一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法
【专利摘要】本发明公开了属于确定组合界面刚度的结构力学领域的一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法。该方法的具体步骤：1）将外加弯矩等效；2）对鼓筒受力进行分析；3）运用弹性变形理论，推导鼓筒连接环在弯矩作用下的偏转角解析表达式；4）基于非线性有限元仿真分析，确定偏转角ψ1表达式中接触参数的值；5）由鼓筒连接环偏转角推导盘鼓组合界面相对转角，进一步得到盘鼓组合界面弯曲刚度的解析表达式。本发明方法以解析形式计算盘鼓组合界面弯曲刚度，能够直观的反映盘鼓组合接面结构参数、预紧力及外加弯矩对盘鼓连接刚度的影响；解析表达式中与接触相关的参数通过非线性有限元分析获得，使算得的盘鼓组合界面弯曲刚度更接近实际情况。
【专利说明】一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法
【技术领域】
[0001]本发明属于确定组合界面刚度的结构力学【技术领域】，特别涉及一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法。
【背景技术】
[0002]在航空发动机中，盘鼓式转子由轮盘、鼓筒和轴组成，各级轮盘和鼓筒之间通过螺栓连接或焊接组合在一起。如图1所示某型航空发动机风扇段盘鼓式转子由一级轮盘1、一级鼓筒2、二级轮盘3、二级鼓筒5、三级轮盘6组成，一级鼓筒2、二级鼓筒5为薄壁短圆柱壳结构，连接一级轮盘1、二级轮盘3、三级轮盘6,起到传递扭矩的作用；一级轮盘I与一级鼓筒2之间通过焊接组合在一起，二级轮盘3、二级鼓筒5、三级轮盘6之间通过连接螺栓4连接在一起。螺栓连接的存在会导致盘鼓组合界面刚度降低，而且组合界面刚度值会随着载荷和工况的改变而变化，在盘鼓式转子中引入局部非线性，改变转子系统的涡动特性和振动响应，甚至诱发转子系统非线性振动，影响航空发动机整机性能。因此，计算航空发动机转子盘鼓组合界面刚度，建立盘鼓组合界面刚度与结构参数、预紧力及外载荷之间的关系，具有十分重要的意义。
[0003]1988年，文献【顾家柳，夏松波，张文.转子动力学研究的现状及展望.振动工程学报，1988，1 (2):63-70.】就指出连接结构的存在使转子系统的动力学行为变得复杂，应该开展深入研究。然而，有关转子螺栓连接结构非线性连接特性及其对转子系统动特性影响方面的研究却很少。现有的转子盘鼓组合界面刚度值的计算，均通过实验测量或有限元分析结果曲线拟合得到，未发现有航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度的解析计算方法。采用实验测量和有限元分析确定组合界面弯曲刚度的方法需要耗费大量的时间和费用，且只能得到某一组特定参数下的刚度值，无法反映结构参数和载荷条件对盘鼓组合界面刚度的影响规律。
【发明内容】
[0004]针对上述现有技术的不足，本发明提出一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度的计算方法，其特征在于，该方法包括以下步骤:
[0005]1)将外加弯矩等效；
[0006]2)对鼓筒受力进行分析；
[0007]3)运用弹性变形理论，推导鼓筒连接环在弯矩作用下的偏转角解析表达式；
[0008]4)基于非线性有限元仿真分析，确定偏转角Ψ1表达式中待定参数的值；
[0009]5)由鼓筒连接环偏转角推导盘鼓组合界面相对转角，进一步得到盘鼓组合界面弯曲刚度的解析表达式。
[0010]所述步骤1)中，将外加弯矩等效为沿圆周方向按余弦规律分布的轴向力；以弯矩作用平面为起始平面，按盘鼓组合界面上连接螺栓个数，将鼓筒沿圆周方向分为若干基本扇区，每个扇区包含一个螺栓孔，各基本扇区的顺序编号为1，2，…，i，…，近似认为基本扇区上的等效轴向力沿周向均匀分布。
[0011]所述步骤I)中与外加弯矩等效的轴向力的表达式为:
[0012]Fe=F0Cos Φ ；
[0013]其中，匕为沿组合界面周向按余弦分布的轴向力，Φ为FJ乍用点与Ftl作用点所夹圆心角，G=为单位弧长上的最大轴向力，M为外加弯矩，Rs为鼓筒柱壳的中面半径。
[0014]所述步骤2)中，将鼓筒分为连接环和圆柱壳两部分，将圆柱壳视为连接环的约束，通过连接环截面上的约束连接环的变形，其中pi为柱壳和连接环截面上的
轴向力，为柱壳和连接环截面上的切向力，mj为柱壳和连接环截面上的弯矩。
[0015]所述步骤2)的具体步骤为:
[0016]21)取与弯矩作用平面夹角为Φ的第i个基本扇区进行受力分析，对鼓筒底部连接环取分离体，单位弧长上外载荷对连接环内缘的合力矩为
【权利要求】
1.一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法，其特征在于，该方法包括以下步骤: 1)将外加弯矩等效； 2)对鼓筒受力进行分析； 3)运用弹性变形理论，推导鼓筒连接环在弯矩作用下的偏转角解析表达式； 4)基于非线性有限元仿真分析，确定偏转角Ψ1表达式中待定参数的值； 5)由鼓筒连接环偏转角推导盘鼓组合界面相对转角，进一步得到盘鼓组合界面弯曲刚度的解析表达式。
2.如权利要求1所述的一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法，其特征在于，所述步骤1)中，将外加弯矩等效为沿圆周方向按余弦规律分布的轴向力；以弯矩作用平面为起始平面，按盘鼓组合界面上连接螺栓个数，将鼓筒沿圆周方向分为若干基本扇区，每个扇区包含一个螺栓孔，各基本扇区的顺序编号为1，2，…，i，…，近似认为基本扇区上的等效轴向力沿周向均匀分布。
3.根据权利要求1或2所述的一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法，其特征在于，所述步骤I)中与外加弯矩等效的轴向力的表达式为
Fe=F0Cos Φ ； 其中，Fe为沿组合界面周向按余弦分布的轴向力，Φ为fe作用点与F。作用点所夹圆心角，F0=M/πR2s为单位弧长上的最大轴向力，M为外加弯矩，Rs为鼓筒柱壳的中面半径。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法，其特征在于，所述步骤2)中，将鼓筒分为连接环和圆柱壳两部分，将圆柱壳视为连接环的约束，通过连接环截面上的pit,qit和mit约束连接环的变形，其中pit为柱壳和连接环截面上的轴向力，qit为柱壳和连接环截面上的切向力，mii为柱壳和连接环截面上的弯矩。
5.根据权利要求1或4所述的一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法，其特征在于，所述步骤2)的具体步骤为: .21)取与弯矩作用平面夹角为Φ的第i个基本扇区进行受力分析，对鼓筒底部连接环取分离体，单位弧长上外载荷对连接环内缘的合力矩为
6.如权利要求1所述的一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法，其特征在于，所述步骤3)中，依据鼓筒连接环上外载荷对连接环内缘力矩与径向截面内力弯矩的力矩平衡关系，推导鼓筒连接环的偏转角；依据鼓筒连接环径向截面尺寸远小于其平均半径，采用弹性变形理论计算连接环的变形。
7.如权利要求1或6所述的一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法，其特征在于，所述步骤3)具体步骤为: 31)由基本扇区的平衡方程和鼓筒连接环变形关于弯曲平面对称的特性，得到第I个基本扇区上的和w丨之间关系:
8.如权利要求1所述的一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法，其特征在于，所述步骤4)通过建立盘鼓组合结构三维非线性有限元模型，进行不同结构参数和载荷条件下的非线性静力仿真分析，基于仿真结果来确定偏转角V表达式中接触参数Ft!和H的值。
9.如权利要求1或8所述的一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法，其特征在于，所述步骤4)偏转角Ψ1表达式中，rcl和Jf的值随着弯矩M的改变而变化；基于仿真结果，将€和g随弯矩M变化分为两个阶段，两阶段的拐点处，M0= π RsPM/2sin θ ； 当MWtl时，if保持不变，rj的值随着弯矩的增大近似线性减小；当M=Mtl时，η!其中rh为鼓筒连接环上螺栓孔的半径时，巧随着弯矩线性增大，/；'的值略有下降，减小至
10.如权利要求9所述的一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法，其特征在于，所述螺栓对鼓筒连接环的轴向约束力Ι?的表达式为:
11.如权利要求1所述的一种航空发动机转子盘鼓组合界面弯曲刚度计算方法，其特征在于，所述步骤5)的具体步骤为: 51)在内力弯矩M作用下，鼓筒连接环受拉侧发生偏转变形；受压侧连接环与轮盘紧密接触，未发生偏转，且轮盘刚度远大于鼓筒，视为刚体，得到盘鼓组合界面相对转角Φ与鼓筒连接环最大偏转角V的关系:
【文档编号】G06F17/50GK103729547SQ201310683557
【公开日】2014年4月16日 申请日期:2013年12月12日 优先权日:2013年12月12日
【发明者】秦朝烨, 褚福磊 申请人:清华大学