CN116894335A - 航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法 - Google Patents

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Abstract

本申请属于航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验领域，具体涉及一种航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法，基于航空发动机整机的叶片包容性和转子不平衡试验对结构完整性要求，通过解耦设计和仿真、试验验证，在确保各结构设计满足要求后，进行整机集成仿真，进一步分析耦合作用的整机结构完整性，保证航空发动机在结构设计上满足要求，最终设计进行整机的叶片包容性和转子不平衡试验，整体采用递进式分步逐级验证的方法，可极大的降低风险性高，保证一次试验的成功率。

Description

航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法
技术领域
本申请属于航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验领域，具体涉及一种航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法。
背景技术
叶片包容性和转子不平衡试验，考核航空发动机叶片飞失载荷作用下机匣包容能力、承力结构抗转子大不平衡载荷能力。
取得适航证，完成基于航空发动机整机的叶片包容性和转子不平衡试验，对航空发动机结构完整性要求主要包括机匣包容能力、承力系统承载能力、低压轴抗扭能力以及成附件与管路的防耐火能力。
当前，对于航空发动机的设计，多是基于部件机试验，对于航空发动机整机的叶片包容性和转子不平衡试验，缺少系统、全面、科学的分布逐级验证方法，风险性高，难以保证一次试验的成功率。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本申请的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法，包括：
确定试验验证参数；
对试验验证参数进行载荷分解，得到航空发动机各个结构的设计载荷要求；
进行机匣包容能力设计，进行机匣包容能力仿真；
进行承力系统承载能力设计，设计主承力框架，进行主承力框架静强度仿真，以及设计安装系统，进行安装系统强度仿真；
进行低压轴系抗扭转能力设计，进行低压轴系抗扭转能力仿真；
进行成附件与管路的防耐火能力设计，进行成附件与管路的防耐火能力仿真；
在机匣包容能力仿真、主承力框架静强度仿真、安装系统强度仿真、成附件与管路的防耐火能力仿真结果满足设计要求后：
进行机匣包容能力部件试验验证；
进行承力系统承载能力试验验证，对主承力框架、安装系统的连接结构进行静力试验验证；
进行低压轴系抗扭转能力试验验证；
进行成附件与管路的防耐火能力试验验证；
在机匣包容能力部件试验验证、承力框架、安装系统的连接结构进行静力试验验证、低压轴系抗扭转能力试验验证、成附件与管路的防耐火能力试验验证满足设计要求后：
以相应的机匣、承力系统、低压轴，设计进行整机叶片包容性和转子不平衡仿真，若仿真结果满足设计要求，则：
以相应的机匣、承力系统、低压轴、成附件与管路，采用试验验证参数，设计进行整机叶片包容性和转子不平衡试验。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法中，确定试验验证参数，具体为：
根据适航条款要求，结合航空发动机实际特点，确定试验验证参数，包括叶片断裂位置、叶片断裂转速、试验停车程序、试验通过标准。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法中，进行机匣包容能力设计，进行机匣包容能力仿真，具体为：
对风扇、高压压气机、高压涡轮、低压涡轮转子叶片对应的机匣进行结构形式、选材的设计；
对机匣受到叶片断裂的冲击载荷下的包容性进行仿真，评估机匣包容能力；
进行承力系统承载能力设计，设计主承力框架，进行主承力框架静强度仿真，以及设计安装系统，进行安装系统强度仿真，具体为：
对传递飞失载荷的轴承、轴承座、主承力框架、安装系统以及上述结构的连接结构进行结构形式设计；
对承力系统受到叶片飞失后大不平衡载荷下的静强度进行仿真，分析冲击载荷下的强度储备，评估传力路线上主承力框架抗叶片飞失载荷冲击的承载能力；
进行低压轴系抗扭转能力设计，进行低压轴系抗扭转能力仿真，具体为：
对传递扭矩载荷的风扇轴、低涡轴以及联轴器进行结构形式设计；
对低压轴系受到转子叶片与机匣碰磨的扭转载荷下的抗扭转能力进行仿真，评估低压转子系统抗扭能力；
进行成附件与管路的防耐火能力设计，进行成附件与管路的防耐火能力仿真，具体为：
对成附件与管路进行结构形式、密封形式、选材设计；
对成附件与管路的防耐火能力进行仿真，评估成附件与管路的防耐火能力。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法中，进行机匣包容能力部件试验验证时：
保证试验部件与机匣包容能力验证有关键影响部件的技术状态满足机匣包容能力验证要求，包括转子叶片、机匣；
对叶片断裂方式进行验证及调试，确保叶片断裂转速、断裂位置满足试验参数要求，以及试验载荷满足验证要求；
进行承力系统承载能力试验验证，对主承力框架、安装系统的连接结构进行静力试验验证时：
保证试验部件应与承力系统承载能力验证有关键影响部件的技术状态满足验证要求，包括主承力框架、轴承座、安装系统及相关连接结构、传力机匣；
对试验施加的飞失载荷进行计算，确保施加的静力载荷能力代表叶片飞失载荷，满足验证要求；
进行低压轴系抗扭转能力试验验证时：
保证试验件与低压转子系统能力验证有关键影响部件的技术状态满足验证要求，包括风扇轴、低涡轴及相关连接结构；
对试验施加的扭矩载荷进行计算，确保施加的载荷能力代表叶片飞失后叶片与机匣的卡滞载荷，满足验证要求；
进行成附件与管路的防耐火能力试验验证时：
试验部件选取代表所有管路的不同规格、不同密封形式、不同选材、不同流通介质的管路和成附件，验证关键管路、成附件的防耐火能力。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法中，以相应的机匣、承力系统、低压轴，设计进行整机叶片包容性和转子不平衡仿真时：
应用整机模型进行叶片包容性和抗转子不平衡仿真，开展整机条件下的叶片飞失后风扇机匣包容能力仿真分析；
应用整机模型进行承力系统强度评估，分析叶片飞失载荷及传递规律，评估低压转子轴系、各支点轴承座、中介机匣、涡轮后机匣、安装系统、传力路线上主要连接结构及机匣连接结构、外部附件连接结构；
应用整机模型分析叶片飞失后的整机动力学行为；
分析风扇叶片飞失后叶片碎片的能量水平和轨迹。
附图说明
图1是本申请实施例提供的航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法的流程图。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。
一种航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法，包括：
S 1、确定试验验证参数。
根据适航条款要求，结合航空发动机实际特点，确定试验验证参数，包括叶片断裂位置、叶片断裂转速、试验停车程序、试验通过标准。
S 2、对试验验证参数进行载荷分解，得到航空发动机各个结构的设计载荷要求。
S 31、对机匣、承力系统、低压轴系进行设计和强度仿真，完成成附件与管路和的选材设计。
S31、进行机匣包容能力设计，进行机匣包容能力仿真。
对风扇、高压压气机、高压涡轮、低压涡轮转子叶片对应的机匣进行结构形式、选材的设计；
对机匣受到叶片断裂的冲击载荷下的包容性进行仿真，评估机匣包容能力。
S32、进行承力系统承载能力设计，设计主承力框架，进行主承力框架静强度仿真，以及设计安装系统，进行安装系统强度仿真。
对传递飞失载荷的轴承、轴承座、主承力框架、安装系统以及上述结构的连接结构进行结构形式设计；
对承力系统受到叶片飞失后大不平衡载荷下的静强度进行仿真，分析冲击载荷下的强度储备，评估传力路线上主承力框架抗叶片飞失载荷冲击的承载能力。
S33、进行低压轴系抗扭转能力设计，进行低压轴系抗扭转能力仿真。
对传递扭矩载荷的风扇轴、低涡轴以及联轴器进行结构形式设计；
对低压轴系受到转子叶片与机匣碰磨的扭转载荷下的抗扭转能力进行仿真，评估低压转子系统抗扭能力。
S34、进行成附件与管路的防耐火能力设计，进行成附件与管路的防耐火能力仿真，可以仅限于关键成附件与管路。
对成附件与管路进行结构形式、密封形式、选材设计；
对成附件与管路的防耐火能力进行仿真，评估成附件与管路的防耐火能力。
若机匣包容能力仿真、主承力框架静强度仿真、安装系统强度仿真、成附件与管路的防耐火能力仿真中任一仿真结果不能够满足设计要求，则返回重新进行优化设计及仿真。
S 4、对机匣、承力系统、低压轴、成附件与管路进行试验验证。
S41、进行机匣包容能力部件试验验证。
保证试验部件与机匣包容能力验证有关键影响部件的技术状态满足机匣包容能力验证要求，包括转子叶片、机匣；
对叶片断裂方式进行验证及调试，确保叶片断裂转速、断裂位置满足试验参数要求，以及试验载荷满足验证要求。
S42、进行承力系统承载能力试验验证，对主承力框架、安装系统的连接结构进行静力试验验证。
保证试验部件应与承力系统承载能力验证有关键影响部件的技术状态满足验证要求，包括主承力框架、轴承座、安装系统及相关连接结构、传力机匣；
对试验施加的飞失载荷进行计算，确保施加的静力载荷能力代表叶片飞失载荷，满足验证要求。
S43、进行低压轴系抗扭转能力试验验证。
保证试验件与低压转子系统能力验证有关键影响部件的技术状态满足验证要求，包括风扇轴、低涡轴及相关连接结构；
对试验施加的扭矩载荷进行计算，确保施加的载荷能力代表叶片飞失后叶片与机匣的卡滞载荷，满足验证要求。
S44、进行成附件与管路的防耐火能力试验验证。
试验部件选取代表所有管路的不同规格、不同密封形式、不同选材、不同流通介质的管路和成附件，验证关键管路、成附件的防耐火能力。
如果机匣包容能力部件试验验证、承力框架、安装系统的连接结构进行静力试验验证、低压轴系抗扭转能力试验验证、成附件与管路的防耐火能力试验中任一验证结果不满足设计要求，则结合损伤结构，应力、应变、振动等测量数据，摄像数据等开展原因分析，确定具体改进设计方案，则返回重新进行优化设计及仿真。
S 5、以相应的机匣、承力系统、低压轴，设计进行整机叶片包容性和转子不平衡仿真。
S51、应用整机模型进行叶片包容性和抗转子不平衡仿真，开展整机条件下的叶片飞失后风扇机匣包容能力仿真分析。
S52、应用整机模型进行承力系统强度评估，分析叶片飞失载荷及传递规律，评估低压转子轴系、各支点轴承座、中介机匣、涡轮后机匣、安装系统、传力路线上主要连接结构及机匣连接结构、外部附件连接结构。
S53、应用整机模型分析叶片飞失后的整机动力学行为。
S54、分析风扇叶片飞失后叶片碎片的能量水平和轨迹。
如果整机叶片包容性和转子不平衡仿真不能满足设计要求，则重新进行相应的结构优化设计、仿真。
步骤六、以相应的机匣、承力系统、低压轴、成附件与管路，采用试验验证参数，设计进行整机叶片包容性和转子不平衡试验。
对于上述实施例公开的航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法，领域内技术人员可以理解的是，基于航空发动机整机的叶片包容性和转子不平衡试验对结构完整性要求，通过解耦设计和仿真、试验验证，在确保各结构设计满足要求后，进行整机集成仿真，进一步分析耦合作用的整机结构完整性，保证航空发动机在结构设计上满足要求，最终设计进行整机的叶片包容性和转子不平衡试验，整体采用递进式分步逐级验证的方法，可极大的降低风险性高，保证一次试验的成功率。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法，其特征在于，包括：
确定试验验证参数；
对试验验证参数进行载荷分解，得到航空发动机各个结构的设计载荷要求；
进行机匣包容能力设计，进行机匣包容能力仿真；
进行承力系统承载能力设计，设计主承力框架，进行主承力框架静强度仿真，以及设计安装系统，进行安装系统强度仿真；
进行低压轴系抗扭转能力设计，进行低压轴系抗扭转能力仿真；
进行成附件与管路的防耐火能力设计，进行成附件与管路的防耐火能力仿真；
在机匣包容能力仿真、主承力框架静强度仿真、安装系统强度仿真、成附件与管路的防耐火能力仿真结果满足设计要求后：
进行机匣包容能力部件试验验证；
进行承力系统承载能力试验验证，对主承力框架、安装系统的连接结构进行静力试验验证；
进行低压轴系抗扭转能力试验验证；
进行成附件与管路的防耐火能力试验验证；
在机匣包容能力部件试验验证、承力框架、安装系统的连接结构进行静力试验验证、低压轴系抗扭转能力试验验证、成附件与管路的防耐火能力试验验证满足设计要求后：
以相应的机匣、承力系统、低压轴，设计进行整机叶片包容性和转子不平衡仿真，若仿真结果满足设计要求，则：
以相应的机匣、承力系统、低压轴、成附件与管路，采用试验验证参数，设计进行整机叶片包容性和转子不平衡试验。
2.根据权利要求1所述的航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法，其特征在于，
确定试验验证参数，具体为：
根据适航条款要求，结合航空发动机实际特点，确定试验验证参数，包括叶片断裂位置、叶片断裂转速、试验停车程序、试验通过标准。
3.根据权利要求1所述的航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法，其特征在于，
进行机匣包容能力设计，进行机匣包容能力仿真，具体为：
对风扇、高压压气机、高压涡轮、低压涡轮转子叶片对应的机匣进行结构形式、选材的设计；
对机匣受到叶片断裂的冲击载荷下的包容性进行仿真，评估机匣包容能力；
进行承力系统承载能力设计，设计主承力框架，进行主承力框架静强度仿真，以及设计安装系统，进行安装系统强度仿真，具体为：
对传递飞失载荷的轴承、轴承座、主承力框架、安装系统以及上述结构的连接结构进行结构形式设计；
对承力系统受到叶片飞失后大不平衡载荷下的静强度进行仿真，分析冲击载荷下的强度储备，评估传力路线上主承力框架抗叶片飞失载荷冲击的承载能力；
进行低压轴系抗扭转能力设计，进行低压轴系抗扭转能力仿真，具体为：
对传递扭矩载荷的风扇轴、低涡轴以及联轴器进行结构形式设计；
对低压轴系受到转子叶片与机匣碰磨的扭转载荷下的抗扭转能力进行仿真，评估低压转子系统抗扭能力；
进行成附件与管路的防耐火能力设计，进行成附件与管路的防耐火能力仿真，具体为：
对成附件与管路进行结构形式、密封形式、选材设计；
对成附件与管路的防耐火能力进行仿真，评估成附件与管路的防耐火能力。
4.根据权利要求1所述的航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法，其特征在于，
进行机匣包容能力部件试验验证时：
保证试验部件与机匣包容能力验证有关键影响部件的技术状态满足机匣包容能力验证要求，包括转子叶片、机匣；
对叶片断裂方式进行验证及调试，确保叶片断裂转速、断裂位置满足试验参数要求，以及试验载荷满足验证要求；
进行承力系统承载能力试验验证，对主承力框架、安装系统的连接结构进行静力试验验证时：
保证试验部件应与承力系统承载能力验证有关键影响部件的技术状态满足验证要求，包括主承力框架、轴承座、安装系统及相关连接结构、传力机匣；
对试验施加的飞失载荷进行计算，确保施加的静力载荷能力代表叶片飞失载荷，满足验证要求；
进行低压轴系抗扭转能力试验验证时：
保证试验件与低压转子系统能力验证有关键影响部件的技术状态满足验证要求，包括风扇轴、低涡轴及相关连接结构；
对试验施加的扭矩载荷进行计算，确保施加的载荷能力代表叶片飞失后叶片与机匣的卡滞载荷，满足验证要求；
进行成附件与管路的防耐火能力试验验证时：
试验部件选取代表所有管路的不同规格、不同密封形式、不同选材、不同流通介质的管路和成附件，验证关键管路、成附件的防耐火能力。
5.根据权利要求1所述的航空发动机整机叶片包容性和转子不平衡设计试验方法，其特征在于，
以相应的机匣、承力系统、低压轴，设计进行整机叶片包容性和转子不平衡仿真时：
应用整机模型进行叶片包容性和抗转子不平衡仿真，开展整机条件下的叶片飞失后风扇机匣包容能力仿真分析；
应用整机模型进行承力系统强度评估，分析叶片飞失载荷及传递规律，评估低压转子轴系、各支点轴承座、中介机匣、涡轮后机匣、安装系统、传力路线上主要连接结构及机匣连接结构、外部附件连接结构；
应用整机模型分析叶片飞失后的整机动力学行为；
分析风扇叶片飞失后叶片碎片的能量水平和轨迹。
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