CN108897959B - 一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法 - Google Patents

一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108897959B
CN108897959B CN201810724293.6A CN201810724293A CN108897959B CN 108897959 B CN108897959 B CN 108897959B CN 201810724293 A CN201810724293 A CN 201810724293A CN 108897959 B CN108897959 B CN 108897959B
Authority
CN
China
Prior art keywords
buckling
combustion box
analysis
seaworthiness
load
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201810724293.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108897959A (zh
Inventor
胡殿印
王荣桥
郑生旭
张龙
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
Original Assignee
Beihang University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University filed Critical Beihang University
Priority to CN201810724293.6A priority Critical patent/CN108897959B/zh
Publication of CN108897959A publication Critical patent/CN108897959A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108897959B publication Critical patent/CN108897959B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/06—Power analysis or power optimisation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

本发明公开了一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法，步骤：(1)依据CCAR33.64条款要求确定燃烧室机匣的载荷边界条件，根据实际工况下的受约束情况确定位移边界条件；(2)对燃烧室机匣进行特征值屈曲分析，得到不同阶次下的特征值及特征屈曲模态；(3)选取机匣第一阶屈曲失稳部位为分析重点，在(1)条件下进行几何和材料双重非线性屈曲分析；(4)计算稳定安全系数，作为机匣稳定性的判断条件；(5)以(3)分析所得非线性屈曲临界载荷作为内外气体压力差，同时加载(1)边界条件进行静强度分析，确定燃烧室机匣对于适航条款的符合性。本发明同时考虑燃烧室机匣的稳定性和静强度，提出针对性的验证分析方法，表明燃烧室机匣的适航符合性。

Description

一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法
技术领域
本发明是一种针对航空发动机燃烧室机匣的适航符合性验证方法，它是一种统筹考虑机匣稳定性和静强度的适航符合性验证方法，属于航空航天发动机技术领域。
背景技术
民用航空发动机是一种极限产品，其核心机零部件工作在高温、高压的复杂环境下；作为发动机的关键件之一的燃烧室机匣，其稳定性是值得关注的重要问题。一方面，在设计上寻求越来越高的涡轮前温度和客观上存在的复杂气-热-固耦合作用，以及高增压比导致的核心机内涵道显著增大的气压，使得燃烧室机匣工作环境尤为恶劣，对其稳定性构成了极大挑战；另一方面，国内外商业市场对燃油经济性近乎苛刻的要求，促使减重和轻量化成为先进民用航空发动机必然的设计方向，对于燃烧室机匣则通过采用更薄的壳体壁厚以达成更优的设计目标，由此进一步考验机匣的稳定性。
航空发动机适航规定第二版(CCAR33-R2)第64条提出了关于发动机静承压件的适航要求，指出须保证其在服役过程中不能出现危害性后果。燃烧室机匣作为关键的静承压件，通过适航符合性验证成为整机完成适航取证的必要环节，目前针对第64条这一适航条款具体的符合性验证方法存在空白。对于承受复杂载荷作用的燃烧室机匣而言，丧失稳定性是重要的失效模式之一，目前的机匣设计方法通常将应力水平作为失效判断准则，未考虑稳定性因素，并不能全面考核机匣的承载能力。
发明内容
本发明技术解决方案：克服现有技术的不足，提供一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法，能够更为全面而具体地对发动机燃烧室机匣适航符合性进行分析，为燃烧室机匣通过适航符合性验证提供参考。
本发明技术解决方案：一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法，包括以下步骤：
步骤(1)：根据航空发动机用材料手册，确定在工作温度下的燃烧室机匣所用的GH4169镍基高温合金的最低性能的材料参数，所述最低性能的材料参数为弹性模量和屈服极限；依据航空发动机适航规定第二版(CCAR33-R2)第64条静承压件适航条款的要求，确定燃烧室机匣工作压力的极限值，在燃烧室机匣有限元分析模型上施加载荷边界条件，所述载荷边界条件包括气动轴向力和横向力、内外气体压力差；再根据燃烧室机匣实际工况下的受约束情况，确定位移边界条件；
步骤(2)：根据步骤(1)所确定的载荷边界条件和位移边界条件，对燃烧室机匣进行特征值屈曲分析，得到机匣不同阶次的特征值及对应的特征屈曲模态；特征值屈曲分析所得的第一阶即最低阶特征屈曲模态反映了机匣最先可能出现失稳变形的部位与分布情况，作为初步判断机匣稳定性的参考；
步骤(3)：选取燃烧室机匣的第一阶屈曲失稳变形部位，在步骤(1)确定的载荷边界条件和位移边界条件下进行几何和材料双重非线性屈曲分析；对步骤(2)所得燃烧室机匣最低阶特征屈曲模态整体的变形幅值进行缩小处理，构造出引发机匣失稳的初始扰动；所述初始扰动是指引发燃烧室匣偏离原有的平衡状态而在外载荷作用下出现屈曲失稳的初始变形；再采用弧长法追踪燃烧室机匣屈曲失稳过程中的载荷位移关系曲线，确定燃烧室机匣的非线性屈曲临界载荷，提取非线性屈曲临界载荷对应的屈曲模态，得到燃烧室机匣失稳区域的分布情况；
步骤(4)：将非线性屈曲临界载荷与燃烧室机匣最大工况下的内外气压差之比定义为稳定安全系数，作为燃烧室机匣稳定性适航符合性的判断条件；若所述稳定安全系数不满足判断条件，则修改燃烧室机匣失稳部位的壁厚或增设加强筋以调整燃烧室机匣的几何结构；若满足条件则表明燃烧室机匣的稳定性符合适航条款的要求；
步骤(5)：以非线性屈曲临界载荷作为燃烧室机匣新的内外气压差的输入值，同时加载步骤(1)确定的载荷边界条件和位移边界条件，进行燃烧室机匣静强度分析，确定应力和变形情况；根据适航条款对应的咨询通告文件的建议，采用发动机手册中确定的应力标准和变形幅值，验证燃烧室机匣在稳定性符合要求的前提下应力值和变形量是否符合发动机手册的要求；根据特征值屈曲分析、非线性屈曲分析和静强度校核分析的结果，最终确定燃烧室机匣对于CCAR33.64发动机静承压件条款的适航符合性。
所述步骤(2)中，对燃烧室机匣进行特征值屈曲分析，得到燃烧室机匣不同阶次的特征值及对应的特征屈曲模态的具体过程如下：
(1)进入有限元分析软件求解层，选择分析类型为屈曲分析；根据实际需要在求解控制选项中设置特征值提取方法和提取的特征值数目；所述特征值提取方法包括子空间迭代法、分块兰索斯法；
(2)在提取特征值后进入有限元分析软件的求解层进行模态扩展，定义模态扩展数目，在求解层再次进行求解，得到从第一阶开始的一系列不同阶次的特征值及其对应的特征屈曲模态。
所述步骤(3)中，进行几何和材料双重非线性屈曲分析的具体过程如下：
(1)基于特征值屈曲分析所得第一阶模态形状，对第一阶模态的所有节点的位移进行相同比例的缩小处理，处理结果作为非线性屈曲分析的初始扰动；
(2)基于所述燃烧室机匣有限元分析模型中所采用的弹塑性材料模型，输入GH4169在高温状态下的应力和应变关系，开启几何大变形选项以计算机匣在失稳过程中应变和位移之间的几何非线性关系；
(3)基于弧长法，根据需要设置迭代终止条件进行求解，提取有限元分析模型的最大位移节点的载荷位移关系曲线，载荷位移关系曲线中的曲线斜率为零的位置所对应的载荷即为燃烧室机匣的非线性屈曲临界载荷。所述迭代终止条件为特征屈曲模态最大变形位置节点达到用弧长法求解时最大的位移，或者载荷位移曲线达到最高点。
所述步骤(4)中，稳定安全系数fi计算如下式所示：
式中：qcp为非线性屈曲分析所得临界载荷，单位为MPa；qmax为燃烧室机匣工作时的最大压力差，单位为MPa；将稳定安全系数大于等于1.5作为燃烧室机匣稳定性符合适航条款要求的判断条件。
所述步骤(5)中，最终确定燃烧室机匣对于CCAR33.64静承压件条款的适航符合性的方法如下：
根据咨询通告提出的可用发动机手册中给出的使用限制来确定静承压件可接受永久变形量的建议，采用MK202发动机应力标准进行应力值和变形量的校核，以此作为静强度适航符合性的判据；综合考虑机匣稳定性和静强度是否均满足相应的判断条件，最终确定机匣对CCAR33.64条款的适航符合性。
本发明与现有技术相比的优点在于：本发明与传统方法相比，统筹考虑燃烧室机匣的稳定性和静强度，结合适航条款的载荷施加要求，建立针对性的适航符合性验证流程，能够更为全面而具体地对发动机燃烧室机匣适航符合性进行分析，为燃烧室机匣通过适航符合性验证提供参考。
附图说明
图1为本发明的燃烧室机匣适航符合性验证分析方法流程图；
图2为燃烧室机匣结构图。其中(a)为完整结构，(b)为1/6周期对称结构；
图3为燃烧室机匣受力简图；
图4为特征值屈曲分析最低阶特征屈曲模态图；
图5为静强度分析机匣变形分布图。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法的技术方案做进一步说明。
本发明中涉及的相关概念解释：
CCAR33.64：中国民用航空局颁布的《航空发动机适航规定》第64条。
适航符合性：所申请适航审查的民用航空产品对《航空发动机适航规定》所列适航条款的满足和符合程度。
稳定性：指结构维持其原有平衡状态的能力，失稳即为稳定性失效，结构丧失保持稳定平衡能力。若外界微小扰动消失后结构仍能自发回到原有平衡状态，则表明该结构是稳定的，反之则是不稳定的。
屈曲：结构由原平衡状态经不稳定的平衡状态过程而重新达到新的平衡状态，这一变化定义为失稳或屈曲，相应状态发生改变时对应的荷载定义为屈曲荷载或临界荷载。
本发明的一种燃烧室机匣适航符合性验证方法，将稳定性和静强度分析结合起来，建立分析流程和验证方法。主要包括：适航条款分析、燃烧室机匣特征值屈曲分析、燃烧室机匣非线性屈曲分析、稳定性判断和静强度校核五个部分。特征值屈曲分析用于确定临界载荷上限和失稳后的屈曲模态。非线性屈曲分析计及了材料和几何非线性，可更为准确地考察结构真实的承载能力，从而为适航符合性验证提供说明文件。
具体实现步骤如下：
步骤(1)适航条款分析。依据航空发动机适航规定第二版CCAR33.64条款中(a)(1)、(a)(2)、(b)所界定要求，确定燃烧室机匣载荷边界条件的极限值，考虑气动轴向力和横向力、内外气体压力差等，选定650℃下机匣所用GH4169材料的最低性能的材料参数；根据燃烧室机匣实际工况下受约束情况，确定位移边界条件。
步骤(2)燃烧室机匣特征值屈曲分析。根据步骤(1)所确定的载荷和位移边界条件，对燃烧室机匣进行特征值屈曲分析，求解得到特征值代表的临界载荷及对应的特征屈曲模态；特征值屈曲分析所得的第一阶特征屈曲模态反映了机匣最先可能出现失稳变形的部位与分布情况，作为初步判断机匣稳定性的参考。
步骤(3)燃烧室机匣非线性屈曲分析。选取燃烧室机匣的第一阶屈曲失稳变形部位为分析重点，在步骤(1)确定的载荷边界条件和位移边界条件下进行几何和材料双重非线性屈曲分析；定义机匣所用GH4169材料在650℃下的应力-应变曲线；对步骤(2)所得的燃烧室机匣最低阶特征屈曲模态进行适当的比例缩放而形成非线性屈曲分析的初始扰动；采用弧长法追踪燃烧室机匣屈曲失稳过程中的载荷位移关系曲线得到非线性屈曲临界载荷，提取非线性屈曲临界载荷对应的屈曲模态，得到燃烧室机匣失稳区域的分布情况。
步骤(4)稳定性判断。将步骤(3)计算所得非线性屈曲临界载荷压力值与燃烧室机匣最大工况下的内外气压差之比定义为稳定安全系数，作为燃烧室机匣稳定性适航符合性的判断条件；若稳定安全系数不满足判断条件，则修改燃烧室机匣失稳部位的壁厚或增设加强筋以调整燃烧室机匣的几何结构；若满足条件则表明燃烧室机匣的稳定性符合适航条款的要求。
步骤(5)静强度校核。以步骤(3)中分析所得非线性屈曲临界载荷作为燃烧室机匣新的内外气压差的输入值，同时加载步骤(1)确定的载荷边界条件和位移边界条件，进行燃烧室机匣静强度分析；根据适航条款对应的咨询通告文件的建议，采用发动机手册中确定的应力标准和变形幅值，验证燃烧室机匣在稳定性符合要求的前提下应力值和变形量是否符合发动机手册的要求；根据特征值屈曲分析、非线性屈曲分析和静强度校核分析的结果，最终确定燃烧室机匣的适航符合性。
统筹考虑燃烧室机匣稳定性和静强度，结合CCAR33.64适航条款的要求和规定，本发明提的一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法，其流程见图1。具体步骤如下：
步骤(1)适航条款分析。依据航空发动机适航规定第二版(CCAR33-R2)第64条静承压件适航条款(表1)中(a)(1)、(a)(2)、(b)所界定极限条件，得出适航要求为机匣需在1.1倍的最大工作压力(内外气压差)作用下不会出现超过使用限制的永久变形、不能发生可能具有危害性发动机后果的泄漏，或者在1.5倍的最大工作压力作用下机匣不会发生破裂或***。
表1CCAR33.64静承压件适航条款
选定机匣设计最高工作温度(通常为650℃)为分析的极限温度条件，根据航空发动机用材料手册确定在此温度下的燃烧室机匣所用的GH4169镍基高温合金的最低性能的材料常数(如弹性模量、屈服极限等)，在燃烧室机匣的分析模型中反映出最低等级的机匣加工工艺所产生的制造误差。以如图2所示典型结构的燃烧室机匣为分析对象，其主要由燃烧室外机匣、内机匣和连接内外机匣的扩压器组成，内、外机匣设计有加强筋，外机匣开设有阵列分布的燃油孔。根据燃烧室机匣实际工况下的受约束情况，确定位移边界条件；在工作状态下，燃烧室机匣的受力简图如图3所示，F表示机匣所受的轴向力，p表示机匣所受的气体压力，M表示弯矩，T表示扭矩，下标的大写字母表示力作用的截面位置，其中主要的载荷为分布于A、C、D、E四个不同截面上气动轴向力Fa和横向力Fh、分布于机匣表面的气体压力p0、p2、p3，由此确定载荷边界条件。
步骤(2)燃烧室机匣特征值屈曲分析。根据步骤(1)所确定的载荷和位移边界条件，载荷和位移边界条件使用ANSYS、ABAQUS等通用有限元软件对燃烧室机匣进行特征值屈曲分析，分析的主要过程为：首先，进入通用有限元软件的求解层，选择分析类型为屈曲分析，并根据实际需要在求解控制选项中设置特征值提取方法(如子空间迭代、分块兰索斯法等)、提取的特征值数目等；其次，在提取特征值后再次进入求解层进行模态扩展，定义模态扩展数目，经模态扩展可得到屈曲模态，此时定义向数据库及所求解的结果文件中需要写入的数据，为获取尽可能详细的结果，可选择写入全部数据；最后在求解层运行求解命令，可得到从第一阶(最低阶)开始的一系列不同阶次特征值及其对应的特征屈曲模态。最低阶特征值对应的特征屈曲模态大致反映了燃烧室机匣可能的失稳分布情况，如图4所示给出了最低阶特征屈曲模态，图中FACT表示求解的特征值，节点解(NODAL SOLUTION)求解所得特征值为0.494×107，即气体压力差的临界值为4.94MPa；燃烧室内机匣两加强筋之间的薄壁部分出现周向分布的屈曲波，图中表现为凹凸起伏的波形，即此处率先发生屈曲失稳，可初步判断机匣的稳定性。
步骤(3)燃烧室机匣非线性屈曲分析。选取机匣的第一阶特征屈曲失稳部位第一阶屈曲失稳部位为分析重点，在步骤(1)确定的载荷和位移边界条件下进行考虑几何大变形和材料非线性的双重非线性屈曲分析，几何和材料双重非线性屈曲分析，其具体过程为：首先，基于第一阶模态形状，对其所有节点位移进行相同比例的缩小处理，以此作为非线性屈曲分析的初始扰动构造出具有微小变形的机匣有限元分析模型，微小的初始扰动使得机匣偏离原有的平衡状态进而引发在外载荷作用下的屈曲失稳；其次，基于有限元软件的弹塑性材料模型输入GH4169在650℃高温状态下的应力和应变关系；开启几何大变形选项以捕捉机匣在失稳过程中应变和位移之间的几何非线性关系；最后，打开弧长法选项，根据需要设置迭代终止条件(如特定节点最大位移，载荷位移曲线达到最高点等)，运行求解命令，提取最大位移节点的载荷位移关系曲线，其中曲线斜率为零处对应的载荷为非线性屈曲临界载荷。
步骤(4)稳定性判断。将步骤(3)计算所得的非线性屈曲临界载荷与燃烧室机匣最大工况下的压力值之比定义为稳定安全系数，稳定安全系数fi计算如下式所示：
式中：qcp为非线性屈曲分析所得临界载荷，单位为MPa；qmax为燃烧室机匣工作时的最大压力差，单位为MPa；根据发动机手册界定的要求，将稳定安全系数大于等于1.5作为燃烧室机匣稳定性符合适航条款要求的判断条件。若稳定安全系数不满足判断条件，则需要将现有机匣结构设计方案反馈到设计环节，修改燃烧室机匣失稳部位壁厚或增设加强筋以调整机匣几何结构；若满足条件则表明燃烧室机匣的稳定性符合适航条款的规定，再进入下一步的静强度校核步骤。
步骤(5)静强度校核。以步骤(3)中分析所得非线性屈曲临界载荷作为燃烧室机匣新的气体压力差的极限值，同时加载步骤(1)确定的载荷和位移边界条件，进行燃烧室机匣静强度分析，确定应力和变形情况，图5给出了静强度分析得到的机匣总体变形分布，节点解(NODAL SOLUTION)中的DMX表示所有节点最大的位移，即燃烧室机匣最大的变形幅值；根据适航条款对应的咨询通告文件的建议，采用MK202发动机应力标准进行应力值和变形量的校核，通过机匣屈曲前、后相同部位的尺寸的对比，机匣的最大永久变形限制在0.1％以内，以此作为机匣静强度适航符合性的判据，验证机匣在稳定性符合要求的前提下应力值和变形量是否符合发动机手册的规定；综合考虑特征值屈曲分析、非线性屈曲分析和静强度校核分析结果，确定燃烧室机匣对于CCAR33.64条款的适航符合性。
提供以上实施例仅仅是为了描述本发明的目的，而并非要限制本发明的范围。本发明的范围由所附权利要求限定。不脱离本发明的精神和原理而做出的各种等同替换和修改，均应涵盖在本发明的范围之内。

Claims (4)

1.一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤(1)：根据航空发动机用材料手册，确定在工作温度下的燃烧室机匣所用的GH4169镍基高温合金的最低性能的材料参数，所述最低性能的材料参数为弹性模量和屈服强度；依据航空发动机适航条款的要求，确定燃烧室机匣工作压力的极限值，在燃烧室机匣有限元分析模型上施加载荷边界条件，所述载荷边界条件包括气动轴向力和横向力、内外气体压力差；再根据燃烧室机匣实际工况下受约束情况，确定位移边界条件；
步骤(2)：根据步骤(1)所确定的载荷边界条件和位移边界条件，对燃烧室机匣进行特征值屈曲分析，得到机匣不同阶次的特征值及对应的特征屈曲模态；特征值屈曲分析所得的第一阶即最低阶特征屈曲模态反映了机匣最先可能出现失稳变形的部位与分布情况，作为初步判断机匣稳定性的参考；
步骤(3)：选取燃烧室机匣的第一阶屈曲失稳变形部位，在步骤(1)确定的载荷边界条件和位移边界条件下进行几何和材料双重非线性屈曲分析；对步骤(2)所得燃烧室机匣最低阶特征屈曲模态整体的变形幅值进行缩小处理，构造出引发机匣失稳的初始扰动；所述初始扰动是指引发燃烧室匣偏离原有的平衡状态而在外载荷作用下出现屈曲失稳的初始变形；再采用弧长法追踪燃烧室机匣屈曲失稳过程中的载荷位移关系曲线，确定燃烧室机匣的非线性屈曲临界载荷，提取非线性屈曲临界载荷对应的屈曲模态，得到燃烧室机匣失稳区域的分布情况；
步骤(4)：将非线性屈曲临界载荷与燃烧室机匣最大工况下的内外气压差之比定义为稳定安全系数，作为燃烧室机匣稳定性适航符合性的判断条件；若所述稳定安全系数不满足判断条件，则修改燃烧室机匣失稳部位的壁厚或增设加强筋以调整燃烧室机匣的几何结构；若满足条件则表明燃烧室机匣的稳定性符合航空发动机适航条款的要求；
步骤(5)：以非线性屈曲临界载荷作为燃烧室机匣新的内外气压差的输入值，同时加载步骤(1)确定的载荷边界条件和位移边界条件，进行燃烧室机匣静强度分析，确定应力和变形情况；采用航空发动机用手册中确定的应力标准和变形幅值，验证燃烧室机匣在稳定性符合要求的前提下应力值和变形量是否符合发动机手册的要求；根据特征值屈曲分析、非线性屈曲分析和静强度校核分析的结果，最终确定燃烧室机匣的适航符合性。
2.根据权利要求1所述的燃烧室机匣的适航符合性验证方法，其特征在于：所述步骤(2)中，对燃烧室机匣进行特征值屈曲分析，得到燃烧室机匣不同阶次的特征值及对应的特征屈曲模态的具体过程如下：
(1)进入有限元分析软件求解层，选择分析类型为屈曲分析；根据实际需要在求解控制选项中设置特征值提取方法和提取的特征值数目；所述特征值提取方法包括子空间迭代法、分块兰索斯法；
(2)在提取特征值后进入有限元分析软件的求解层进行模态扩展，定义模态扩展数目，在求解层再次进行求解，得到从第一阶开始的一系列不同阶次的特征值及其对应的特征屈曲模态。
3.根据权利要求1所述的燃烧室机匣的适航符合性验证方法，其特征在于：所述步骤(3)中，进行几何和材料双重非线性屈曲分析的具体过程如下：
(1)基于特征值屈曲分析所得第一阶模态，对第一阶模态的所有节点的位移进行相同比例的缩小处理，处理结果作为非线性屈曲分析的初始扰动；
(2)基于所述燃烧室机匣有限元分析模型中所采用的弹塑性材料模型，输入GH4169在高温状态下的应力和应变关系，开启几何大变形选项以计算机匣在失稳过程中应变和位移之间的几何非线性关系；
(3)基于弧长法，根据需要设置迭代终止条件进行求解，提取有限元分析模型的最大位移节点的载荷位移关系曲线，载荷位移关系曲线中的曲线斜率为零的位置所对应的载荷即为燃烧室机匣的非线性屈曲临界载荷。
4.根据权利要求1所述的燃烧室机匣的适航符合性验证方法，其特征在于：所述步骤(4)中，稳定安全系数fi计算如下式所示：
式中：qcp为非线性屈曲分析所得临界载荷，单位为MPa；qmax为机匣工作时的最大压力差，单位为MPa；将稳定安全系数大于等于1.5作为燃烧室机匣稳定性符合航空发动机适航条款要求的判断条件。
CN201810724293.6A 2018-07-04 2018-07-04 一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法 Active CN108897959B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810724293.6A CN108897959B (zh) 2018-07-04 2018-07-04 一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810724293.6A CN108897959B (zh) 2018-07-04 2018-07-04 一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108897959A CN108897959A (zh) 2018-11-27
CN108897959B true CN108897959B (zh) 2019-03-29

Family

ID=64347804

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810724293.6A Active CN108897959B (zh) 2018-07-04 2018-07-04 一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108897959B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110197025B (zh) * 2019-05-23 2022-12-02 中国航发湖南动力机械研究所 航空发动机机匣螺栓连接结构的设计方法
CN111159931A (zh) * 2019-12-09 2020-05-15 西北工业大学 镍基单晶气膜冷却涡轮叶片的模拟件的屈曲预测方法
CN111159943B (zh) * 2019-12-25 2023-07-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种动翼面封严结构的屈曲处理方法
CN112782362B (zh) * 2020-12-29 2024-06-18 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种民用飞机结构件激光成形技术适航符合性验证方法
CN113705038B (zh) * 2021-07-29 2024-01-05 武汉理工大学 一种利用屈曲特征值判断不同模态转变的方法及设备

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102609557A (zh) * 2011-11-11 2012-07-25 南京航空航天大学 航空发动机转子非包容失效安全性分析方法
CN105608263A (zh) * 2015-12-17 2016-05-25 北京航空航天大学 一种面向涡轮叶盘结构寿命概率分析的自适应处理方法
CN107703914A (zh) * 2017-09-30 2018-02-16 中国民用航空飞行学院 一种航空发动机fadec***安全性评估方法
CN107958119A (zh) * 2017-11-29 2018-04-24 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种用于外置飞机附件机匣安装结构的载荷计算方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160138474A1 (en) * 2012-09-28 2016-05-19 United Technologies Corporation Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
CN104298826B (zh) * 2014-10-10 2017-10-31 南京航空航天大学 一种反推力状态下的航空发动机气动稳定性预测与评估方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102609557A (zh) * 2011-11-11 2012-07-25 南京航空航天大学 航空发动机转子非包容失效安全性分析方法
CN105608263A (zh) * 2015-12-17 2016-05-25 北京航空航天大学 一种面向涡轮叶盘结构寿命概率分析的自适应处理方法
CN107703914A (zh) * 2017-09-30 2018-02-16 中国民用航空飞行学院 一种航空发动机fadec***安全性评估方法
CN107958119A (zh) * 2017-11-29 2018-04-24 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种用于外置飞机附件机匣安装结构的载荷计算方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Experimental and Numerical Analysis of Microstructures and Stress States of Shot-Peened GH4169 Superalloys;Dianyin Hu 等;《Metallurgical and Materials Transactions A》;20180209;第318-331页
航空发动机热端部件在中欧适航体系中的典型适航条款梳理及差异性研究;刘嘉伟 等;《燃气涡炉实验与研究》;20170815;第45-50页
航空发动机适航规定安全性分析条款符合性验证理论与实践;乔磊;《中国优秀硕士学位论文全书数据库（工程科技Ⅱ辑）》;20170315;第C031-1214页
航空发动机静承压件适航符合性验证方法;王涛、胡殿印等;《航空动力学报》;20161220;第2957-2964页

Also Published As

Publication number Publication date
CN108897959A (zh) 2018-11-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108897959B (zh) 一种燃烧室机匣的适航符合性验证方法
CN107895088B (zh) 一种航空发动机燃烧室寿命预测方法
Shanian et al. A combined finite element-multiple criteria optimization approach for materials selection of gas turbine components
Ferrari et al. Transient modeling of the NETL hybrid fuel cell/gas turbine facility and experimental validation
CN114970364A (zh) 燃气轮机的部件特性确定方法、装置及电子设备
de Almeida et al. Aeroelastic assessment of a highly loaded high pressure compressor exposed to pressure gain combustion disturbances
Vézina et al. Design and experimental validation of a supersonic concentric micro gas turbine
Tucker et al. Evaluation of hybrid fuel cell turbine system startup with compressor bleed
Lou Approximating gas turbine combustor exit temperature distribution factors using spatially under-sampled measurements
Wang et al. Hot flow behavior characterization for predicting the titanium alloy TC4 hollow blade surface Sinkage defects in the SPF/DB process
Aygun et al. Thermodynamics, Environmental and Sustainability Impacts of a Turbofan Engine Under Different Design Conditions Considering Variable Needs in the Aviation Industry
Jia et al. Parametric analysis of variable stator vane system in gas turbines based on cosimulation of its refined model and system dynamic performance model
Mishra et al. Structural Analysis of Combustor Casing for Safe Operation of a Low Bypass Turbofan Engine
Anisimov et al. Investigation of thermal and stress states of the annular combustion chamber flame tube walls
Reed et al. Towards an automated full-turbofan engine numerical simulation
CN113361164A (zh) 基于Model-Free抽样的涡轮机匣低周疲劳寿命预测方法
Liang et al. Performance optimization of the high-pressure compressor in series two-stage turbocharging system based on low-speed performance requirements of diesel engine
Baratta et al. Multidimensional predictions of in-cylinder turbulent flows: Contribution to the assessment of k-ε turbulence model variants for bowl-in-piston engines
CN116822299B (zh) 一种服役载荷历程下航空发动机火焰筒热应力快速计算方法
Larrieta et al. Design space exploration of turbine blade shroud interlock for flutter stability
Hale et al. An Investigation Into the Effects of Highly Transient Flight Maneuvers With Heat and Mass Transfer on the T-38 Air Force Trainer Inlet
Yue The recent progress in the design of structural strength and life assessment for aero-engine single crystal turbine blades
Soman et al. Performance Enhancement Kit for Existing Heavy-Duty MS5001 Machines
Miller Design and Development of Low Weight, Titanium Aluminide Airfoils for High Performance Industrial Gas Turbines meeting 65% Combined Cycle Efficiency
CN115497586A (zh) 基于粘塑性m积分的镍基高温合金材料损伤数值模拟方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant