一种机匣包容试验装置及其设计方法与流程

1.本发明涉及航空发动机压气机制造技术领域，尤其涉及一种机匣包容试验装置及其设计方法。


背景技术：

2.航空发动机转子叶片旋转速度高，工作环境恶劣，转子叶片有发生断裂飞出的风险。虽然概率很低，但一旦发生，就会对飞行安全造成重大威胁，特别是如果转子叶片碎片穿过机匣发生非包容失效，击穿机身、燃油箱等，更有可能导致灾难性事故，造成经济损失和人员伤亡。因此，发动机机匣需要具有足够的包容性以防范转子叶片飞出对飞机造成损伤。
3.目前在发动机机匣的包容性问题的研究和验证领域已有很多工作开展，主要使用数值模拟、试验等手段进行，如采用动力学分析得出机匣包容区域的包容性能，并通过一定的等效手段开展机匣包容性试验等。然而目前对机匣包容试验多采用直接使用完整机匣直接进行试验的方法，成本较高。特别是，考虑到部分机匣包容区域前后带有静子叶片的情况，如增压级机匣、高压压气机内机匣，对于这种机匣来说，静子叶片及内环虽不直接影响包容性能，但其对整个机匣刚度会造成影响，从而间接改变叶片碎片穿出的方向和轨迹。但若在试验件中包括包容区前后级静子叶片，势必提高整个试验件的制造成本，延长试验件制造周期，造成浪费。


技术实现要素：

4.针对现有技术的上述问题，本发明提出了一种机匣包容试验装置及其设计方法，能在降低试验成本的同时保证试验的准确性，为机匣包容性设计与适航取证工作提供支持。
5.具体地，本发明提出了一种机匣包容试验装置的设计方法，包括步骤：s1，对带有静子叶片的机匣进行包容试验，经动力学分析，获得转子叶片飞出穿透所述机匣时所述机匣的关键点的变形量及所述转子叶片飞出的初速度和飞出角度；s2，按照刚度接近原则设计所述加强环的初始模型；s3，用所述加强环的初始模型替换所述静子叶片，对所述机匣进行包容试验，经动力学分析，获得所述转子叶片飞出穿透所述机匣时所述机匣的关键点的变形量及所述转子叶片飞出的初速度和飞出角度；s4，比较步骤s1和s3的动力学分析结果，若两者差异超过5％，则修正所述加强环的初始模型的尺寸，执行步骤s3。
6.根据本发明的一个实施例，所述刚度接近原则是使所述加强环的初始模型与所述静子叶片的质心轴向位置一致，所述初始模型的环形半径不超过所述静子叶片的前缘到尾缘距离，所述初始模型的最大最小半径差与所述静子叶片一致。
7.根据本发明的一个实施例，在步骤s4，判断差异超过5％的步骤包括，比较在步骤
s1中所述关键点的变形量与所述步骤s3中所述关键点的变形量，两者的差异超过5％。
8.根据本发明的一个实施例，所述关键点的变形量的差异是指在步骤s1和s3中所述关键点的位移差超过5%。
9.根据本发明的一个实施例，在步骤s4，判断差异超过5％的步骤包括，比较步骤s1中所述转子叶片飞出的初速度和飞出角度与所述步骤s3中所述转子叶片飞出的初速度和飞出角度，所述初速度或角速度的差异不超过5％。
10.根据本发明的一个实施例，在步骤s4，修正所述加强环的初始模型的尺寸包括调整所述加强环的环形半径的数值以及调整所述加强环的厚度。
11.本发明还提供了一种机匣包容试验装置，包括转子鼓筒、转子叶片和机匣，所述转子叶片固定设置在所述转子鼓筒上，在所述机匣内所述转子鼓筒带动所述转子叶片转动，所述机匣包容试验装置还包括用以替换静子叶片的加强环，所述加强环固定设置在所述机匣内壁，且与所述转子叶片和转子鼓筒保持间隔。
12.根据本发明的一个实施例，所述加强环包括一环状件和安装环，所述安装环设置在所述环状件的外缘并沿所述环状件的轴线方向延伸。
13.根据本发明的一个实施例，所述安装环上设有第一安装孔，所述机匣内壁设有定位凹槽及与所述第一安装孔对应的第二安装孔，所述安装环与所述定位凹槽形状配合。
14.根据本发明的一个实施例，所述第一安装孔沿所述安装环的周向均布。
15.本发明提供的一种机匣包容试验装置及其加强环的制造方法，用加强环来替换静子叶片，能在降低试验成本的同时保证试验的准确性，为机匣包容性设计与适航取证工作提供支持。
16.应当理解，本发明以上的一般性描述和以下的详细描述都是示例性和说明性的，并且旨在为如权利要求所述的本发明提供进一步的解释。
附图说明
17.包括附图是为提供对本发明进一步的理解，它们被收录并构成本技术的一部分，附图示出了本发明的实施例，并与本说明书一起起到解释本发明原理的作用。附图中：图1示出了本发明的一个实施例的机匣包容试验装置的设计方法的流程框图。
18.图2示出了本发明的一个实施例的机匣包容试验装置的结构示意图。
19.图3是图2中的加强环的结构示意图。
20.图4是图3中的加强环的局部放大示意图。
21.图5是图2中的机匣的局部示意图。
22.图6是图5中的机匣的局部放大示意图。
具体实施方式
23.需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
24.下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本技术及其应用或使
用的任何限制。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
25.需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本技术的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
26.除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本技术的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
27.在本技术的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。
28.为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在
……
之上”、“在
……
上方”、“在
……
上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在
……
上方”可以包括“在
……
上方”和“在
……
下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
29.此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本技术保护范围的限制。此外，尽管本技术中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本技术说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本技术。
30.图1示出了本发明的一个实施例的机匣包容试验装置的设计方法的流程框图。如图所示，本发明提供的一种机匣包容试验装置的设计方法包括步骤：s1，对带有静子叶片的机匣进行包容试验，经动力学分析，获得转子叶片飞出穿透机匣时机匣的关键点的变形量及转子叶片飞出的初速度和飞出角度；s2，按照刚度接近原则设计加强环的初始模型；s3，用加强环的初始模型替换静子叶片，对机匣进行包容试验，经动力学分析，获
得转子叶片飞出穿透机匣时机匣的关键点的变形量及转子叶片飞出的初速度和飞出角度；s4，比较步骤s1和s3的动力学分析结果，若两者差异超过5％，则修正加强环的初始模型的尺寸，执行步骤s3。通过修正加强环的模型进行迭代计算，使步骤s1和s3的动力学分析结果的差异不超过5％，即获得最终的加强环。
31.容易理解的，本发明提供的机匣包容试验装置的设计方法通过建立软件模型，经过模拟分析来获取加强环的制造尺寸。加强环用于模拟静子叶片，由于加强环仅起到传递刚度作用，因此对材料要求不高，根据模拟分析的尺寸可直接进行机械加工，将加强环用于后期的机匣包容试验可以节省成本。这样设计制造的加强件结构简单，加工方便，可实现更高的加工效率并保证试验准确性。
32.较佳地，刚度接近原则是使加强环的初始模型与静子叶片的质心轴向位置一致，初始模型的环形半径不超过静子叶片的前缘到尾缘距离，初始模型的最大最小半径差与静子叶片一致。
33.较佳地，在步骤s4，判断差异超过5％的步骤包括，比较在步骤s1中关键点的变形量与步骤s3中关键点的变形量，两者的差异超过5％。更佳地，关键点的变形量的差异是指在步骤s1和s3中关键点的位移差超过5%。
34.较佳地，在步骤s4，判断差异超过5％的步骤包括，比较步骤s1中转子叶片飞出的初速度和飞出角度与步骤s3中转子叶片飞出的初速度和飞出角度，两者的初速度或角速度的差异不超过5％。
35.较佳地，修正加强环的初始模型的尺寸包括调整加强环的环形半径的数值以及调整加强环的厚度。
36.本发明还提供了一种机匣包容试验装置。图2示出了本发明的一个实施例的机匣包容试验装置的结构示意图。如图所示，机匣包容试验装置100包括转子鼓筒101、转子叶片102和机匣103。其中，转子叶片102固定设置在转子鼓筒101上，在机匣103内转子鼓筒101带动转子叶片102转动。机匣包容试验装置100还包括用以替换静子叶片的加强环104，加强环104固定设置在机匣103内壁，且与转子叶片102和转子鼓筒101保持间隔。
37.图3是图2中的加强环的结构示意图。图4是图3中的加强环的局部放大示意图。图5是图2中的机匣的局部示意图。图6是图5中的机匣的局部放大示意图。参考图3和图4，加强环104包括一环状件105和安装环106，安装环106设置在环状件105的外缘并沿环状件105的轴线方向延伸。需要说明的是，加强环104的尺寸主要是指环状件105的环形半径a和厚度b。在加强环104的制造方法中，修正加强环104的初始模型的尺寸主要就是根据机匣包容试验来调整加环状件105的环形半径a的数值以及调整环状件105的厚度b的尺寸。当比较步骤s1和s3的动力学分析结果，若两者差异不超过5％，则可以依据该环状件105的尺寸来进行机械加工，批量制造加强环104。
38.较佳地，参考图4至图6，在安装环106上设有第一安装孔107，机匣103内壁设有定位凹槽108及与第一安装孔107对应的第二安装孔109，安装环106与定位凹槽108形状配合。装配时，将安装环106置入机匣103上的定位凹槽108，使第一安装孔107和第二安装孔109对应，通过螺栓穿入第一安装孔107和第二安装孔109将加强环104与机匣103固定。
39.较佳地，参考图4，第一安装孔107沿安装环106的周向均布。
40.本发明提供的加强环通过螺栓直接安装于机匣内壁，相对于完整的前后两级静子
叶片加工方便，成本降低。由于加强环结构较简单，在机匣包容试验装置的设计阶段就可以方便地根据对转子叶片碎片冲击的显式动力学分析方法得出与原设计最接近的结构尺寸设计，使加强件的试验效果与原设计尽可能一致，从而使得机匣在包容性试验时，可以用成本更低的试验件获得可信的试验结果，有利于降低研发成本，提高加工效率并保证和试验的准确性。
41.本领域技术人员可显见，可对本发明的上述示例性实施例进行各种修改和变型而不偏离本发明的精神和范围。因此，旨在使本发明覆盖落在所附权利要求书及其等效技术方案范围内的对本发明的修改和变型。