刚度可变的航空发动机支架、温度控制系统及其设计方法

1.本发明涉及航空发动机部件技术领域，具体涉及一种刚度可变的航空发动机支架、应用其的温度控制系统及其设计方法。


背景技术：

2.航空发动机是飞机飞行的核心动力源，重要性类似于人体中的心脏。而航空发动机支架作航空发动机中至关重要的连接零部件，其位于机匣和附件之间，起到关键的支撑作用，其力学性能的改变将影响整机的稳健运行。它们结构复杂、零部件众多并长期处于多频交互激励的振动环境中，其自身极易发生振动故障甚至疲劳破坏，进而带动整个发动机的剧烈振动，严重影响航空发动机的安全运行。
3.拓扑优化是航空发动机支架实现轻量化设计的主要方法之一。在实际飞行时，飞机会处于起飞、爬升等多个不同的危险状态，发动机及相连的支架工况复杂多变，现有技术无法满足多工况下的支架的拓扑优化设计。并且航空发动机服役环境恶劣，引起振动故障的原因多种多样，如转子不平衡、不对中故障等，目前的航空发动机支架无法有效抑制发动机机匣的振动传递到与其相连接的附件，需要采取一定的减振或隔振措施。但由于航空发动机支架的结构和布局限制，传统的减隔振措施(如挤压油膜阻尼器、电磁轴承、金属橡胶减振器等)并不适用于航空发动机支架结构。而形状记忆合金、压电陶瓷、低熔点合金等此类新型智能材料，其内部分子结构在不同的外部环境(温度、压力、电压等)刺激下可发生变化，导致材料处于不同的状态。因此可利用此特性，考虑将新型智能材料引入航空发动机支架设计中，完成航空发动机变刚度支架设计。
4.目前，许多研究者对航空发动机支架进行了拓扑优化，实现了支架的轻量化，但支架所用材料单一，均为钛合金或结构钢等。此类材料强度高、稳定性好，但内部分子结构固定，无法人为主动调节，当发生共振风险时无法调节其刚度从而避开共振频率。
5.因此，亟待提出一种航空发动机支架及其设计方法，以期解决上述技术问题。


技术实现要素：

6.本发明的目的：为了解决现有的航空发动机支架固有频率无法调节，发生共振风险时无法有效避开共振频率的问题，本发明提出一种刚度可变的航空发动机支架及其设计方法，可以通过改变环境温度主动调控支架的刚度，设计支架的刚度可随外部环境的变化主动调控，在不同工况下具有不同的刚度，从而有效避开共振频率，抑制航空发动机机匣的振动向附件传递，实现航空发动机附件系统的智能化主动减振控制。
7.为实现上述目的，本发明提供一种技术方案：
8.一种刚度可变的航空发动机支架，包括：
9.底板，呈框架结构；
10.弧面约束板，相对于底板呈凹弧形设置，其一端与底板框架固定连接；
11.在弧面约束板背部另一端与所述底板框架之间设置变刚度机构，用于主动调控航
空发动机支架刚度。
12.本发明的进一步技术方案是：所述变刚度机构包括形状记忆合金支柱及缠绕在形状记忆合金支柱上的铜芯漆包线，对所述铜芯漆包线通电，调整形状记忆合金支柱上的温度，实现航空发动机支架的变刚度主动调控。
13.本发明的进一步技术方案是：所述形状记忆合金支柱通过瞬态液相扩散焊的方式固定在弧面约束板和底板之间。
14.本发明的进一步技术方案是：所述形状记忆合金支柱为镍钛合金。
15.本发明的进一步技术方案是：所述形状记忆合金支柱上加装隔热套，隔热套内的铜芯漆包线和形状记忆合金支柱之间填充液压油。
16.本发明的进一步技术方案是：所述航空发动机支架还包括若干钛合金支柱，固定在弧面约束板背部和底板框架之间的钛合金支柱呈竖直对称布设；固定在底板框架内侧的钛合金支柱呈对称的倒三角形状布设。
17.本发明的进一步技术方案是：所述底板框架与弧面约束板一端连接处设置若干第一连接孔，将支架和机匣、附件连接；弧面约束板另一端设置若干第二连接孔，将支架和机匣连接；底板框架两端头还设有若干凸耳，所述若干凸耳及底板框架相对弧面约束板非连接一端的位置处设置若干第三连接孔，将支架和附件连接，使弧得面约束板和机匣相切，底板和附件相连。
18.本发明的进一步技术方案是：所述底板与弧面约束板之间相对夹角为26.7
°
，弧面约束板圆心角18
°
。
19.本发明提供的另一种技术方案是：
20.一种温度控制系统，包括上述刚度可变的航空发动机支架、热电偶、可编程电源、数显温度计、电阻箱；所述热电偶设置于所述航空发动机支架的形状记忆合金支柱上，用于实时监测该支柱上的温度变化情况，其输出端与数显温度计电连接；所述热电偶、电阻箱、可编程电源依次连接，通过可编程电源配合电阻箱对铜芯漆包线的通电时间和电流强度进行实时调节，调控形状记忆合金支柱上的温度。
21.本发明提供的另一种技术方案是：
22.一种上述刚度可变的航空发动机支架设计方法，包括以下方法步骤：
23.步骤1：根据机匣和附件的相对位置关系建立支架初始结构，为实心、弧面结构，材料为钛合金；
24.步骤2：根据航空发动机外部惯性力图，选取边界上的危险工况进行受力分析，并根据载荷分配原则将支架上所受的惯性力分配在螺栓孔上，进行拓扑优化之前的强度校核，明确各工况下支架的应力集中位置；
25.步骤3：选取除螺栓孔附近的剩余区域为优化区域，以支架柔度最大为目标函数、基于强度校核结果进行拓扑优化，并根据优化结果重新建立支架模型；
26.步骤4：对重新建立的支架模型再次进行在步骤2中的载荷下进行强度校核，将应力最大的两根支柱使用形状记忆合金材料进行替换；并在这两根支柱上缠上漆包线，连接电阻箱和可编程直流电源，用于改变两根支柱的环境温度，其温度可通过热电偶实时读取，在支柱上加装隔热套，通过填充液压油的方式减少热量流失。
27.有益效果：
28.相对于现有技术，本发明的有益效果在于：
29.(1)本发明提出一种刚度可变的航空发动机支架，在弧面约束板背部与底板框架之间设置变刚度机构，通过对变刚度机构中的铜芯漆包线进行通电，调整变刚度机构中的形状记忆合金支柱上的温度，主动调控航空发动机支架刚度，能满足飞机在着陆刹车、起飞爬升等17种危险工况下的强度要求。
30.(2)本发明提出一种应用刚度可变的航空发动机支架的温度控制系统，通过给变刚度机构上设置的铜芯漆包线通电的方式提高其环境温度，使得作为变刚度机构的形状记忆合金支柱上的温度可通过数显温度计进行实时监测，并根据附件的位移反馈信号，通过可编程电源配合电阻箱对铜芯漆包线通电时间和电流强度进行实时调节，实现了航空发动机附件系统的主动减振，此转变过程实现了人为主动调控航空发动机支架的刚度，当发生共振风险时可改变其固有频率，有效避开共振区。
31.(3)本发明提出一种刚度可变的航空发动机支架设计方法，对重新建立的支架模型再次在同一载荷下进行强度校核，将应力最大的两根支柱使用形状记忆合金材料进行替换；并在这两根支柱上缠上漆包线，连接电阻箱和可编程直流电源，用于改变两根支柱的环境温度，其温度可通过热电偶实时读取，在支柱上加装隔热套，通过填充液压油的方式减少热量流失。
附图说明
32.图1为航空发动机支架拓扑优化过程；
33.图2(a)为一种刚度可变的航空发动机支架外观示意图；
34.图2(b)为一种刚度可变的航空发动机支架基本尺寸；
35.图3为刚度可变的航空发动机支架及其温度控制模块；
36.图4为铜芯漆包线在镍钛形状记忆合金支柱上的两种缠绕方式；
37.图5为施加在航空发动机变刚度支架上的载荷与温度变化；
38.图6为变刚度支架的应力随时间的变化曲线；
39.图7(a)为航空发动机机匣-变刚度支架-附件一体化模型示意图；
40.图7(b)为航空发动机机匣22与变刚度支架23之间的螺栓连接孔；
41.图7(c)为航空发动机附件24；
42.图8(a)为22℃下航空发动机机匣-变刚度支架-附件整体位移云图；
43.图8(b)为150℃下航空发动机机匣-变刚度支架-附件整体位移云图；
44.图9(a)为下航空发动机附件的时间历程曲线；
45.图9(b)为不同温度下航空发动机附件的幅频特性曲线；
46.图9(c)为激励频率从0～200hz的扫频下航空发动机附件在48℃和99℃的最大位移。
47.图中：1～2-形状记忆合金支柱；3～6-钛合金支柱；7-弧面约束板；8-底板；9～21-螺栓连接孔；22-航空发动机机匣；23-航空发动机变刚度支架；24-航空发动机附件；25-航空发动机机匣与变刚度支架之间的螺栓连接孔；26-航空发动机附件；27～36-航空发动机附件与变刚度支架之间的螺栓连接孔；301-可编程直流电源；302-电阻箱；303-漆包线；304-隔热套；305-数显温度计；306-热电偶；307-液压油。
具体实施方式
48.下面结合具体实施例对本发明作进一步详细说明，但不构成对本发明的任何限制。
49.实施例1
50.如图2所示，一种刚度可变的航空发动机支架，包括：底板8，呈框架结构；
51.弧面约束板7，相对于底板8呈凹弧形设置，其一端与底板8框架固定连接；
52.在弧面约束板7背部另一端与所述底板8框架之间设置变刚度机构，用于主动调控航空发动机支架刚度。
53.变刚度机构包括形状记忆合金支柱及缠绕在形状记忆合金支柱上的铜芯漆包线303，对所述铜芯漆包线303通电，调整形状记忆合金支柱上的温度，实现航空发动机支架的变刚度主动调控。铜芯漆包线303在镍钛形状记忆合金支柱上的两种缠绕方式如图4所示。
54.形状记忆合金支柱通过瞬态液相扩散焊的方式固定在弧面约束板7和底板8之间。形状记忆合金支柱的材质不限于镍钛合金。
55.为了提高热传递效率，避免热量流失，在缠绕有铜芯漆包线303的镍钛形状记忆合金支柱上加装隔热套304，该隔热套304的材质可选用聚氨酯泡沫等。铜芯漆包线303和形状记忆合金支柱之间填充液压油307，通过液压油307填充在隔热套304内的方式，提高漆包线303和镍钛形状记忆合金支柱之间的热传递效率。
56.航空发动机支架还包括若干钛合金支柱，固定在弧面约束板7背部和底板8框架之间的钛合金支柱呈竖直对称布设；固定在底板8框架内侧的钛合金支柱呈对称的倒三角形状布设。通过若干钛合金支柱的布局设置，提高了支架整体的支撑刚度。
57.该变刚度支架通过螺栓固定在机匣和附件之间，弧面约束板7一侧与机匣相连，底板8与附件相连。具体的连接方式为：底板8框架与弧面约束板7一端连接处设置若干第一连接孔，将支架和机匣、附件连接；弧面约束板7另一端设置若干第二连接孔，将支架和机匣连接；底板8框架两端头还设有若干凸耳，若干凸耳及底板8框架相对弧面约束板7非连接一端的位置处设置若干第三连接孔，将支架和附件连接，使弧得面约束板和机匣相切，底板8和附件相连。
58.底板8与弧面约束板7之间相对夹角为26.7
°
，弧面约束板7圆心角18
°
。
59.为了检验本发明刚度可变的航空发动机支架的刚度变化范围，在ansys中进行了仿真，通过改变环境温度来调节支架的刚度。在支架上施加如图5所示的载荷：0～1秒内载荷从0均匀增大，此时支架周围的环境温度保持不变；1～2秒为稳定阶段；2～3秒内支架周围的环境温度均匀降低，此时载荷保持不变；3～4秒为稳定阶段。图6为支架上的应力随时间的变化曲线。由图5可以看出，2～3秒内由于支架周围环境温度的变化，其应力降低约25％左右，并且这一应力降低过程并非简单的线性变化，而是呈现复杂的非线性变化趋势。这表明改变温度可以对支架的刚度进行人为主动调控，进而降低支架上的应力，避免了局部应力集中现象的出现。
60.实施例2
61.如图3所示，本实施例中提供一种温度控制系统，应用实施例1中的刚度可变的航空发动机支架，该温度控制系统还包括热电偶306、可编程电源、数显温度计305、电阻箱302；热电偶306设置于形状记忆合金支柱上，用于实时监测该支柱上的温度变化情况，其输
附件的整体位移云图见图8。从两个温度下的云图可以看出：位移最大值都出现在机匣的边缘处，而支架和附件的运动是通过机匣进行传递。同时，支架和附件本身会产生一定的变形，但相较于机匣来说此变形可忽略不计，支架和附件基本是随着机匣一起振动。
74.由于附件变形较小，因此需要取附件上的一点来表征附件的振动情况，对比图9(a)为48℃及99℃下航空发动机附件24稳态阶段的时间历程曲线，两者有较大差别。48℃时附件的最大位移为2.625
×
10-6
m，99℃时附件的最大位移为1.152
×
10-6
m，减小56.1％。这是由于在温度和应力的共同影响下，激活了镍钛形状记忆合金支柱的形状记忆效应，其内部马氏体体积分数逐渐减小，晶体结构也由马氏体相逐渐转变为奥氏体相。这一转变过程也导致镍钛形状记忆合金支柱的弹性模量随之改变，从而影响了支架及附件的位移。
75.为了进一步评估变刚度支架23在共振频率下的减振效果，对一体化模型进行了不同温度下的谐响应分析。其中：温度变化范围为40℃～99℃，激励频率变化范围为0～200hz。各个温度下的幅频曲线如图9(b)所示，可以看出，随着温度不断升高，系统发生共振时振幅逐渐降低，并且共振频率不断增大。对比48℃和99℃的幅频曲线来看，发生振动时的最大振幅降低17.7％，共振频率由74.6hz变为89.1hz。有效避开了共振频率，实现了航空发动机附件系统的主动减振与隔振。
76.综上实验验证分析可知，本发明提出一种刚度可变的航空发动机支架及其设计方法，可以通过改变环境温度主动调控支架的刚度，设计支架的刚度可随外部环境的变化主动调控，在不同工况下具有不同的刚度，从而有效避开共振频率，抑制航空发动机机匣的振动向附件传递，实现航空发动机附件系统的智能化主动减振控制。
77.尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

技术特征：
1.一种刚度可变的航空发动机支架，其特征在于：包括：底板，呈框架结构；弧面约束板，相对于底板呈凹弧形设置，其一端与底板框架固定连接；在弧面约束板背部另一端与所述底板框架之间设置变刚度机构，用于主动调控航空发动机支架刚度。2.根据权利要求1所述的一种刚度可变的航空发动机支架，其特征在于：所述变刚度机构包括形状记忆合金支柱及缠绕在形状记忆合金支柱上的铜芯漆包线，对所述铜芯漆包线通电，调整形状记忆合金支柱上的温度，实现航空发动机支架的变刚度主动调控。3.根据权利要求2所述的一种刚度可变的航空发动机支架，其特征在于：所述形状记忆合金支柱通过瞬态液相扩散焊的方式固定在弧面约束板和底板之间。4.根据权利要求2所述的一种刚度可变的航空发动机支架，其特征在于：所述形状记忆合金支柱为镍钛合金。5.根据权利要求2所述的一种刚度可变的航空发动机支架，其特征在于：所述形状记忆合金支柱上加装隔热套，隔热套内的铜芯漆包线和形状记忆合金支柱之间填充液压油。6.根据权利要求1所述的一种刚度可变的航空发动机支架，其特征在于：所述航空发动机支架还包括若干钛合金支柱，固定在弧面约束板背部和底板框架之间的钛合金支柱呈竖直对称布设；固定在底板框架内侧的钛合金支柱呈对称的倒三角形状布设。7.根据权利要求1所述的一种刚度可变的航空发动机支架，其特征在于：所述底板框架与弧面约束板一端连接处设置若干第一连接孔，将支架和机匣、附件连接；弧面约束板另一端设置若干第二连接孔，将支架和机匣连接；底板框架两端头还设有若干凸耳，所述若干凸耳及底板框架相对弧面约束板非连接一端的位置处设置若干第三连接孔，将支架和附件连接，使弧得面约束板和机匣相切，底板和附件相连。8.根据权利要求1-7任一项所述的一种刚度可变的航空发动机支架，其特征在于：所述底板与弧面约束板之间相对夹角为26.7
°
，弧面约束板圆心角18
°
。9.一种温度控制系统，其特征在于：包括权利要求2-5任一项所述的刚度可变的航空发动机支架，还包括热电偶、可编程电源、数显温度计、电阻箱；所述热电偶设置于所述航空发动机支架的形状记忆合金支柱上，用于实时监测该支柱上的温度变化情况，其输出端与数显温度计电连接；所述热电偶、电阻箱、可编程电源依次连接，通过可编程电源配合电阻箱对铜芯漆包线的通电时间和电流强度进行实时调节，调控形状记忆合金支柱上的温度。10.一种权利要求1-8任一项所述的刚度可变的航空发动机支架设计方法，其特征在于：包括以下方法步骤：步骤1：根据机匣和附件的相对位置关系建立支架初始结构，为实心、弧面结构，材料为钛合金；步骤2：根据航空发动机外部惯性力图，选取边界上的危险工况进行受力分析，并根据载荷分配原则将支架上所受的惯性力分配在螺栓孔上，进行拓扑优化之前的强度校核，明确各工况下支架的应力集中位置；步骤3：选取除螺栓孔附近的剩余区域为优化区域，以支架柔度最大为目标函数、基于强度校核结果进行拓扑优化，并根据优化结果重新建立支架模型；步骤4：对重新建立的支架模型再次进行在步骤2中的载荷下进行强度校核，将应力最
大的两根支柱使用形状记忆合金材料进行替换；并在这两根支柱上缠上漆包线，连接电阻箱和可编程直流电源，用于改变两根支柱的环境温度，其温度可通过热电偶实时读取，在支柱上加装隔热套，通过填充液压油的方式减少热量流失。

技术总结
本发明涉及航空发动机部件技术领域，具体涉及刚度可变的航空发动机支架、温度控制系统及设计方法。为了解决现有的航空发动机支架固有频率无法调节，发生共振风险时无法有效避开共振频率的问题，提出一种刚度可变的航空发动机支架及其设计方法，给变刚度机构上设置的铜芯漆包线通电的方式提高其环境温度，使得作为变刚度机构的形状记忆合金支柱上的温度可通过数显温度计进行实时监测，并根据附件的位移反馈信号，通过可编程电源配合电阻箱对铜芯漆包线通电时间和电流强度进行实时调节，实现了航空发动机附件系统的主动减振，此转变过程实现了人为主动调控航空发动机支架的刚度，当发生共振风险时可改变其固有频率，有效避开共振区。区。区。


技术研发人员：王子尧 张亦弛 路宽 杨洋 靳玉林 赵先锋 张昊鹏 张康宇 郭栋 陈锦 张文涛
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2023.06.05
技术公布日：2023/9/23