一种机匣承载能力预测方法、机匣及航空燃气涡轮发动机与流程

1.本发明属于机匣承载能力预测技术领域，特别涉及一种机匣承载能力预测方法、机匣及航空燃气涡轮发动机。


背景技术：

2.现有的金属材料航空发动机机匣承载能力评估方法主要是采用常规方法或有限元技术获取各种载荷作用下的机匣关键部位最大当量应力σ
max
，考虑一定的储备系数k后进而与金属材料拉伸性能如屈服极限σ
0.2
和强度极限σb对比得到安全系数，具体采用如下公式：
3.屈服安全系数
4.破坏安全系数
5.上述匣承载能力评估方法认为：在各种载荷作用下，考虑由于铸造和焊接等工艺对机匣材料拉伸性能的影响以后，金属材料机匣结构内任意一局部点的最大当量应力乘以储备系数k后超过材料屈服极限σ
0.2
时，结构将产生塑性屈服，当载荷继续增大，金属材料机匣结构内任意一局部点的最大当量应力乘以储备系数k后超过材料强度极限σb时，结构将破坏，不再具备继续承载的能力。
6.现有的金属材料航空发动机机匣承载能力评估方法认为：当金属材料机匣结构内任意一局部点的最大当量应力乘以储备系数k后超过材料强度极限σb时，结构将破坏，不再具备继续承载的能力，这种方法对于结构简单、载荷单一、主要承载区域应力集中不明显的筒状压力容器来说，可以较准确的预测和评估其承载能力，但是随着先进航空发动机机匣功能多样化和结构一体化要求提高，机匣结构和承载愈发复杂，经常存在多种用于装配的螺栓孔和安装座等结构，不可避免的在关键区域会由于圆孔和倒圆等几何突变导致明显的应力集中现象，例如图2所示的高应力区，此时，即便局部点最大当量应力超过材料强度极限σb，但由于结构预先进入屈服的地方会因为塑性流动缘故发生应力重新分布，同时临近部位大部分区域尚未破坏甚至还处于线弹性阶段，整个机匣结构主要承载截面其它区域还可以继续承载，因此实际上金属材料机匣不会因为任意一局部点最大当量应力超过材料强度极限σb发生破坏而整体丧失承载能力，采用现有的方法对结构和载荷复杂的金属材料航空发动机机匣承载能力进行预测和评估可满足工程应用需求，但由于其裕度偏高，会导致机匣厚度偏厚，进而影响零件和整机重量，存在一定缺陷。
7.采用现有方法对某航空发动机金属材料机匣进行承载能力评估，机匣局部结构示意图见图1，工作载荷作用下当量应力分布见图2，计算获得的屈服安全系数为1.23，破坏安全系数为1.06，静力试验结果表明其在给定载荷作用下未发生破坏，采用现有方法进行承载能力评估可基本满足工程应用需求。
8.然而，由于航空发动机机匣结构形状复杂，存在铸造及机加形成的众多倒圆和圆孔等几何突变应力集中结构，同时其可能承受的载荷包括气动载荷、内腔压力载荷、温度载
荷、飞行机动载荷、连接件载荷和叶片丢失等异常载荷，采用传统的分析方法难以准确预测其承载能力，无法满足轻质先进复杂结构机匣的设计需求。本发明提出一种预测方法，可用于准确预测和评估金属材料先进复杂结构机匣的承载能力，进而开展重量优化等工作。


技术实现要素：

9.针对上述问题，本发明提出一种机匣承载能力预测方法，克服了现有预测方法带来机匣设计过程粗大笨重的弊端，可用于准确预测和评估金属材料先进复杂结构机匣的承载能力，进而开展重量优化等工作。
10.本发明具体提出一种机匣承载能力预测方法，所述方法包括：考虑材料非线性和几何非线性后，采用弹塑性有限元方法进行复杂工作载荷组合作用下的机匣应力分析，当载荷增加达到临界载荷时，机匣某一承载截面将失去继续承载的能力，该临界载荷即为机匣的极限承载能力。
11.具体的，所述预测方法包括以下步骤：
12.s1：考虑材料非线性和几何非线性后，采用弹塑性有限元方法进行复杂工作载荷组合作用下的机匣应力分析；
13.s2：应力分析过程中，通过不断增加机匣的工作载荷，使机匣局部结构进入屈服；
14.s3：随着载荷的进一步增加，机匣结构进入塑性屈服的区域将急剧扩大；
15.s4：当载荷达到临界载荷时，机匣某一承载截面的应力及应变均达到材料的极限值，该截面将失去继续承载的能力，继而机匣失效，此时，任一小的载荷增加将导致应变的急剧增大，该临界载荷即为机匣的极限承载能力。
16.更进一步的，所述s4中任一小的载荷增加导致应变的急剧增大的判断依据为任一小的载荷增量下，机匣的应变增长率大于某一阈值。
17.更进一步的，所述阈值为15％。
18.更进一步的，所述机匣的应变增长率计算方法为：
19.在某一区域的工作载荷组合作用下机匣的最大应变为εf，任一无限小的载荷增量df后的最大应变为ε
f+df
，机匣的应变增长率dε为dε＝(ε
f+df-εf)/εf。
20.更进一步的，在有限元应力分析过程中，通过载荷步的方法，不断增大机匣承受的工作载荷，使机匣结构在某一载荷作用下因应变增长率dε满足大于所述阈值而导致计算结果不收敛，对应的工作载荷即为机匣的极限承载能力。
21.更进一步的，无限小的载荷增量df采用设置自动时间步进行二分法得到，若二分载荷增量下应变增长率满足大于所述阈值，将自动再次二分进行计算，直至对某一载荷增量df进行的二分次数达到预定次数时，此时时间步足够小，若应变增长率仍满足大于所述阈值，则计算中止。
22.更进一步的，所述预定次数为25次。
23.本发明具体还提出一种机匣，所述机匣采用上述的机匣承载能力预测方法进行评估并制得。
24.本发明具体还提出一种航空燃气涡轮发动机，其特征在于，所述发动机具有上述的机匣。
25.相比于现有技术，本发明的优点在于：
26.与最好的现有技术相比，本发明考虑了复杂结构、多载荷组合以及应力集中结构等因素对机匣承载能力预测精度的影响，有效地提高金属材料航空发动机机匣承载能力预测精度，并进一步降低机匣重量，提高经济性。
27.通过本发明预测的机匣承载能力与试验结果对比精度为-4.4％，比现有最好的技术方法精度提高了约21％，目前通过该方法设计的金属材料机匣已在某先进民用涡轴发动机上成功应用。
28.本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得。
附图说明
29.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
30.图1示出了某机匣结构示意图；
31.图2示出了某机匣局部当量应力分布图；
32.图3示出了某航空发动机机匣局部塑性应变分布图；
33.图4示出了静力试验后的真实机匣残骸示意图。
具体实施方式
34.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地说明，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
35.本发明提出一种基于弹塑性有限元分析的金属材料航空发动机机匣承载能力预测和评估方法。对于复杂几何结构的金属材料机匣，考虑材料非线性和几何非线性后，采用有限元方法进行复杂工作载荷组合作用下的机匣应力分析，应力分析过程中，通过不断增加机匣的工作载荷，使机匣局部结构进入屈服。随着载荷的进一步增加，机匣结构进入塑性屈服的区域将急剧扩大；当载荷达到临界时，机匣某一承载截面的应力及应变均达到材料的极限值，该截面将失去继续承载的能力，继而机匣失效，任一小的载荷增加将导致应变的急剧增大，该临界载荷即为机匣的极限承载能力。
36.某一区域存在多种工作载荷fn，其中n为正整数。所述某一区域工作载荷组合包括但不限于气动载荷、内腔压力载荷、温度载荷、飞行机动载荷、连接件载荷和叶片丢失等异常载荷，具体表现形式包括剪切应力、径向力、轴向力、扭矩等多种力的作用的组合。
37.在某一区域工作载荷组合作用下机匣的最大应变为εf，任一无限小的载荷增量df后的最大应变为ε
f+df
，当
38.dε＝(ε
f+df-εf)/εf＞15％(a)
39.时，即任一小的载荷增量下，机匣的应变增长率大于15％，可认为机匣丧失承载能力。
40.在有限元应力分析过程中，通过载荷步的方法，不断增大机匣承受的工作载荷，使机匣结构在某一载荷作用下因应变增长率满足式(a)而导致计算结果不收敛，对应的工作载荷即为机匣的极限承载能力。无限小的载荷增量df采用设置自动时间步进行二分法得到，若二分载荷增量下应变增长率满足式(a)，将自动再次二分进行计算，直至对某一载荷增量df进行的二分次数足够多(超过25次)，此时时间步足够小，若应变增长率仍满足式(a)，则计算中止。
41.综上所述，本发明的基于弹塑性分析使机匣承载截面失稳来实现金属材料机匣承载能力预测的方法，经过足够多次数的二分载荷增量后，应变增长率仍大于15％，则认为机匣丧失承载能力的判断准则。
42.基于上述金属材料航空发动机机匣承载能力预测和评估方法，本发明具体还提出一种机匣，所述机匣采用上述的机匣承载能力预测方法进行评估并制得。与现有的机匣相比，本发明所设计得出的机匣重量进一步降低机，提高了经济性。
43.基于上述机匣，本发明具体还提出一种航空燃气涡轮发动机，其特征在于，所述发动机具有上述的机匣。该发动机在满足强度需求的前提下，具有更轻的重量和更低的成本。
44.为验证本发明对结构和载荷复杂的金属材料航空发动机机匣承载能力预测和评估的有效性及精度，对某真实机匣承载能力进行了仿真模拟和试验验证，结果见表1。
45.表1某航空发动机机匣承载能力预测和验证结果破裂转速算法比较
[0046][0047]
通过本发明预测的某航空发动机机匣承载能力为0.86f，临界承载下机匣局部有限元仿真结果见图3，图3示出了采用有限元仿真的某航空发动机机匣局部塑性应变分布图。在开展静力试验过程中，当加载至0.90f时，机匣安装螺栓孔边发生破裂，例如图4为静力试验后的真实机匣残骸，图4示出了安装螺栓孔边破裂情形。通过本发明预测的机匣承载能力与试验结果对比精度为-4.4％，比现有最好的技术方法精度提高了约21％，目前通过该方法设计的金属材料机匣已在某先进民用涡轴发动机上成功应用。
[0048]
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
[0049]
尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。