CN112199796B - 一种复合材料外涵机匣铺层设计方法 - Google Patents

一种复合材料外涵机匣铺层设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种复合材料外涵机匣铺层设计方法，可应用于各型号发动机外涵机匣铺层设计，避免因铺层设计导致的结构故障、有利于充分发挥复合材料各向异性的特性，有效减轻复合材料壳体重量。

Description

一种复合材料外涵机匣铺层设计方法
技术领域
本发明属于涡轮风扇发动机领域，具体涉及一种复合材料外涵机匣铺层设计方法。
背景技术
涡轮风扇发动机外涵机匣是一种典型的薄壁圆筒结构，具有工作环境温度高、主要承受拉伸载荷及冲击损伤来源单一等特点，其铺层设计方法与飞机主机结构不尽相同。目前国内外尚无公开资料显示有可工程应用的外涵机匣铺层设计方法。
目前国内发动机复合材料外涵机匣缺乏实用的设计方法，外涵机匣的铺层方案常沿用飞机主机结构。个别发动机外涵机匣铺层设计完全参照飞机主机结构功能件，导致了比较严重的结构故障，也有直接参照某些飞机主机结构承力件而采用准各向同性铺层方案，准各向同性铺层方案具有易于计算分析的优点，对于某些工况载荷复杂的飞机结构件不失为一种经济高效的选择，但发动机外涵机匣载荷工况具有高拉伸应力、低压缩应力、周向拉伸应力最大等特点，简单地选择准各向同性铺层不能充分发挥复合材料各向性能可设计的优势。
发明内容
本发明的目的：提供一种复合材料外涵机匣铺层设计方法，可应用于各型号发动机外涵机匣铺层设计，避免因铺层设计导致的结构故障、有利于充分发挥复合材料各向异性的特性，有效减轻复合材料壳体重量。
本发明的技术方案：提供一种复合材料外涵机匣铺层设计方法，所述设计方法包括：
确定复合材料外涵机匣载荷特点及工作环境特点：载荷特点包括以内压和轴向拉力引起的拉伸载荷为主，工作环境最高温度超过400℃，低速冲击来源单一；
确定复合材料外涵机匣的设计许用值：在高温条件下，求取直径6.35mm开孔条件下典型铺层的设计许用值作为复合材料外涵机匣的设计许用值；
绘制基于试验修正的拉伸强度毯式曲线：采用增量法、蔡-希尔失效准则和按失效模式进行刚度削减的计算方法，根据复合材料单层板的4个工程弹性常数和5个基本强度估算出典型铺层的极限强度，再通过试验求取6至8种典型铺层的极限强度B基准值；将试验求取的极限强度B基准值和估算得出的极限强度相除，得出极限强度的修正系数；利用修正系数对所有估算出的典型铺层的极限强度进行修正；采用枚举法，将所有修正后的典型铺层的极限强度绘制出含孔拉伸强度毯式曲线；
基于含孔拉伸强度毯式曲线完成机匣壳体主铺层设计：基于含孔拉伸强度毯式曲线和复合材料外涵机匣设计许用值中的拉伸设计许用值，计算机匣壳体主铺层的总层数；根据复合材料铺层工艺准则，完成主铺层的铺层顺序设计，形成初始铺层方案；利用复合材料外涵机匣设计许用值中的压缩设计许用值，对初始铺层方案进行校核；
机匣壳体补强层设计：使用外涵机匣载荷为边界条件，通过有限元分析确定补强区厚度和补强直径，完成补强层方案设计。
可选地，冲击来源为工具掉落。
可选地，采用ASTM标准，求取直径6.3mm开孔条件下典型铺层的设计许用值。
可选地，确定复合材料外涵机匣的设计许用值中，高温条件是指发动机最大热负荷工况下复合材料外涵机匣的局部最高温度。
可选地，确定复合材料外涵机匣的设计许用值中，设计许用值主要包括拉伸设计许用值、压缩设计许用值。复合材料选用树脂基复合材料。
可选地，试验求取6至8种典型铺层的极限强度B基准值时，极限强度B基准值统计方法、试验方法采用ASTM标准。
可选地，计算机匣壳体主铺层的总层数的计算方法为：初选主铺层比例，查阅含孔拉伸强度毯式曲线，得到该比例下的典型铺层的拉伸设计许用值，利用周向拉伸应力计算公式计算主铺层总层数。
可选地，补强层是指对复合材料壳体上开孔处及安装边进行局部加厚。
本发明的有益效果：可应用于各型号发动机外涵机匣铺层设计，避免因铺层设计导致的结构故障、有利于充分发挥复合材料各向异性的特性，有效减轻复合材料壳体重量。
附图说明
图1发动机复合材料外涵机匣设计许用值确定示意图；
图2外涵机匣承载估算示意图；
图3开孔补强区几何尺寸示意图；
图4层合板强度随补强半径比(或直径比)的变化示意图。
具体实施方式
下面通过具体实施方式对本发明作进一步的详细说明：
本实施例，提供提供一种复合材料外涵机匣铺层设计方法，所述设计方法包括以下步骤：
(1)确定复合材料外涵机匣载荷特点及工作环境特点：
本实施例，确定出的复合材料外涵机匣载荷特点包括内压和轴向拉力引起的拉伸载荷为主，工作环境最高温度超过400℃，低速冲击来源单一；具体分析内容如下所述。
已知某发动机外涵机匣结构尺寸见表1；根据发动机整机载荷分配情况，外涵机匣整体承受载荷工况见表2。其中，如图2所示，图2为外涵机匣承载估算示意图。
表1发动机外涵机匣机匣结构尺寸(mm)
Figure BDA0002727194300000031
表2发动机外涵机匣主要载荷工况
Figure BDA0002727194300000032
按照材料力学薄壁圆筒结构应力一维估算方法，对外涵机匣壳体各向应力进行估算。估算公式如下：
Figure BDA0002727194300000033
Figure BDA0002727194300000034
Figure BDA0002727194300000035
Figure BDA0002727194300000036
式中：σ1表示机匣筒体的轴向正应力；σ2表示机匣筒体的周向正应力；σM表示弯矩产生的最大正应力；τ12表示扭矩产生的最大切应力；简化筒体内径D；筒体长度L；作用于筒体端面的最大轴向力P；作用于筒体端面的最大弯矩M；作用于筒体端面上的最大扭矩T；作用于筒体内外表面的最大压差q，机匣厚度h。估算得到的正应力及切应力见表3。
表3发动机机匣轴向及周向应力估算结果(MPa)
Figure BDA0002727194300000037
从初步估算的结果来看，发动机外涵机匣主要承受拉伸载荷(且以周向拉伸载荷为主)，压缩载荷及剪切均很小。
发动机外涵机匣前连中介机匣、后接涡轮机匣，内壁面与压气机机匣及燃烧室外机匣共同组成外涵气流流道。外涵气流经过风扇压缩升温的气流从中介机匣流出后，需要与温度更高的压气机机匣及燃烧室外机匣进行热量交换，因而气流温度常常较高。
对于需要卸荷放气的发动机而言，热冲击引起的外涵机匣的局部最高温度可能会达到400℃以上。在飞机高空飞行过程中，飞机机翼及垂尾等外部结构一般工作温度在-55℃至120+℃，因此飞机结构与发动机外涵机匣工作温度环境存在很大的不同。
在冲击来源方面，飞机主机结构在装配、维修过程中遇到的意外工具掉落，起飞过程中遇到的沙石撞击，飞行过程中发生的鸟撞事件等，引起的小于勉强可见损伤(BVID)在巡回检查时一般不被发现。而发动机外涵机匣由于被包裹在飞机内部，因此损伤来源除装配维修过程中低能量冲击外，不涉及鸟撞和沙石的冲击。总而言之，相对飞机结构而言，发动机外涵机匣的低速冲击源相对单一。设计发动机外涵机匣时的CAI冲击能量、BVID尺寸与飞机主机结构不同。
总之，相比工作温度较低和载荷工况复杂的飞机主机结构而言，航空发动机外涵机匣的载荷特点是：以内压和轴向拉力引起的拉伸载荷为主，具有高拉伸应力、低压缩应力，内压引起的周向拉伸应力最大；工作环境特点是温度高；损伤来源单一。详细对比见表4。
表4飞机结构与发动机外涵机匣载荷及工作环境特点对比
Figure BDA0002727194300000041
因此，在复合材料外涵机匣设计过程中需要注意以下几点：
a.考虑材料的耐温能力，采用耐温能力更高的树脂基复合材料，以保证外涵机匣实际工作过程中材料的弹性模量不发生突变，保证结构安全，同时关注材料的高温性能衰减问题；
b.避免采用准各向同性铺层比例，设计合理的铺层比例并适当增加90°方向铺层比例，在保证机匣可靠性前提下尽可能减轻壳体重量；
c.设计值求取时，外涵机匣CAI冲击能量、BVID对应的尺寸与飞机主机结构不同。
(2)确定复合材料外涵机匣的设计许用值：
本实施例，在高温条件下，求取直径6.35mm开孔条件下典型铺层的设计许用值作为复合材料外涵机匣的设计许用值。其中，高温条件是指发动机最大热负荷工况下复合材料外涵机匣的局部最高温度。采用ASTM标准，求取直径6.3mm开孔条件下典型铺层的设计许用值。设计许用值主要包括拉伸设计许用值、压缩设计许用值，具体如图1所示，图1为发动机复合材料外涵机匣设计许用值确定示意图。
根据发动机复合材料外涵机匣不同于飞机主机复合材料结构的载荷特点和工作环境，其设计值求取方法如下：
a.考虑初始损伤和湿热后的静强度设计因静力覆盖疲劳自动满足疲劳设计；
b.将损伤分为目视可见和目视不可见损伤，临界点为(目视勉强可见损伤)大于BVID的损伤在巡回检查时可被及时发现，将开展维修甚至换装；小于BVID(目视勉强可见损伤)的损伤可容忍不处理；
c.静强度拉伸设计值使用“含Φ6.35mm直径孔层合板拉伸试验值(高温)”；
d.采用周向拉伸设计，校核机匣“压缩、剪切、挤压”性能；
e.静强度压缩设计值使用“冲击后压缩试验值CAI”；
f.外涵机匣(CAI)＝CAI*高温修正系数μ。
(3)绘制基于试验修正的拉伸强度毯式曲线：
本实施例，采用增量法、蔡-希尔失效准则和按失效模式进行刚度削减的计算方法，根据复合材料单层板的4个工程弹性常数和5个基本强度估算出典型铺层的极限强度，再通过试验求取6至8种典型铺层的极限强度B基准值；将试验求取的极限强度B基准值和估算得出的极限强度相除，得出极限强度的修正系数；利用修正系数对所有估算出的典型铺层的极限强度进行修正；采用枚举法，将所有修正后的典型铺层的极限强度绘制出含孔拉伸强度毯式曲线。
本实施例，对于试验后的拉伸强度，按照统计方法或线性回归方法求取B基准值后，与极限强度值进行比较，最终获取基于试验修正的不同铺层拉伸强度的毯式曲线。
试验求取6至8种典型铺层的极限强度B基准值时，极限强度B基准值统计方法、试验方法采用ASTM标准。
(4)基于含孔拉伸强度毯式曲线完成机匣壳体主铺层设计：
本实施例，基于含孔拉伸强度毯式曲线和复合材料外涵机匣设计许用值中的拉伸设计许用值，计算机匣壳体主铺层的总层数；根据复合材料铺层工艺准则，完成主铺层的铺层顺序设计，形成初始铺层方案；利用复合材料外涵机匣设计许用值中的压缩设计许用值，对初始铺层方案进行校核。
本实施例，计算机匣壳体主铺层的总层数的计算方法为：初选主铺层比例，查阅含孔拉伸强度毯式曲线，得到该比例下的典型铺层的拉伸设计许用值，利用周向拉伸应力计算公式计算主铺层总层数。如表5所示，为某发动机主铺层数量计算过程。
表5某发动机主铺层数量计算(按应力)
Figure BDA0002727194300000061
(5)机匣壳体补强层设计：
本实施例，使用外涵机匣载荷为边界条件，通过有限元分析确定补强区厚度和补强直径，完成补强层方案设计。其中，补强层是指对复合材料壳体上开孔处及安装边进行局部加厚。
由于设计需要，机匣壳体上常布置有各种孔座，复合材料壳体上开孔会切断纤维引起壳体刚度和强度下降。紧固件连接区域也需要开孔也会引起壳体刚度和强度下降。因此，壳体开孔及连接部位需要进行补强设计。补强设计原则如下：
a.为了减少开口引起的应力集中和加工方便，尽可能开圆形孔。层合板上开孔的几何尺寸大致可以分为小开口和中开口。通常所说的大开口在航空发动机上不常见；
b.开孔部位补强后，结构承载能力应满足结构使用要求，并且开孔补强区初始破坏到最终破坏之间应有不小于1.5安全系数的强度储备；
c.补强措施应工艺可行，质量可靠，补强增加的质量尽可能地小；
d.选用开孔两侧对称插层补强方式对复合材料壳体进行补强；
e.开孔补强设计内容主要是确定补强区厚度ts和补强直径D以及补片铺层方式。补强半径比(或直径比)选择2.0～2.5比较合适，补强比选取0.5到1.0之间较合适；其中，图3为开孔补强区几何尺寸示意图，左图为俯视图、右图为剖视图，开孔直径为d。
f.连接区推荐的铺层方案为：±45°方向铺层比例≥40％，90°方向铺层比例≥25％，0°方向铺层比例在10％～25％。
复合材料外涵机匣采用多层单向层补强，复合材料补强直径D/复合材料开孔d≮2倍，补强层从外到内依次缩进，形成长度L补强层过渡区。其中，图4为层合板强度随补强半径比(或直径比)的变化示意图，其中R为对应补强直径D的半径，r为对应直径d的半径。
本发明的设计要点：
本发明提出一种基于试验修正、实用的复合材料外涵机匣铺层设计方法，具体完成了基于蔡-希尔失效准则的层合结构极限强度估算、计算与试验数据修正结合的毯式曲线获取，设计方法在考虑湿热和初始损伤的基础上，融入了损伤容限的思想，可用于各型号航空发动机复合材料外涵机匣的结构设计。具体的方法要点如下：
a.采用“高温修正+直径6.3mm开孔条件下的设计许用值。发动机外涵机匣工作温度远高于飞机主机结构，在求取设计许用值时仅使用6.3mm孔覆盖湿热、无损、缺陷及冲击损伤是不合理的，需要进行高温系数修正。
b.采用“拉伸设计，压缩校核”的静强度设计方法，飞机主机结构在工作过程中要承受复杂的拉、压、弯、扭等载荷，发动机外涵机匣虽是薄壁圆筒结构，但其工作载荷呈现“高拉伸应力，低压缩应力”的特点，且内压引起的拉伸载荷最大，可大大简化外涵机匣的设计，由于压缩载荷很小，可以不考虑壳体稳定性。
c.采用“静力覆盖疲劳”的疲劳设计方法。认为在低应力区疲劳寿命无限长，若静强度裕度满足一定条件(一般为大于1.67)，则认为自动满足疲劳设计要求。
d.采用“包容目视可见损伤”的损伤容限设计方法。飞机主机结构在装配、维修过程中遇到的意外工具掉落，起飞过程中遇到的沙石撞击，飞行过程中发生的鸟撞事件等，引起的小于勉强可见损伤(BVID)在巡回检查时一般不被发现，在设计时必须包容。而发动机外涵机匣由于被包裹在飞机内部，因此损伤来源除装配维修过程中低能量冲击外，不涉及鸟撞和沙石的冲击。在设计许用值求取时，外涵机匣的CAI冲击能量、BVID对应的损伤尺寸与飞机主机结构不同，实际过程中采用凹坑深度为1.3mm对应的冲击能量或参考飞机对于内部结构的27J能量开展剩余强度求取，对于外涵机匣设计是相对合理的。

Claims (8)

1.一种复合材料外涵机匣铺层设计方法，其特征在于，所述设计方法包括：
确定复合材料外涵机匣载荷特点及工作环境特点：载荷特点包括以内压和轴向拉力引起的拉伸载荷为主，工作环境最高温度超过400℃，低速冲击来源单一；
确定复合材料外涵机匣的设计许用值：在高温条件下，求取直径6.35mm开孔条件下典型铺层的设计许用值作为复合材料外涵机匣的设计许用值；
绘制基于试验修正的拉伸强度毯式曲线：采用增量法、蔡-希尔失效准则和按失效模式进行刚度削减的计算方法，根据复合材料单层板的4个工程弹性常数和5个基本强度估算出典型铺层的极限强度，再通过试验求取6至8种典型铺层的极限强度B基准值；将试验求取的极限强度B基准值和估算得出的极限强度相除，得出极限强度的修正系数；利用修正系数对所有估算出的典型铺层的极限强度进行修正；采用枚举法，将所有修正后的典型铺层的极限强度绘制出含孔拉伸强度毯式曲线；
基于含孔拉伸强度毯式曲线完成机匣壳体主铺层设计：基于含孔拉伸强度毯式曲线和复合材料外涵机匣设计许用值中的拉伸设计许用值，计算机匣壳体主铺层的总层数；根据复合材料铺层工艺准则，完成主铺层的铺层顺序设计，形成初始铺层方案；利用复合材料外涵机匣设计许用值中的压缩设计许用值，对初始铺层方案进行校核；
机匣壳体补强层设计：使用外涵机匣载荷为边界条件，通过有限元分析确定补强区厚度和补强直径，完成补强层方案设计。
2.根据权利要求1所述的复合材料外涵机匣铺层设计方法，其特征在于，冲击来源为工具掉落。
3.根据权利要求1所述的复合材料外涵机匣铺层设计方法，其特征在于，采用ASTM标准，求取直径6.3mm开孔条件下典型铺层的设计许用值。
4.根据权利要求1所述的复合材料外涵机匣铺层设计方法，其特征在于，确定复合材料外涵机匣的设计许用值中，高温条件是指发动机最大热负荷工况下复合材料外涵机匣的局部最高温度。
5.根据权利要求1所述的复合材料外涵机匣铺层设计方法，其特征在于，复合材料选用树脂基复合材料。
6.根据权利要求1所述的复合材料外涵机匣铺层设计方法，其特征在于，试验求取6至8种典型铺层的极限强度B基准值时，极限强度B基准值统计方法、试验方法采用ASTM标准。
7.根据权利要求1所述的复合材料外涵机匣铺层设计方法，其特征在于，计算机匣壳体主铺层的总层数的计算方法为：初选主铺层比例，查阅含孔拉伸强度毯式曲线，得到该比例下的典型铺层的拉伸设计许用值，利用周向拉伸应力计算公式计算主铺层总层数。
8.根据权利要求1所述的复合材料外涵机匣铺层设计方法，其特征在于，补强层是指对复合材料壳体上开孔处及安装边进行局部加厚。
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