一种航空发动机挠曲变形计算方法与流程

1.本技术属于航空发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机挠曲变形计算方法。


背景技术：

2.为满足现代空战的需要，发动机性能要求日益提升。在保证发动机安全工作的前提下，转静子叶尖及封严越来越向小间隙设计发展；在空气系统设计中，叶尖或封严结构的小间隙设计，可以改善发动机空气压缩效率，进而提高发动机性能。而在间隙设计中，能够准确计算各种机动载荷条件下转子和静子的挠曲变形量是确定发动机转静子间隙的基础工作之一(机动载荷作用下的挠曲变形指转静子间、转子间叶尖及封严结构在机动载荷作用下的变形差)，对实现转静子小间隙设计进而提升发动机性能具有的重要意义。
3.国内已提出的计算航空发动机机动载荷条件下的挠曲变形计算方法中，未能考虑带挤压油膜阻尼器的弹支结构对挠曲变形量的影响。挤压油膜阻尼器是一种通过转子涡动挤压油膜，为转子提供阻尼，实现减振效果的装置。此类带挤压油膜阻尼器的弹性支承的结构设计中，为防止弹性支承结构受大载荷作用下产生不可恢复的变形，同时保证油膜间隙的间隙值进而保证油膜阻尼效果，在轴承座和弹支结构之间通常设计有限位间隙(图1)。飞机进行大的机动动作时，限位间隙因弹支变形易被压缩甚至消除，进而导致的支承系统的刚度由线性变成非线性，使得难以精确计算合理的间隙量。从效率和安全方面，间隙过大会降低发动机的推力性能；而间隙过小易引发转静子或转子间的严重碰摩，直接影响发动机运行安全。
4.基于上述分析，由于现阶段国内航空发动机鲜有带挤压油膜阻尼器的弹支结构。因此，国内大多数发动机挠曲变形计算中，不存在大机动载荷下弹支限位间隙闭合而导致的支承系统刚度的非线性问题。对于存在此种结构的航空发动机，如不考虑支承刚度的非线性，会导致挠曲变形计算分析结果不够精确。因此，本发明建立一种考虑大机动载荷下限位间隙闭合而导致的支承刚度非线性的挠曲变形计算方法，以提高转静子叶尖或封严结构的挠曲变形计算精度，从而实现转静子、转子间及封严结构的小间隙设计。


技术实现要素：

5.本技术的目的是提供了一种航空发动机挠曲变形计算方法，以解决现有技术未考虑在大机动载荷下弹性支承限位间隙闭合而导致的支承系统刚度非线性的问题。
6.本技术的技术方案是：一种航空发动机挠曲变形计算方法，包括：根据设计要求和依据，确定机动载荷工况和考核位置，获取机动载荷工况和考核位置的相关数据并建立整机有限元计算模型；根据限位间隙的两种状态将考核位置的挠曲变形值分成限位间隙闭合状态和限位间隙未闭合状态两段；分别进行限位间隙闭合和限位间隙未闭合情况下的带挤压油膜阻尼器弹性支承的支承刚度计算；采用限位间隙闭合前的支点刚度计算安装带挤压油膜阻尼器弹性支承的支点处的变形值，与限位间隙值进行对比，判断限位间隙是否闭合；根据限位间隙未闭合时的支承刚度k1确定考核位置处的第一挠曲变形值
△
x1，根据限位间
隙闭合时的支承刚度k2确定考核位置处的第二挠曲变形值
△
x2，采用相加的方式进行最终的限位间隙闭合情况下的考核位置的挠曲变形结果计算。
7.优选地，所述限位间隙是否闭合的判断方法为：
8.如果带挤压油膜阻尼器弹性支承的支点位置的变形值小于限位间隙，则限位间隙未闭合，采用限位间隙闭合前的支承刚度k1，进行各考核位置的挠曲变形计算；
9.如果带挤压油膜阻尼器弹性支承的支点位置的变形值大于限位间隙，则限位间隙闭合，限位间隙闭合情况下的考核位置的挠曲变形值主要由
△
x1和
△
x2构成；其中，考核位置处的第一挠曲变形值
△
x1为在限位间隙未闭合支承刚度为k1情况下计算获得；考核位置处的第二挠曲变形值
△
x2为在限位间隙闭合支承刚度为k2情况下计算获得。
10.优选地，所述限位间隙未闭合的情况下，支承刚度取值的计算公式为：
11.k1＝1/(δ1+δ3+δ4)
12.所述限位间隙闭合的情况下，支承刚度取值的计算公式为：
13.k2＝1/[δ1+δ4+(δ2
·
δ3)/(δ2+δ3)]
[0014]
式中，δ1为机匣至支点轴承座安装边的柔度；δ2为限位器的柔度；δ3为弹性支承的柔度；δ4为支点轴承柔度。柔度为支承刚度的倒数。
[0015]
优选地，所述限位间隙闭合情况下的挠曲变形计算公式为：
[0016]
△
x＝
△
x1+
△
x2
[0017]
△
x1＝各个考核位置在k1刚度下的挠曲变形值
×
a/安装弹支的支点在k1刚度下的挠曲变形值
[0018]
△
x2＝各个考核位置处在k2刚度下的挠曲变形值
×
(1-a/安装弹支的支点在k1刚度下的挠曲变形值)
[0019]
式中：
[0020]
△
x1为支承刚度为k1时各个考核位置处的第一挠曲变形值；
[0021]
△
x2为支承刚度为k2时各个考核位置处的第二挠曲变形值；
[0022]
a为弹支的限位间隙。
[0023]
本技术中的一种航空发动机挠曲变形计算方法，根据设计要求和依据，确定机动载荷工况和考核位置，建立发动机整机有限元计算模型；分别计算限位间隙未闭合和限位间隙闭合情况下的带挤压油膜阻尼器弹性支承的支承刚度，分别为k1和k2；采用限位间隙未闭合的支承刚度k1，计算安装带挤压油膜阻尼器弹性支承的支点处的变形值的大小，与限位间隙值进行对比，判断限位间隙是否闭合；根据限位间隙未闭合时的支承刚度k1确定考核位置处的第一挠曲变形值
△
x1，根据限位间隙闭合时的支承刚度k2确定考核位置处的第二挠曲变形值
△
x2，
△
x1和
△
x2采用相加的方式进行最终的限位间隙闭合情况下的考核位置的挠曲变形结果计算。该方法实现了从线性刚度分析至非线性刚度分析的转换，提高了带有弹性支承结构的发动机机动过载挠曲变形计算精度，并且算法简单易于实现。
附图说明
[0024]
为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
[0025]
图1为背景技术中油膜阻尼器结构示意图；
[0026]
图2为本技术整体流程示意图；
[0027]
图3为本技术非线性刚度及考核位置挠曲变形的理论模型示意图。
具体实施方式
[0028]
为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。
[0029]
一种航空发动机挠曲变形计算方法，如图2所示，包括如下步骤：
[0030]
步骤s100，根据现有指导书上的设计要求和依据，确定机动载荷和考核位置，获取机动载荷工况和考核位置的相关数据并建立整机有限元计算模型；限位间隙闭合情况下的考核位置的理论模型如图3所示，将限位间隙闭合情况下的考核位置的变形值分成两段，一段为限位间隙未闭合时的状态，另一段为限位间隙闭合时的状态，两种状态分别具有不同的支点刚度和挠曲变形值，需要进行分别计算。
[0031]
步骤s200，分别进行限位间隙闭合和限位间隙未闭合情况下的带挤压油膜阻尼器弹性支承的支点处的支承刚度计算；
[0032]
优选地，限位间隙未闭合的情况下，支承刚度取值的计算公式为：
[0033]
k1＝1/(δ1+δ3+δ4)
[0034]
限位间隙闭合的情况下，支承刚度取值的计算公式为：
[0035]
k2＝1/[δ1+δ4+(δ2
·
δ3)/(δ2+δ3)]
[0036]
式中，δ1为机匣至支点轴承座安装边的柔度；δ2为限位器的柔度；δ3为弹性支承的柔度；δ4为支点轴承柔度。
[0037]
步骤s300，采用限位间隙闭合前的支承刚度计算安装带挤压油膜阻尼器弹性支承的支点处的变形值，与限位间隙值进行对比，判断限位间隙是否闭合；
[0038]
优选地，限位间隙是否闭合的判断方法为：
[0039]
1)如果安装带挤压油膜阻尼器弹性支承的支点处变形值小于限位间隙，则限位间隙未闭合；
[0040]
2)如果安装带挤压油膜阻尼器弹性支承的支点处变形值大于限位间隙，则限位间隙闭合。
[0041]
限位间隙处于闭合或非闭合状态时，考核位置的挠曲变形具有差别，两种不同状态下支承刚度的计算方法不相同，通过对限位间隙的状态进行区分，为支承刚度在不同状态下的考核位置挠曲变形值分别计算提供基础。
[0042]
步骤s400，根据限位间隙未闭合时的支承刚度k1确定考核位置处的第一挠曲变形值
△
x1，根据限位间隙闭合时的支承刚度k2确定考核位置处的第二挠曲变形值
△
x2，
△
x1和
△
x2采用相加的方式进行最终的限位间隙闭合情况下的考核位置的挠曲变形结果计算。
[0043]
优选地，限位间隙闭合情况下，考核位置的挠曲变形值计算公式为：
[0044]
△
x＝
△
x1+
△
x2
[0045]
△
x1＝各个考核位置在k1刚度下的挠曲变形
×
a/支点在k1刚度下的挠曲变形；
△
x2＝各个考核位置在k2刚度下的挠曲变形
×
(1-a/支点在k1刚度下的挠曲变形)；
[0046]
式中，
△
x1为支承刚度为k1时各个考核位置处的第一挠曲变形值；
△
x2为支承刚度为k2时各个考核位置处的第二挠曲变形值；a为弹支的限位间隙。
[0047]
该方法根据限位间隙的两种状态将考核位置的挠曲变形值分成两段，而后分别计算限位间隙不同状态下的支承刚度取值。将安装带挤压油膜阻尼器弹性支承的支点处的变形值与限位间隙值进行对比，确定限位间隙是否闭合。根据限位间隙未闭合和闭合时的支承刚度确定考核位置处的两种挠曲变形值，求和后计算出限位间隙闭合情况下的总挠曲变形值。。该方法实现了从线性刚度分析至非线性刚度分析的转换，提高了带有弹性支承结构的发动机机动过载挠曲变形计算精度，并且算法简单易于实现。
[0048]
以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种航空发动机挠曲变形计算方法，其特征在于，包括：根据设计要求和依据，确定机动载荷工况和考核位置，获取机动载荷工况和考核位置的相关数据并建立整机有限元计算模型；根据限位间隙的两种状态将考核位置的挠曲变形值分成限位间隙闭合状态和限位间隙未闭合状态两段；分别进行限位间隙闭合和限位间隙未闭合情况下的带挤压油膜阻尼器弹性支承的支承刚度取值；采用限位间隙闭合前的支点刚度计算安装带挤压油膜阻尼器弹性支承的支点处的变形值的大小，与限位间隙值进行对比，判断限位间隙是否闭合；根据限位间隙未闭合时的支承刚度确定考核位置处的第一挠曲变形
△
x1，根据限位间隙闭合时的支承刚度确定考核位置处的第二挠曲变形
△
x2，采用相加的方式进行最终的限位间隙闭合情况下的考核位置的挠曲变形结果计算。2.如权利要求1所述的航空发动机挠曲变形计算方法，其特征在于，所述限位间隙是否闭合的判断方法为：如果带挤压油膜阻尼器弹性支承的支点位置的变形值小于限位间隙，则限位间隙未闭合，采用限位间隙闭合前的支承刚度k1，进行各考核位置的挠曲变形计算；如果带挤压油膜阻尼器弹性支承的支点位置的变形值大于限位间隙，则限位间隙闭合，限位间隙闭合情况下的考核位置的挠曲变形值主要由
△
x1和
△
x2构成；其中，考核位置处的第一挠曲变形值
△
x1为在限位间隙未闭合，支承刚度为k1情况下计算获得；考核位置处的第二挠曲变形值
△
x2为在限位间隙闭合，支承刚度为k2情况下计算获得。3.如权利要求1所述的航空发动机挠曲变形计算方法，其特征在于，所述限位间隙未闭合的情况下，支承刚度取值的计算公式为：k1＝1/(δ1+δ3+δ4)所述限位间隙闭合的情况下，支承刚度取值的计算公式为：k2＝1/(δ1+δ4+(δ2δ3)/(δ2+δ3))式中，δ1为机匣至支点轴承座安装边的柔度；δ2为限位器的柔度；δ3为弹性支承的柔度；δ4为支点轴承柔度。柔度为支承刚度的倒数。4.如权利要求1所述的航空发动机挠曲变形计算方法，其特征在于，所述挠曲变形结果计算公式为：
△
x＝
△
x1+
△
x2
△
x1＝各个考核位置在k1刚度下的挠曲变形
×
a/支点在k1刚度下的挠曲变形；
△
x2＝各个考核位置在k2刚度下的挠曲变形
×
(1-a/支点在k1刚度下的挠曲变形)；式中，
△
x1为支点限位间隙恰好闭合，支承刚度为k1时各个考核位置处的第一挠曲变形值；
△
x2为支点限位间隙闭合以后，支承刚度为k2时各个考核位置处的第二挠曲变形；a为弹支的限位间隙。

技术总结
本申请属于航空发动机设计领域，为一种航空发动机挠曲变形计算方法。该方法根据限位间隙的两种状态将考核位置的挠曲变形值分成两段，而后分别计算限位间隙不同状态下的支承刚度取值。将安装带挤压油膜阻尼器弹性支承的支点处的变形值与限位间隙值进行对比，确定限位间隙是否闭合。根据限位间隙未闭合和闭合时的支承刚度确定考核位置处的两种挠曲变形值，求和后计算出限位间隙闭合情况下的总挠曲变形值。该方法实现了从线性刚度分析至非线性刚度分析的转换，提高了带有弹性支承结构的发动机机动过载挠曲变形计算精度，并且算法简单易于实现。实现。实现。


技术研发人员：王理 王娟 梁媛媛 丛佩红 冯国全 赵晓宇 曹璨 吴英祥
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2022.12.15
技术公布日：2023/9/22