CN106649937B - 一种航空发动机风扇吸鸟适航符合性分析方法 - Google Patents

一种航空发动机风扇吸鸟适航符合性分析方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种航空发动机风扇吸鸟适航符合性分析方法，定义关键吸鸟参数CIP组合，该参数组合决定了吸鸟适航验证时的各项发动机工作及鸟撞输入状态；定义综合关键撞击参数SCIP组合，该参数组合反映了发动机吸鸟适航验证时风扇的损伤效果。并在所有吸鸟工况的预估结果中，当SCIP取得最大值时的试验参数组合，即为适航符合性验证时采用的关键吸鸟参数组合，并可预估吸鸟状态对风扇带来的最大损伤。

Description

一种航空发动机风扇吸鸟适航符合性分析方法
技术领域
本发明涉及航空发动机吸鸟适航符合性验证技术领域。
背景技术
现代涡轮喷气航空发动机工作时极易吸入飞鸟，鸟体撞击发动机风扇或压气机叶片，造成叶片的变形，影响发动机的正常工作，危及飞行安全。世界各大航空强国均高度重视航空发动机叶片抗鸟撞设计与分析工作，并以适航条例的形式规定了发动机叶片抗鸟撞的能力及其评估要求。任意一款发动机定型前，需要采用风扇组件及全尺寸发动机开展吸鸟适航验证试验，即采用空气炮发射规定质量的鸟，按一定的速度与入射位置撞击不同旋转速度的风扇。在世界通行的几款适航条例中，只有鸟的质量给予了明确规定，其他如吸鸟速度，撞击位置，发动机工作状态等验证用关键参数只给出了大致的范围，必须采用分析方法确定，以指导发动机吸鸟适航验证试验与确立发动机叶片抗鸟撞设计准则。因此必须发展一种分析方法来确定吸鸟试验时选取的关键吸鸟参数，评估鸟撞击风扇叶片的综合损伤。
发明内容
本发明提供一种航空发动机风扇吸鸟适航符合性验证关键参数分析方法，能够确定适航符合性验证时采用的发动机最严酷吸鸟状态，评估吸鸟后风扇叶片的损伤程度。
为实现上述目的，该发明可采用如下技术方案：
一种航空发动机风扇吸鸟适航符合性分析方法，包括以下步骤：
(1)、定义关键吸鸟参数CIP组合，该参数CIP组合决定了吸鸟适航验证时的各项发动机工作及鸟撞输入状态，该参数组合包括：关键吸鸟参数包含鸟速VB、撞击叶身高度LC和风扇转速VF，其参数组合为：CIP＝F(VB，LC，VF)；
(2)、选取CIP条件下的鸟撞击叶片结果参数组合，该鸟撞击叶片结果参数组合包含以下参数：关键撞击参数包括叶片前缘应力SL、根部应力SR、撞击点位移DI和叶尖相对位移DT；
(3)、使用定义好的参数CIP组合建模并通过该建模得到鸟撞击叶片结果参数结果，对其进行无量纲处理，得到无量纲化的鸟撞击结果参数；
(4)、定义综合关键撞击参数SCIP组合，对无量纲鸟撞击结果参数进行求和，得到各CIP状态下SCIP的值大小并排序，当SCIP值最大时对应的CIP状态，即为适航符合性验证时发动机状态及投射用鸟的输入参数；同时此SCIP值最大时对应的CIP状态输入后的鸟撞击风扇损伤效果将标志为最严酷。
有益效果：本发明航空发动机风扇吸鸟适航符合性验证关键参数分析方法的关键在于提出了一种量化的航空发动机风扇叶片吸鸟损伤评估方法，通过定义正确的吸鸟状态输入参数，计算获取鸟撞击叶片的损伤响应，通过定义损伤响应参数的组合，评估鸟撞击损伤的严酷程度，进而反推适航取证时应采用的发动机试验状态输入。
进一步的，步骤(4)中，综合关键撞击参数SCIP组合包括：叶片前缘应力SL、根部应力SR、撞击点位移DI和叶尖相对位移DT，设每次吸鸟试验时的关键吸鸟CIP参数组合中，鸟速为VBi，撞击弦长位置为LCi，风扇转速为VFi，每次吸鸟撞击共影响n个叶片，其中第j个叶片上，经无量纲化后，叶片前缘撞击点最大应力为SLji，叶根位置最大应力为SRji，叶片前缘撞击点位移为DIji，叶尖位移为DTji，其中n为大于1的整数，j为在1～n范围内的整数；定义综合关键撞击参数：
Figure BDA0001121186080000021
进一步的，在步骤(3)中，使用三维绘图软件建立风扇模型，采用六面体单元对风扇叶片模型进行有限元网格划分，使用定义好的CIP参数组合建立鸟体模型，并施加包括转速、约束、接触、阻尼的控制参数，保存为计算用文件，并进行隐式计算，得到鸟撞击叶片结果参数。
附图说明
图1为本发明中采用的有限元模型示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式，进一步阐明本发明，应理解下述具体实施方式仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围，在阅读了本发明之后，本领域技术人员对本发明的各种等价形式的修改均落于本申请所附权利要求所限定的范围。
本发明公开为一种航空发动机风扇吸鸟适航符合性验证关键参数分析方法的分析实例，下面对采用本发明方法的详细实施步骤进行叙述。
针对某型风扇吸入单只中鸟的工况进行评估，确定适航符合性验证时的发动机工作状态及试验状态。
(1)定义该风扇验证条件下的关键吸鸟参数CIP(Critical IngestionParameters)组合，包含入射鸟速VB，撞击叶身高度LC和风扇转速VF，其参数组合为：CIP＝F(VB，LC，VF)。
(2)选取CIP条件下的鸟撞击叶片结果参数组合，该参数组合包含以下参数：关键撞击参数包括叶片前缘应力SL、根部应力SR、撞击点位移DI和叶尖相对位移DT。
(3)使用三维绘图软件UG建立如图1所示的有限元风扇模型，使用分网工具软件HyperMesh，采用六面体单元对风扇叶片模型进行有限元网格划分，将划分好的网格文件导入有限元瞬态分析软件LS-NYNA-Prepost处理器中，使用定义好的CIP参数组合，使用SPH粒子建立鸟体模型，并施加转速、约束、接触、阻尼等控制参数，保存为计算用K文件，在LS-DYNA求解器中进行隐式计算，得到鸟撞击叶片结果参数结果，对其进行无量纲处理，得到无量纲化的鸟撞击结果参数。
(4)定义综合关键撞击参数SCIP(Synthesized Critical Impact Parameters)组合，对无量纲鸟撞击参数进行求和，得到各CIP状态下SCIP的值大小并排序，如表1所示。其中，综合关键撞击参数SCIP组合包括：叶片前缘应力SL、根部应力SR、撞击点位移DI和叶尖相对位移DT，设每次吸鸟试验时的关键吸鸟CIP参数组合中，鸟速为VBi，撞击弦长位置为LCi，风扇转速为VFi，每次吸鸟撞击共影响n个叶片，其中第j个叶片上，经无量纲化后，叶片前缘撞击点最大应力为SLji，叶根位置最大应力为SRji，叶片前缘撞击点位移为DIji，叶尖位移为DTji，其中n为大于1的整数，j为在1～n范围内的整数；定义综合关键撞击参数：
Figure BDA0001121186080000031
当SCIP值最大时对应的CIP状态，即为适航符合性验证时发动机状态及投射用鸟的输入参数；同时此状态输入后的鸟撞击风扇损伤效果将标志为最严酷。此例中，当关键吸鸟参数组合选取为CIP＝F(72，70％，100％)时，综合关键撞击参数SCIP取得最大值，风扇将遇到最为严酷的鸟撞损伤。
表1不同试验关键吸鸟参数组合条件下的关键撞击参数和综合关键撞击参数
Figure BDA0001121186080000041

Claims (3)

1.一种航空发动机风扇吸鸟适航符合性分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)、定义关键吸鸟参数CIP组合，该参数CIP组合决定了吸鸟适航验证时的各项发动机工作及鸟撞输入状态，该参数组合包括：关键吸鸟参数包含鸟速VB、撞击叶身高度LC和风扇转速VF，其参数组合为：CIP＝F(VB，LC，VF)；
(2)、选取CIP条件下的鸟撞击叶片结果参数组合，该鸟撞击叶片结果参数组合包含以下参数：关键撞击参数包括叶片前缘应力SL、根部应力SR、撞击点位移DI和叶尖相对位移DT；
(3)、使用定义好的参数CIP组合建模并通过该建模得到鸟撞击叶片结果参数结果，对其进行无量纲处理，得到无量纲化的鸟撞击结果参数；
(4)、定义综合关键撞击参数SCIP组合，对无量纲鸟撞击结果参数进行求和，得到各CIP状态下SCIP的值大小并排序，当SCIP值最大时对应的CIP状态，即为适航符合性验证时发动机状态及投射用鸟的输入参数；同时此SCIP值最大时对应的CIP状态输入后的鸟撞击风扇损伤效果将标志为最严酷；步骤(4)中，综合关键撞击参数SCIP组合包括：叶片前缘应力SL、根部应力SR、撞击点位移DI和叶尖相对位移DT，设每次吸鸟试验时的关键吸鸟CIP参数组合中，鸟速为VBi，撞击弦长位置为LCi，风扇转速为VFi，每次吸鸟撞击共影响n个叶片，其中第j个叶片上，经无量纲化后，叶片前缘撞击点最大应力为SLji，叶根位置最大应力为SRji，叶片前缘撞击点位移为DIji，叶尖位移为DTji，其中n为大于1的整数，j为在1～n范围内的整数；定义综合关键撞击参数：
Figure FDA0002264108880000011
2.如权利要求1所述的分析方法，其特征在于：在步骤(3)中，使用三维绘图软件建立风扇模型，采用六面体单元对风扇叶片模型进行有限元网格划分，使用定义好的CIP参数组合建立鸟体模型，并施加包括转速、约束、接触、阻尼的控制参数，保存为计算用文件，并进行隐式计算，得到鸟撞击叶片结果参数。
3.如权利要求2所述的分析方法，其特征在于：使用三维绘图软件UG建立风扇模型，使用分网工具软件HyperMesh，采用六面体单元对风扇叶片模型进行有限元网格划分，将划分好的网格文件导入有限元瞬态分析软件LS-NYNA-Prepost处理器中，使用定义好的CIP参数组合，使用SPH粒子建立鸟体模型，并施加控制参数，保存为计算用K文件，在LS-DYNA求解器中进行隐式计算，得到鸟撞击叶片结果参数。
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