CN114662212A - 一种航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法 - Google Patents

一种航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法 Download PDF

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Abstract

本申请提供了一种航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法，适用于无螺栓挡板结构的可靠性评估，包括：步骤一、将无螺栓挡板结构的工作过程分为五个典型历程；步骤二、根据无螺栓挡板结构典型历程确定各关键或典型历程的时间段，其中，根据发动机性能及飞行任务确定历程一上推时间；基于温度场仿真结果及发动机测试结果确定历程二慢车状态停留时间；根据发动机性能确定历程二上推时间；基于温度场仿真结果及发动机测试结果确定历程三中间及以上状态停留时间；根据发动机性能确定历程三下拉时间；基于温度场仿真结果及发动机测试结果确定历程四慢车状态停留时间；根据发动机性能确定历程四上推时间；根据发动机性能确定从慢车下拉至停车时间。

Description

一种航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法
技术领域
本申请属于航空发动机试验领域，特别涉及一种航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法。
背景技术
高推重比航空发动机的涡轮结构普遍采用无螺栓挡板结构，在实际使用中易出现挡板相对轮盘周向转动磨损、工作后挡板残余变形过大等问题，该类问题主要与发动机从启动到停车所经历的瞬态工作历程相关。
目前典型瞬态历程谱制定方法针对的对象是轮盘、轴等关键构件，关注的重点是低循环疲劳寿命影响，通过对典型飞行任务的适当简化，形成包含主、次循环的典型瞬态历程谱。
尚缺少针对挡板等薄壁件反映其自身变形和应力特点，以及与轮盘配合关系的典型瞬态历程谱制定方法。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法，适用于航空发动机结构中无螺栓挡板结构的可靠性评估，所述方法包括：
步骤一、确定无螺栓挡板结构的典型历程；
将无螺栓挡板结构的工作过程分为五个典型历程，包括：
历程一，发动机慢车不停留油门杆直接或快速上推到中间及以上状态；
历程二，发动机慢车停留后油门杆拉上推到中间及以上状态；
历程三，发动机在中间及以上热透后油门杆快速下拉至慢车；
历程四，发动机在中间及以上状态热透后油门杆快速下拉至慢；
历程五，发动机在慢车停留后油门杆下拉至停车；
步骤二、根据无螺栓挡板结构典型历程确定各关键或典型历程的时间段，包括：历程一上推时间、历程二慢车状态停留时间、历程二上推时间、历程三中间及以上状态停留时间、历程三下拉时间、历程四慢车状态停留时间、历程四上推时间、从慢车下拉至停车时间，其中，各历程的时间段确定方法为：
根据发动机性能及飞行任务确定历程一上推时间；
基于温度场仿真结果及发动机测试结果综合确定历程二慢车状态停留时间，所述历程二慢车状态停留时间应保证慢车热透；
根据发动机性能确定历程二上推时间；
基于温度场仿真结果及发动机测试结果综合确定历程三中间及以上状态停留时间，所述历程三中间及以上状态停留时间应保证中间及以上状态热透；
根据发动机性能确定历程三下拉时间，所述历程三下拉时间应取油门杆下拉最快时间以及常用下拉时间分别分析；
基于温度场仿真结果及发动机测试结果综合确定历程四慢车状态停留时间，所述历程四慢车状态停留时间应保证在慢车状态停留结束时刻，径向间隙达到最大；
根据发动机性能确定历程四上推时间；
根据发动机性能确定从慢车下拉至停车时间。
在本申请一实施方式中，在未要求时，所述历程一上推时间按照5s 开展分析。
在本申请一实施方式中，在未开展温度测试时，所述历程二慢车状态停留时间按照停留15min开展分析。
在本申请一实施方式中，不同发动机，转速随油门杆跟随存在差异，所述历程二上推时间一般按照5s～10s开展分析。
在本申请一实施方式中，在未开展温度测试时，所述历程三中间及以上状态停留时间按照停留15min开展分析。
在本申请一实施方式中，所述历程三下拉时间一般按照5s～10s开展分析。
在本申请一实施方式中，所述历程四慢车状态停留时间一般按照 2min进行首轮分析，之后根据变形计算结果，确定径向间隙最大时刻，再次开展分析。
在本申请一实施方式中，所述历程四上推时间一般按照5s～10s开展分析。
在本申请一实施方式中，所述从慢车下拉至停车时间一般按照 45s～60s开展分析。
本申请可以根据发动机特点，快速制定合理的典型瞬态谱，可用于无螺栓挡板可靠性分析。本申请的方法制定的瞬态历程谱，挡板可能出现的变形和应力问题均可以考核到，采用本申请编织的典型瞬态工作历程谱可以提高挡板结构设计的可靠性。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为现有技术中的典型无螺栓挡板结构示意图。
图2为本申请一实施例中的典型瞬态历程示意图。
图3为本申请一实施例中的典型瞬态历程关键时间段示意图。
附图标记：
10-无螺栓挡板结构
11-封严丝
12-挡板轴向止口
13-挡板斜臂
14-挡板
15-挡板径向止口
16-挡板中心孔
17-弹性环
18-涡轮盘
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
如图1所示为典型的无螺栓挡板结构示意图，该无螺栓挡板结构10包括涡轮盘18和薄壁结构的挡板14。挡板14整体上成弓形，其上端通过挡板斜臂13抵靠在涡轮盘18的左侧面，且端部内表面设置有凹槽，凹槽内设有封严丝11，从而形成挡板轴向止口12。挡板14下端深入至涡轮盘18 的凹槽内，通过弹性环17限位，挡板14下臂与涡轮盘18配合部形成挡板径向止口，挡板中心孔16(或挡板中心孔端面)与弹性环17相配合。
由于无螺栓的挡板结构整体上为薄壁件，其与涡轮盘相比热容较小，易出现热不协调现象，使挡板变形及应力加剧，影响其寿命。
因此，本申请中提出一种适用于航空发动机涡轮结构中的无螺栓挡板可靠性评估用的瞬态历程谱确定方法，该方法包括：
步骤一、首先确定无螺栓挡板结构的典型历程。
如图2所示，无螺栓挡板结构主要包括5个典型历程，包括：
1)历程一——发动机慢车不停留油门杆直接或快速上推到中间及以上状态。
在此过程中，挡板14被快速加热，而由于涡轮盘18热容较大，温升较慢，导致挡板14与涡轮盘18之间出现较大的温差，挡板14产生大的弯曲应力，可能造成挡板轴向止口12、挡板斜臂13、挡板径向止口15进入屈服，试车或工作后发生变形。
2)历程二——发动机慢车停留后油门杆拉上推到中间及以上状态。
在此过程中，挡板14被快速加热，由于涡轮盘18热容较大，温升较慢，导致挡板14与涡轮盘18出现较大的温差，挡板14产生大的弯曲应力，可能造成挡板轴向止口12、挡板斜臂13、挡板径向止口进入屈服15，试车或工作后发生变形。
3)历程三——发动机在中间及以上热透后油门杆快速下拉至慢车。
在此过程中，挡板14被快速降温，由于涡轮盘18热容较大，温度仍然较高，挡板14与涡轮盘18出现较大的温差，挡板14与涡轮盘18轴向和径向配合处可能同时出现间隙，导致挡板14与涡轮盘18发生周向转动或者轴向间隙大于封严丝11的直径，封严丝11脱出。
4)历程四——发动机在中间及以上状态热透后油门杆快速下拉至慢车，然后再快速上推。
油门杆下拉至慢车，挡板14与涡轮盘18径向可能产生间隙，再快速上推油门杆至中间及以上状态，如果径向间隙未闭合，则挡板14离心力完全由自身承担，挡板中心孔16可能出现屈服，导致试车或工作后出现变形。
5)历程五——发动机在慢车停留后油门杆下拉至停车。
在此过程中，挡板14快速降温，由于涡轮盘18热容较大，温度仍然较高，挡板14与涡轮盘16出现较大的温差，导致挡板14与涡轮盘18轴向间隙大于封严丝11的直径，封严丝11脱出。
步骤二、根据无螺栓挡板结构典型历程确定各关键或典型历程的时间。
如图3所示为本申请该实施例中的典型瞬态历程关键时间段示意图，各关键时间段的确定方法如下：
1)历程一上推时间1。
根据发动机性能及飞行任务确定，时间越短，结果越苛刻。在未要求时，可按照5s开展分析。
2)历程二慢车状态停留时间2。
基于温度场仿真结果及发动机测试结果综合确定，停留时间要足够长，保证慢车热透。在未开展温度测试时，可按照停留15min开展分析。
3)历程二上推时间3。
根据发动机性能确定，时间越短，结果越苛刻。不同发动机，转速随油门杆跟随存在一定的差异，一般可按照5s～10s开展分析。
4)历程三中间及以上状态停留时间4。
基于温度场仿真结果及发动机测试结果综合确定，停留时间要足够，保证中间及以上状态热透。在未开展温度测试时，可按照停留15min开展分析。
5)历程三下拉时间5。
根据发动机性能确定，为了保证分析全面，应取油门杆下拉最快时间以及常用下拉时间分别分析。一般可按照5s～10s开展分析。
6)历程四慢车状态停留时间6。
基于温度场仿真结果及发动机测试结果综合确定，保证在慢车状态停留结束时刻，径向间隙达到最大。一般可按照2min进行首轮分析，根据变形计算结果，确定径向间隙最大时刻，再次开展分析。
7)历程四上推时间7。
根据发动机性能确定，时间越短，结果越苛刻。一般可按照5s～10s 开展分析。
8)从慢车下拉至停车时间8。
根据发动机性能确定，时间越短，结果越苛刻。一般可按照45s～60s 开展分析。
航空发动机涡轮结构中无螺栓挡板结构的主要问题集中在挡板相对轮盘发生周向转动，现有典型瞬态谱制定方法关注的是低循环疲劳寿命，未关注薄壁构件的变形配合等情况，缺少对发动机加减速过程的描述，无法全面识别出无螺栓挡板薄壁结构设计的薄弱环节；无螺栓挡板结构的另一类问题集中在挡板试车后残余变形，现有典型瞬态谱制定方法没有识别出与之相关的典型瞬态历程并提供确定方法。
不同于传统典型瞬态历程制定方法，本申请在对挡板变形和应力特点以及与轮盘等配合关系进行了系统梳理及分析的基础上，考虑实际飞行谱，提出了针对挡板与轮盘周向转动、挡板试车后残余变形等相关问题评估用的典型瞬态历程谱制定方法。
本申请可以根据发动机特点，快速制定合理的典型瞬态谱，可用于无螺栓挡板可靠性分析。本申请的方法制定的瞬态历程谱，挡板可能出现的变形和应力问题均可以考核到，采用本申请编织的典型瞬态工作历程谱可以提高挡板结构设计的可靠性。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法，适用于航空发动机结构中无螺栓挡板结构的可靠性评估，其特征在于，所述方法包括：
步骤一、确定无螺栓挡板结构的典型历程；
将无螺栓挡板结构的工作过程分为五个典型历程，包括：
历程一，发动机慢车不停留油门杆直接或快速上推到中间及以上状态；
历程二，发动机慢车停留后油门杆拉上推到中间及以上状态；
历程三，发动机在中间及以上热透后油门杆快速下拉至慢车；
历程四，发动机在中间及以上状态热透后油门杆快速下拉至慢；
历程五，发动机在慢车停留后油门杆下拉至停车；
步骤二、根据无螺栓挡板结构典型历程确定各关键或典型历程的时间段，包括：历程一上推时间(1)、历程二慢车状态停留时间(2)、历程二上推时间(3)、历程三中间及以上状态停留时间(4)、历程三下拉时间(5)、历程四慢车状态停留时间(6)、历程四上推时间(7)、从慢车下拉至停车时间(8)，其中，各历程的时间段确定方法为：
根据发动机性能及飞行任务确定历程一上推时间(1)；
基于温度场仿真结果及发动机测试结果综合确定历程二慢车状态停留时间(2)，所述历程二慢车状态停留时间(2)应保证慢车热透；
根据发动机性能确定历程二上推时间(3)；
基于温度场仿真结果及发动机测试结果综合确定历程三中间及以上状态停留时间(4)，所述历程三中间及以上状态停留时间(4)应保证中间及以上状态热透；
根据发动机性能确定历程三下拉时间(5)，所述历程三下拉时间(5)应取油门杆下拉最快时间以及常用下拉时间分别分析；
基于温度场仿真结果及发动机测试结果综合确定历程四慢车状态停留时间(6)，所述历程四慢车状态停留时间(6)应保证在慢车状态停留结束时刻，径向间隙达到最大；
根据发动机性能确定历程四上推时间(7)；
根据发动机性能确定从慢车下拉至停车时间(8)。
2.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法，其特征在于，在未要求时，所述历程一上推时间(1)按照5s开展分析。
3.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法，其特征在于，在未开展温度测试时，所述历程二慢车状态停留时间(2)按照停留15min开展分析。
4.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法，其特征在于，不同发动机，转速随油门杆跟随存在差异，所述历程二上推时间(3)一般按照5s～10s开展分析。
5.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法，其特征在于，在未开展温度测试时，所述历程三中间及以上状态停留时间(4)按照停留15min开展分析。
6.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法，其特征在于，所述历程三下拉时间(5)一般按照5s～10s开展分析。
7.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法，其特征在于，所述历程四慢车状态停留时间(6)一般按照2min进行首轮分析，之后根据变形计算结果，确定径向间隙最大时刻，再次开展分析。
8.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法，其特征在于，所述历程四上推时间(7)一般按照5s～10s开展分析。
9.如权利要求1所述的航空发动机典型瞬态工作历程谱确定方法，其特征在于，所述从慢车下拉至停车时间(8)一般按照45s～60s开展分析。
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