CN114297903A - 一种航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法 - Google Patents
一种航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114297903A CN114297903A CN202210011115.5A CN202210011115A CN114297903A CN 114297903 A CN114297903 A CN 114297903A CN 202210011115 A CN202210011115 A CN 202210011115A CN 114297903 A CN114297903 A CN 114297903A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- combustion chamber
- outer casing
- chamber outer
- calculating
- strength
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Images
Landscapes
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
本发明公开了一种航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法，包括：步骤一，燃烧室外机匣静强度计算；步骤二，燃烧室外机匣轴向应力梯度计算；步骤三，输出燃烧室外机匣变形后的模型；步骤四，燃烧室外机匣变形前后轴向应力梯度变化量计算；步骤五，得到燃烧室外机匣的近似等强度解。在燃烧室外机匣壁厚不变的情况下，能有效降低其考核部位的应力水平，提高其强度可靠性；在相同强度储备系数的情况下，能够减小燃烧室外机匣的壁厚，进而减轻燃烧室外机匣的重量，对于轴向应力梯度较大的燃烧室外机匣，其设计效果更为明显。解决了增大燃烧室外机匣的壁厚以满足强度储备导致增大了燃烧室外机匣重量的技术问题。
Description
技术领域
本发明涉及一种航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法，属于发动机技术领域。
背景技术
燃烧室外机匣是航空发动机主要传力构件之一，属于航空发动机核心高压机匣的一部分，包容着在航空发动机中高速流动的高温、高压燃气。发动机工作时，压差载荷的作用使外机匣承受较大的周向拉伸应力，该压差是考核外机匣设计强度的主要负荷。由于燃烧室外机匣前、后安装边半径不一致，燃烧室外机匣通常由锥筒段、直筒段以及倒圆过渡段构成，如图1和图2所示，燃烧室外机匣刚度的不连续，导致燃烧室外机匣存在较大的轴向应力梯度。在燃烧室外机匣整体平均应力水平不高的情况下，局部区域应力储备已经不足，导致材料的力学性能没有得到充分利用，因此，对燃烧室外机匣进行近似等强度设计很有必要。
为了提高发动机燃烧室外机匣的强度可靠性，目前常采用的方法是通过调整外机匣的设计壁厚，从而保证外机匣具有足够的强度储备，其具体步骤如下：
1、仿真计算燃烧室外机匣各部位的静强度，得到燃烧室外机匣各部位应力分布情况，进而确定燃烧室外机匣的强度考核部位；
2、计算燃烧室外机匣考核部位的强度储备系数，通过调整燃烧室外机匣的壁厚，保证燃烧室外机匣具有足够的强度储备。
采用目前设计方法，虽然也能保证燃烧室外机匣具有足够的强度可靠性，但是需要增大燃烧室外机匣的壁厚，从而增大了燃烧室外机匣的重量。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法。
本发明通过以下技术方案得以实现。
本发明提供的一种航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法，包括如下步骤：
步骤一，燃烧室外机匣静强度计算；
步骤二，燃烧室外机匣轴向应力梯度计算；
步骤三，输出燃烧室外机匣变形后的模型；
步骤四，燃烧室外机匣变形前后轴向应力梯度变化量计算；
步骤五，得到燃烧室外机匣的近似等强度解。
所述步骤一，燃烧室外机匣静强度计算为：在适当的压差载荷下，采用有限元法计算燃烧室外机匣的静强度，得出燃烧室外机匣的应力分布；
所述步骤二，燃烧室外机匣轴向应力梯度计算为：根据燃烧室机匣静强度计算结果，计算其轴向最大应力梯度Tn-1。
所述步骤三，输出燃烧室外机匣变形后的模型为：输出燃烧室外机匣各网格节点的坐标及其变形值，各节点初始坐标值叠加变形值可得到变形后各节点的坐标值。
所述步骤四，燃烧室外机匣变形前后轴向应力梯度变化量计算为：以变形后的模型作为初始计算模型，计算燃烧室外机匣的静强度；计算其轴向最大应力梯度Tn，进而计算应力梯度的变化量ΔT＝Tn-Tn-1。
所述步骤五，得到燃烧室外机匣的近似等强度解为：重复步骤四，当应力梯度的变化量ΔT＝Tn-Tn-1小于一定值时，得到近似等强度设计方法的最终解，此时燃烧室外机匣的轴向应力梯度最小。
本发明的有益效果在于：在燃烧室外机匣壁厚不变的情况下，能有效降低其考核部位的应力水平，提高其强度可靠性；在相同强度储备系数的情况下，能够减小燃烧室外机匣的壁厚，进而减轻燃烧室外机匣的重量。对于轴向应力梯度较大的燃烧室外机匣，其设计效果更为明显。解决了增大燃烧室外机匣的壁厚来进行强度储备导致增大了燃烧室外机匣重量的技术问题。
附图说明
图1是航空发动机燃烧室外机匣结构示意图；
图2是图1是1/36循环对称模型结构示意图；
图3是等强度设计前某型航空发动机燃烧室外机匣应力分布；
图4是近似等强度设计后某型航空发动机燃烧室外机匣应力分布；
图5是近似等强度设计前后燃烧室机匣模型对比。
具体实施方式
下面进一步描述本发明的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。
如图3至图5所示。
本发明的一种航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法，包括如下步骤：
步骤一，燃烧室外机匣静强度计算：在适当的压差载荷下，采用有限元法计算燃烧室外机匣的静强度，得出燃烧室外机匣的应力分布，见图3；
步骤二，燃烧室外机匣轴向应力梯度计算：根据燃烧室机匣静强度计算结果，计算其轴向最大应力梯度Tn-1。
步骤三，输出燃烧室外机匣变形后的模型：输出燃烧室外机匣各网格节点的坐标及其变形值，各节点初始坐标值叠加变形值可得到变形后各节点的坐标值。
步骤四，燃烧室外机匣变形前后轴向应力梯度变化量计算：以变形后的模型作为初始计算模型，计算燃烧室外机匣的静强度，见图4；计算其轴向最大应力梯度Tn，进而计算应力梯度的变化量ΔT＝Tn-Tn-1。
步骤五，得到燃烧室外机匣的近似等强度解：重复步骤四，当应力梯度的变化量ΔT＝Tn-Tn-1小于一定值时，得到近似等强度设计方法的最终解，此时燃烧室外机匣的轴向应力梯度最小。
需要说明的是，本方法属于结构的小变形调整，见图5，当最终模型不满足气动设计要求时，可适当增大ΔT＝Tn-Tn-1的限制值，减小结构的调整量，以满足气动设计要求。在燃烧室外机匣壁厚不变的情况下，能有效降低其考核部位的应力水平，提高其强度可靠性；在相同强度储备系数的情况下，能够减小燃烧室外机匣的壁厚，进而减轻燃烧室外机匣的重量。对于轴向应力梯度较大的燃烧室外机匣，其设计效果更为明显。解决了增大燃烧室外机匣的壁厚以满足强度储备导致增大了燃烧室外机匣重量的技术问题。
Claims (6)
1.一种航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一，燃烧室外机匣静强度计算；
步骤二，燃烧室外机匣轴向应力梯度计算；
步骤三，输出燃烧室外机匣变形后的模型；
步骤四，燃烧室外机匣变形前后轴向应力梯度变化量计算；
步骤五，得到燃烧室外机匣的近似等强度解。
2.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法，其特征在于：所述步骤一，燃烧室外机匣静强度计算为：在适当的压差载荷下，采用有限元法计算燃烧室外机匣的静强度，得出燃烧室外机匣的应力分布。
3.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法，其特征在于：所述步骤二，燃烧室外机匣轴向应力梯度计算为：根据燃烧室机匣静强度计算结果，计算其轴向最大应力梯度Tn-1。
4.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法，其特征在于：所述步骤三，输出燃烧室外机匣变形后的模型为：输出燃烧室外机匣各网格节点的坐标及其变形值，各节点初始坐标值叠加变形值可得到变形后各节点的坐标值。
5.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法，其特征在于：所述步骤四，燃烧室外机匣变形前后轴向应力梯度变化量计算为：以变形后的模型作为初始计算模型，计算燃烧室外机匣的静强度；计算其轴向最大应力梯度Tn，进而计算应力梯度的变化量ΔT＝Tn-Tn-1。
6.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法，其特征在于：所述步骤五，得到燃烧室外机匣的近似等强度解为：重复步骤四，当轴向应力梯度的变化量ΔT＝Tn-Tn-1小于一定值时，得到近似等强度设计方法的最终解，此时燃烧室外机匣的轴向应力梯度最小。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210011115.5A CN114297903A (zh) | 2022-01-05 | 2022-01-05 | 一种航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210011115.5A CN114297903A (zh) | 2022-01-05 | 2022-01-05 | 一种航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114297903A true CN114297903A (zh) | 2022-04-08 |
Family
ID=80974643
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210011115.5A Pending CN114297903A (zh) | 2022-01-05 | 2022-01-05 | 一种航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114297903A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114822208A (zh) * | 2022-04-13 | 2022-07-29 | 西北工业大学 | 一种头部结构一体化的环形燃烧室模型及装配方法 |
| CN115391929A (zh) * | 2022-07-26 | 2022-11-25 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损伤能力评估方法 |
-
2022
- 2022-01-05 CN CN202210011115.5A patent/CN114297903A/zh active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114822208A (zh) * | 2022-04-13 | 2022-07-29 | 西北工业大学 | 一种头部结构一体化的环形燃烧室模型及装配方法 |
| CN115391929A (zh) * | 2022-07-26 | 2022-11-25 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损伤能力评估方法 |
| CN115391929B (zh) * | 2022-07-26 | 2023-10-20 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损伤能力评估方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN114297903A (zh) | 一种航空发动机燃烧室外机匣近似等强度设计方法 | |
| CN108416086B (zh) | 一种基于深度学习的航空发动机模型自适应修正方法 | |
| Roclawski et al. | Multidisciplinary design optimization of a mixed flow turbine wheel | |
| CN112199796B (zh) | 一种复合材料外涵机匣铺层设计方法 | |
| Yang et al. | A new component map generation method for gas turbine adaptation performance simulation | |
| CN105468865A (zh) | 高原环境下涡轮增压器压气机叶轮可靠性指标评价方法 | |
| CN114357665B (zh) | 一种压气机叶片振动限制值的确定方法 | |
| CN112257256B (zh) | 一种基于稳态数据的发动机简化动态模型设计方法 | |
| CN112484075A (zh) | 一种燃烧室出口温度场修正方法 | |
| CN114510798B (zh) | 一种航空发动机气动轴向力防错分析方法 | |
| CN110489822B (zh) | 一种航空小涵道比涡轮风扇发动机重量预估方法 | |
| CN113959691B (zh) | 一种中介机匣气动性能试验件的设计方法 | |
| CN112412659B (zh) | 一种飞行器级间连接段与助推器前封头一体化结构 | |
| CN108871699A (zh) | 流体供应线泄漏检测系统和方法 | |
| CN117725802B (zh) | 航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法及系统 | |
| CN112883575A (zh) | 一种考虑表面粗糙度的叶轮机械边界层转捩模型修正方法 | |
| CN113123876A (zh) | 无涡轮后机匣构型航空发动机 | |
| Druzhinin et al. | Numerical and experimental investigation of aerodynamic characteristics of model ultra high bypass ratio counter rotating fan | |
| Luo | Analysis of 3D numerical simulation for an airfoil probe in a compressor | |
| CN110646205A (zh) | 一种长寿命航空发动机的加速等效试验方法 | |
| CN105300702B (zh) | 车用柴油机发动机因子的确定方法 | |
| WULF | CF6 jet engine performance deterioration | |
| Lang et al. | Investigation of in-stall behavior in a transonic compressor rotor | |
| Wei et al. | Transient Tip Clearance Prediction Model Considering Transient Radial Temperature Distribution of Discs in a Gas Turbine Engine | |
| CN103440381A (zh) | 一种高温空气管路的热补偿设计方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |