CN112696241B - 一种变编织角的三维编织复合材料机匣及设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种变编织角的三维编织复合材料机匣，包括断裂叶片撞击的包容区，所述包容区的机匣采用最优编织角的复合材料编织构型，所述最优编织角通过对编织角度不同的打靶试验件进行打靶试验得到；打靶试验件曲率与包容区的机匣曲率一致，所述打靶试验得到不同编织角度下复合材料的弹道极限，然后基于统计规律插值得到最优编织角。将现有机匣进行包容区划分并对其进行针对性设计，包容区采用三维编织复合材料的最优编织角提高机匣的包容区的抗冲击性能。
Description
技术领域
本发明涉及编织复合材料机匣，具体涉及一种变编织角的三维编织复合材料机匣及其设计方法。
背景技术
复合材料相对于传统金属材料具有质量轻、耐腐蚀、抗冲击性能优异等特点，因此在航空航天领域广泛应用。其中，相较于层合复合材料较弱的层间性能，编织复合材料具有较高的面外性能。航空发动机机匣在服役期间很有可能会受到外物的高速冲击，可能为鸟、叶片丢失或者外物撞击等。为了满足机匣包容性和适航要求，采用复合材料可以显著降低发动机质量，提高发动机的推重比和降低燃油消耗。目前美国航空宇航局(NASA)开发的二维三轴编织复合材料机匣已经成功应用在商用航空发动机，但是其编织角是固定的，通常为[0°/±60°]。此外，目前二维三轴编织复合材料采用均匀壁厚的设计思想，针对可能会受到外物冲击的机匣部位与其他部位采用相同是设计，限制了复合材料机匣包容性能的提升与减重潜力。三维机织复合材料机匣同样存在机织角度不可变的问题。
此外，目前复合材料机匣的安装边上通常开有数十个螺栓孔，以便与其他机匣相连接。该螺栓孔通常在机匣成型后采用钻孔等后期机械加工而成，导致机匣安装边强度、刚度等大幅度下降，造成机匣构件局部力学性能相对下降，给机匣包容性能带来很大隐患。
发明内容
发明目的：针对以上缺点，本发明提供一种包容区采用最优编织角的三维编织复合材料机匣。
本发明还提供一种变编织角的三维编织复合材料机匣的设计方法。
技术方案：为解决上述问题，本发明采用一种变编织角的三维编织复合材料机匣，包括断裂叶片撞击的包容区，所述包容区的机匣采用最优编织角的复合材料编织构型，所述最优编织角通过对编织角度不同的打靶试验件进行打靶试验得到；打靶试验件曲率与包容区的机匣曲率一致，所述打靶试验得到不同编织角度下复合材料的弹道极限，然后基于统计规律插值得到最优编织角。
进一步的，所述包容区还包括发动机内部关键零部件对应的机匣区域。
进一步的，所述包容区的机匣截面为中间凸起两边平滑变薄的变截面。
进一步的，所述包容区机匣截面最厚处的厚度根据机匣安全系数和发动机整体重量决定。
进一步的，还包括断裂叶片撞击不到的非包容区，所述非包容区机匣采用等截面复合材料编织构型。
进一步的，所述非包容区的机匣厚度通过对不同厚度的复合材料进行基本力学性能测试得到，根据机匣安全系数和发动机整体重量确定最小厚度。
进一步的，还包括螺纹孔，所述螺纹孔安装边的复合材料采用周向编织，复合材料的编织方向沿螺纹孔周边。
有益效果：本发明相对于现有技术，其显著优点是将现有机匣进行包容区和非包容区的划分并针对性设计，包容区采用三维编织复合材料的最优编织角提高机匣的包容区的抗冲击性能，同时非包容区在保证机匣整体结构强度的前提下采用最小壁厚，有效减轻机匣重量。
本发明提供一种变编织角的三维编织复合材料机匣的设计方法，包括以下步骤：
(1)根据发动机内部气动布局确定机匣的初步构型；
(2)确定断裂叶片撞击的机匣区域为包容区，断裂叶片撞击不到的机匣区域为非包容区；
(3)对编织角度不同的复合材料打靶试验件进行打靶试验，所述打靶试验件曲率与包容区机匣的曲率一致；
(4)通过步骤(3)的打靶试验得到不同编织角度下复合材料的弹道极限，然后基于统计规律插值得到包容区机匣的最优编织角；
(5)包容区机匣采用变截面，根据机匣安全系数和发动机整体重量确定包容区变截面最厚处的厚度；
(6)非包容区机匣采用等截面，对某一编织角下不同厚度的复合材料进行基本力学性能测试，根据机匣安全系数和发动机整体重量确定非包容区机匣截面的最小厚度；
(7)包容区和非包容区机匣壁厚之间的过渡以步骤(6)确定的非包容区机匣截面的厚度为基准通过平滑曲线过渡。
(8)最后校核机匣整体强度并进行整体机匣设计。
进一步的，还包括对机匣安装边螺纹孔的设计，根据螺纹孔的形状大小进行周向编织复合材料。
进一步的，步骤(8)中所述的整体机匣设计包括调整机匣内外壁尺寸和优化包容区变截面曲线弧度。
附图说明
图1所示为本发明机匣包容区和非包容区划分的示意图；
图2所示为本发明中三维编织复合材料机匣的结构示意图；
图3所示图2中A区域编织结构的编织角示意图；
图4所示为本发明中三维编织复合材料机匣的剖面图；
图5所示为本发明中机匣安装边的螺纹孔的编织结构示意图；
图6所示为本发明三维编织复合材料机匣的设计流程图。
具体实施方式
如图1所示，本实施例中一种变编织角的三维编织复合材料机匣，包括断裂叶片撞击的包容区100和断裂叶片撞击不到的非包容区200，包容区100的机匣采用最优编织角的复合材料编织构型，最优编织角通过对编织角度不同的打靶试验件进行打靶试验得到；打靶试验件曲率与包容区100的机匣曲率一致，打靶试验得到不同编织角度下复合材料的弹道极限，然后基于统计规律插值得到最优编织角。包容区100的机匣截面为变截面，非包容区200的机匣截面为等截面，包容区100和非包容区200机匣壁厚之间的过渡以非包容区200的机匣壁厚为准，包容区100机匣截面通过平滑曲线过渡到非包容区200。
如图6所示，本实施例中三维编织复合材料机匣的设计方法，包括以下步骤：
(1)如图2所示，根据发动机内部气动布局确定发动机内壁机匣，基于发动机内壁机匣确定整体机匣的初步构型；
(2)确定断裂叶片撞击的机匣区域为包容区100，断裂叶片撞击不到的机匣区域为非包容区200，如图1所示，阴影部分表示包容区，空白部分表示非包容区；本实施例中，包容区还可以包括某些发动机内部的某些关键零部件对应的外围机匣，以增加机匣整体的安全系数；
(3)确定包容区机匣复合材料的编织角度，对编织角度不同的复合材料打靶试验件进行打靶试验，如图3所示，编织结构复合材料编织角的定义为不同走向编织纱线形成的表面纱线纹理之间的夹角α，本实施例中，打靶试验件应为对开机匣或者对开机匣的一半，打靶试验件曲率与包容区机匣的曲率一致；
(4)通过步骤(3)的打靶试验得到不同编织角度下复合材料的弹道极限，然后基于统计规律插值得到包容区机匣的最优编织角；
(5)包容区机匣复合材料采用步骤(4)中得到的最优编织角并进行变截面设计，如图1所示，包容区机匣采用中间凸起两边平滑变薄的变截面，包容区凸起的位置为包容区的核心区域，采用中间凸起然后向两边通过平滑曲线过渡，可以减少应力的集中，包容区中间凸起位置的厚度(即包容区变截面厚度最厚处的厚度)根据机匣安全系数和发动机整体重量要求等综合因素确定；
(6)非包容区复合材料采用常规的某一特定编织角进行等截面设计，对选定编织角下不同厚度的复合材料进行基本力学性能测试，如准静态拉伸/压缩，动态拉伸/压缩，剪切，弯曲等基本力学性能测试，根据机匣安全系数和发动机整体重量减重原则确定非包容区机匣截面的最小厚度；非包容机匣的等截面设计必须在保证机匣整体结构强度的前提下进行；
(7)包容区和非包容区机匣壁厚之间的过渡以步骤(6)确定的非包容区机匣截面的厚度为基准，包容区机匣壁厚通过平滑曲线过渡到非包容区机匣的壁厚；
(8)在本实施例中，如图5所示，还对机匣安装边的螺纹孔300进行局部周向编织，编织方向沿着螺纹孔300的周边，复合材料的编制结构根据螺纹孔 300的形状大小设计，编织角沿螺纹孔周向不断变化，螺纹孔采用周向编织可以显著降低孔边应力集中系数，保证孔边结构完整性和增加螺纹孔有效承载载荷；
(9)在完成上述步骤(1)～(8)相应的设计后，再校核发动机机匣整体强度的基础上开展整体机匣设计，整体机匣设计主要包括机匣内外壁尺寸调整，包容区机匣的变截面曲线弧度优化等，整体机匣的设计不应违背上述步骤(1)～ (8)的设计。
Claims (10)
1.一种变编织角的三维编织复合材料机匣，包括断裂叶片撞击的包容区，其特征在于，所述包容区的机匣采用最优编织角的复合材料编织构型，所述最优编织角通过对编织角度不同的打靶试验件进行打靶试验得到；打靶试验件曲率与包容区的机匣曲率一致，所述打靶试验得到不同编织角度下复合材料的弹道极限，然后基于统计规律插值得到最优编织角。
2.根据权利要求1所述的三维编织复合材料机匣，其特征在于，所述包容区还包括发动机内部关键零部件对应的机匣区域。
3.根据权利要求1所述的三维编织复合材料机匣，其特征在于，所述包容区的机匣截面为中间凸起两边平滑变薄的变截面。
4.根据权利要求3所述的三维编织复合材料机匣，其特征在于，所述包容区机匣截面最厚处的厚度根据机匣安全系数和发动机整体重量决定。
5.根据权利要求1所述的三维编织复合材料机匣，其特征在于，还包括断裂叶片撞击不到的非包容区，所述非包容区机匣采用等截面复合材料编织构型。
6.根据权利要求5所述的三维编织复合材料机匣，其特征在于，所述非包容区的机匣厚度通过对不同厚度的复合材料进行基本力学性能测试得到，根据机匣安全系数和发动机整体重量确定最小厚度。
7.根据权利要求5所述的三维编织复合材料机匣，其特征在于，还包括螺纹孔，安装边螺纹孔的复合材料采用周向编织，复合材料的编织方向沿螺纹孔周边。
8.一种变编织角的三维编织复合材料机匣的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
（1）根据发动机内部气动布局确定机匣的初步构型；
（2）确定断裂叶片撞击的机匣区域为包容区，断裂叶片撞击不到的机匣区域为非包容区；
（3）对编织角度不同的复合材料打靶试验件进行打靶试验，所述打靶试验件曲率与包容区机匣的曲率一致；
（4）通过步骤（3）的打靶试验得到不同编织角度下复合材料的弹道极限，然后基于统计规律插值得到包容区机匣的最优编织角；
（5）包容区机匣采用变截面，根据机匣安全系数和发动机整体重量确定包容区变截面最厚处的厚度；
（6）非包容区机匣采用等截面，对某一编织角下不同厚度的复合材料进行基本力学性能测试，根据机匣安全系数和发动机整体重量确定非包容区机匣截面的最小厚度；
（7）包容区和非包容区机匣壁厚之间的过渡以步骤（6）确定的非包容区机匣截面的厚度为基准通过平滑曲线过渡；
（8）最后校核机匣整体强度并进行整体机匣设计。
9.根据权利要求8所述的设计方法，其特征在于，还包括对机匣安装边螺纹孔的设计，根据螺纹孔的形状大小进行周向编织复合材料。
10.根据权利要求8所述的设计方法，其特征在于，步骤（8）中所述的整体机匣设计包括调整机匣内外壁尺寸和优化包容区变截面曲线弧度。
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