需要很少的校準就產生實時的模型。
展開 基于KULI設計的發動機冷卻系統
隨著汽車對要求發動機的功率也不斷提高，其體積和散熱量也相應增加，但是在汽車整車總布置中，在有限的發動
機艙的空間里，隨著許多附加熱交換器（例如中冷器、變速器機油冷卻器、發動機機油冷卻器、空調冷凝器和助力轉向機油冷卻器）的安裝，散熱條件越來越糟糕，留給散熱器的空間也越來越小。因此設計一個可靠和高效率的發動機冷
卻系統，用最小的散熱器將發動機增加的熱量散發到周圍空氣中去，在汽車整車開發過程中變得更加重要。Kuli 是一個不錯的設計和仿真軟件，本帖則將介紹如何利用Kuli設計發動機冷卻系統的過程和方法。
1 發動機冷卻系統的建模
以一貨車的冷卻系統的設計過程為例，介紹應用仿真計算方法在Kuli 軟件中比較和確定冷卻系統的設計參數。該貨車發動機的冷卻系統屬于強制循環水冷系統。
1.1 發動機冷卻系統的模型
根據貨車的結構形式，設計了格柵、散熱器、機械風扇、內部壓降（在Kuli 軟件中為內部阻力模塊，Built-in resistance）和出口壓降（在Kuli 軟件中為CP-Valve 模塊，Built-in resistance）仿真模型，這些模型主要包括三類信息：
（1）部件外形尺寸和位置參數；（2）流體模型，主要涉及到內部流動流體（冷卻液）和外部流動流體（空氣）的壓力損失特性；（3）部件的傳熱特性。以下主要以入口壓降、風扇和內部壓降模型為例介紹發動機冷卻系統的建模技術。
圖1 發動機冷卻系統的仿真模型
1.2 入口壓降模型
入口壓降模型在Kuli 軟件中用CP 閥模塊表示，它有相對方法、絕對方法和總壓力方法3種方式計算壓力差。其中用相對方法計算壓降的模型如下：
△p = cp× ρ/2 ×（v∞-vin）2 （1）
其中：cp———系數，取值0.9；ρ———空氣密度；v∞、vin———汽車格柵前、后空氣速度。
展開 《航空發動機結構設計分析》
作者：陳光
出版社：北京航空航天大學出版社
出版日期：2006-7-1
CAEnet價：￥79元
郵費:￥5元
總價:￥84元
可用分兌換：
兌換要求及條件:請參考中國CAE聯盟網站書籍獎勵活動
兌換所需可用分：按照中國CAE聯盟網站書籍獎勵活動相關條款。
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注：書價可能會根據市場價格波動，以您兌換時的價格為準。
航空發動機機匣的連接結構設計
人們往往更加重視航空發動機的轉子，轉子包括了風扇/壓氣機、主軸、渦輪等發動機重要且核心零部件，涉及結構、靜強度、高周和低周循環壽命、持久、蠕變、轉子動力學等諸多技術含量較高的學科，而發動機的機匣在那里靜止不動，人們往往忽略了其獨特的重要性，更忽略了機匣設計上的技術難度可能帶來的一系列麻煩的問題。
1、機匣的設計要求
機匣是航空發動機的主要承力件，它與轉子共同形成了發動機氣流通道，其結構和承載情況比較復雜，機匣結構設計的水平，直接影響發動機的氣動性能、可靠性和壽命。一個成功的機匣設計，應能：
1）提供足夠的低循環疲勞壽命；
2）防止高循環疲勞；
3）提供足夠的許用應力；
4）提供足夠的剛度；
5）提供足夠的蠕變壽命并防止屈曲；
6）在總體結構上考慮還需盡量減小機匣的熱變形和與轉子的熱不協調。
7）意外情況下，提供足夠的包容性。
2、機匣的連接結構設計
各類機匣主要包括：進氣機匣、風扇機匣/低壓壓氣機機匣、中介機匣、高壓壓氣機機匣、燃燒室內機匣和外機匣、渦輪機匣、渦輪后機匣、外涵機匣等。
機匣的連接必須保證定位可靠，保證形位公差累計后的支點同軸度，機匣設計最重要的要素之一就是定心方法。常用的定心方法有止口定心、精密螺栓定心、定位銷定心和混合定心方法。
2.1軸向安裝邊結構設計
機匣軸向分段時，機匣之間采用止口定心時，凹止口和凸止口的選擇主要取決于結構、檢驗和裝配的需要，可以考慮將溫度高、線膨脹系數大的零件做成凸止口，保證機匣之間在高溫下的可靠定心。
通常止口定心指的是內止口定心，為了減小機匣內壁面流道上止口結合處的軸向間隙和臺階，可采用外定心止口結構。
展開 航空發動機結構設計分析
航空發動機結構設計分析
作者：陳光
【作者】：陳光
【叢編項】：無
【裝幀項】：平裝 16開 / 589
【出版項】：北京航空航天大學出版社 / 2006-7-1
【ISBN號】：7810776347
【原書定價】：￥79.00
【主題詞】：科學與自然－航空與航天－航空
【圖書簡介】 - 航空發動機結構設計分析
本書是一本全面分析航空發動機結構設計的專著，內容涉及航空發動機結構設計的各個方面，包括：部件結構與總體結構、傳動潤滑、主軸承等的設計分析，發動機發展中的特種試驗與使用中出現的重大故障，提高發動機可靠性、維修性的措施，排除故障的程序與方法，新型發動機中采用的某些新穎結構與加工方法等。本書還分別對國外現役與在研的先進軍、民用航空發動機如F100、F110、F404、EJ200、RB199、RD93、F119以及CFM56、CF6、PW4000系列、RB211系列、遄達系列與GE90等的發展及結構設計特點進行了詳盡的分析。本書不僅能為航空發動機廠所的廣大技術人員及技術領導提供一手資料，也能給從事航空發動機材料、工藝研究工作的技術人員及飛機設計人員參考帶來幫助
展開 
英國斯貝發動機葉片設計的應力標準
本文介紹英國斯貝發動機葉片設計用到的應力標準。
一、壓氣機轉子葉片，包括風扇葉片
1.1關于屈服強度及極限強度
1.1.1葉身，對軍用發動機而言，在所有正常工作條件下：
葉片彎曲應力和拉伸應力的合應力不應大于0.1%的屈服強度的75%，0.1%的屈服強度用σ0.1表示。
拉伸應力不應大于σ0.1的37.5%。
1.1.2銷接固定的葉片根部
對軍用發動機而言：
銷孔邊緣的名義拉伸應力不能超過極限強度σb的25%。值得指出的是，在計算拉伸應力時，必須留有加大孔或襯套尺寸的余量。
在耳片處的最大峰值應力不能超過極限強度σb的80%。
銷釘的彎曲應力不能超過極限強度σb的30%
1.1.3燕尾形榫頭根部
擠壓應力不能超過屈服應力σ0.1的40%。
1.2.蠕變強度
1.2.1葉身
在所有作用有蠕變應力條件下，葉片彎曲應力和拉伸應力的合應力不應超過規定的蠕變強度。一般來講，
短時蠕變，不應超過10h內的0.1%的蠕變強度。
長時蠕變，不應超過100h內的0.1%的蠕變強度。
展開 用SolidWorks設計的圓形活塞發動機機構
此圖是用SolidWorks2015建模，用KeyShot 8渲染
零件
零件一：殼體
零件二：后蓋
零件三：活塞
零件四：曲軸
零件五：連桿
零件六：連桿扣件
殼體子裝配體
1.新建裝配體，插入殼體和后蓋。
2.把兩個零件配合在一起，用同軸心或邊線重合。
3.在Toolbox里找到機械螺釘——十字槽盤頭螺釘，拖到孔上。
4.修改長度。
5.圓周陣列9個，在可跳過的實例中選擇多余的兩個。
6.下面也一樣，先添加一顆螺釘，然后圓周陣列8個，跳過多余的3個。
7.保存裝配體，后面作為子裝配體使用。
連桿子裝配體
8.新建裝配體，插入兩個零件
基于發動機模型的無人機燃油估計算法的設計
從燃油消耗量的趨勢上可以看出，發動機的燃油消耗量與發動機的節氣門位置成正比，而節氣門位置相同時又與發動機的轉速成正比。
利用多項式擬和算法［1］得出油耗的計算公式mf ＝f（φ，n），得出擬合公式如下：
按照不同轉速n 和節氣門開度φ 下實際測試的油量消耗數據辨識得出計算公式的C0、C1、C2、C3、C4、C5、C6等6個系數。根據燃油消耗量計算公式得出的曲線與實際試驗測測試取得的數據的對比如圖1所示。
圖1 燃油消耗量計算曲線與試驗數據對比
對比表明計算結果在節氣門開度處于中部時與試驗數據吻合的很好，而在小開度和大開度時有誤差，但基本趨勢符合。鑒于無人機飛行過程中發動機大部分工作狀態處于中風門附近，因此計算結果可以適用于無人機飛行過程中的燃油估計。
由于發動機的輸出功率是隨發動機的工作高度變化的，而油耗是隨發動機功率成比例變化的。發動機輸出功率隨高度變化的修正因子如圖2所示。
圖2 發動機輸出功率的高度修正因子
利用曲線擬和技術［2］，可以得出修正因子CH ＝Ch0＋Ch1H ＋Ch2H2。
根據以上公式，可得到燃油消耗量的計算公式：mf ＝CHmf0。
2 軟件實現
建立發動機燃油消耗數學模型后，根據模型可在飛行過程中根據實際采集的飛機發動機轉速、節氣門開度以及不同高度下的發動機功率高度修正因子進行燃油消耗計算，按照飛機實際的采樣間隔進行計算，根據飛機飛行時間進行累加，得出飛機在某一段時間的燃油消耗，在界面控制上設計了開關控制，可根據不同的估算時間進行估算。
整個燃油估算作為一個軟件模塊進行設計，設計完成后，作為插件嵌入飛機原有的監控程序當中。
實現算法的軟件流程圖如圖3所示。
展開 北航：航空發動機典型結構概率設計技術
航空發動機是典型的多學科交叉、多部件強耦合的復雜工程系統，在高溫、高壓、高轉速、多場載荷/環境下工作，又要滿足推力大、重量輕、壽命長、高可靠性等極高使用要求，是一種極限產品，研制難度巨大。轉子結構作為航空發動機的核心部件，其結構完整性和可靠性是航空發動機設計的最薄弱環節，是制約發動機研發的瓶頸。
一方面，結構系統經受嚴酷且復雜多變的氣動、機械和熱載荷，同時力學（氣-熱-固）與材料、工藝等學科相互作用和制約；另一方面，結構壽命表現出很大的分散性，而安全飛行又要求低的失效概率。這時，傳統的確定性設計技術面臨諸多挑戰，概率設計作為一種精細設計手段，可以量化風險，在滿足可靠性要求的前提下能夠減輕重量、降低成本，是解決先進航空發動機研制瓶頸的最有潛力的關鍵技術之一。
發動機結構設計發展
航空發動機結構設計經歷了靜強度設計、安全壽命設計、確定性損傷容限設計與結構概率設計的發展過程。
靜強度設計的主要出發點是結構在給定設計載荷作用下不發生破壞；經使用載荷作用，卸載后沒有可見的永久變形。在過去相當長時間內，由于發動機載荷較小，結構的應力水平很低，對結構壽命的要求也不高，靜強度設計能夠滿足設計要求。
1954年英國“彗星”號噴氣式客機連續發生爆炸墜海事故，事故原因是由于飛機機身金屬結構出現疲勞效應而產生的斷裂破壞所造成的。這說明，按照靜強度設計結構件，并不能保證其使用安全，在結構設計中必須考慮安全使用壽命問題。在事故發生之后，航空發動機結構設計開始采用了安全壽命方法。
安全壽命設計的前提是假設結構是無缺陷的連續均勻體。
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