空气涡轮起动机包容性数值仿真与结构优化设计方法研究

运输类飞机适航条款明确规定空气涡轮起动机等含高能转子的设备必须具备足够的轮盘破裂包容能力,但国内相关单位普遍缺乏空气涡轮起动机包容结构的正向优化设计方法。为解决该问题,本文采用有限元数值仿真方法开发出多参数优化的自动化计算软件平台和流程,通过建立包容环结构的多参数实验设计(Design of Experiments,DOE)样本数据库,根据样本数的优化结果构建Kriging近似模型,并利用有限元计算获得最优的结构设计参数。该方法选取U形包容环截面的厚度δ,槽宽a,槽深h和槽缘宽s等参数进行优化,采用数值仿真和试验验证相结合的方式进行对比分析。结果表明,优化后的包容环径向变形量可达到29.7%,相比于优化前的18.9%具有明显提升;优化后的包容环径向变形更充分、吸能效果更好,在相同包容性条件下减重效果高达38%。通过采用本文提出的结构优化设计方法,实现了某型空气涡轮起动机包容环的正向优化设计,该方法可用于在役空气涡轮起动机包容环的优化与新型号空气涡轮起动机包容环设计。

三维织物复合材料高速冲击性能和损伤机制研究

三维织物复合材料在航空航天抗冲击结构领域有较好的应用潜力。本文采用钛合金圆柱弹和三维织物复合材料平板开展了30余次直线打靶试验,弹体速度范围为160~280 m/s,获得了弹回、嵌入、贯穿等不同的冲击试验结果和复合材料靶板损伤形式,根据试验结果分析了三维四向编织、三维五向编织、三维正交机织三种不同结构复合材料的冲击性能和损伤机制,并进行了对比差异分析。研究发现三种结构靶板受弹体冲击后损伤情况类似,撞击点局部出现纤维断裂拔出和基体开裂,三种结构均没有出现分层。三维四向编织结构损伤区域呈锐角十字形,损伤扩展沿编织方向;三维五向编织结构和三维正交机织结构损伤区域呈菱形,损伤扩展沿90°和0°方向。比较本文三种结构平板试验件,发现三维正交机织结构拥有最高的弹道极限,并且损伤区域面积最小。

航空发动机软壁风扇机匣包容性研究

高强度纤维缠绕增强的软壁机匣是大型航空发动机轻质风扇机匣的主要选型之一。针对大型航空发动机软壁包容机匣的总体设计思路,从结构特点、数值分析技术、试验方法、纤维性能考核等方面研究了其包容性分析设计的方法。分析了软壁风扇包容机匣的结构特点,较适用于工程、机理分析地连续介质模型和纱线模型,得出了旋转打靶试验能有效考虑关键因素,而部件包容试验则能初步验证包容能力,数值仿真与部件试验相结合能快速掌握软壁机匣的包容性设计方法。此外,软壁机匣外层纤维织物的拉伸、剪切、摩擦、应变率效应、抗老化测试等性能测试,可为选取优良的纤维织物以及发展适用的材料模型提供参考和依据。

高能转子轮盘包容机理和包容环结构优化

为研究高能转子轮盘的包容机理,加工了预制裂纹的试验轮盘,在高速旋转试验台上进行高能转子轮盘的包容性试验,采用非线性显式动力学商用软件对高能转子包容性进行数值仿真。试验结果和仿真分析结果表明,轮盘碎片与包容壳撞击后,撞击区域和边缘材料分别受压缩和剪切作用,如果局部的穿孔失效没有发生,则碎片是否逃逸由壳体材料撞击区和延伸区域的拉伸应变能决定。以某空气涡轮起动机为例,讨论了轮盘包容环厚度与选材,证明了以1.15倍临界包容厚度值作为安全系数确定工程许用包容环厚度的设计方法,通过比较不同材料包容环的包容能力,得出用高极限强度和高延伸率的材料作为包容环材料能够实现明显减重。研究结果对高能转子轮盘的包容结构设计具有指导意义。

三维编织/机织复材机匣包容性研究综述

总结了三维编织/机织复合材料静态和动态力学性能测试标准、方法,以及材料力学性能测试结果;介绍了平板打靶和旋转打靶试验方法的优缺点,分析了复材靶板冲击失效的破坏机理和破坏破式,以及碳纤维性能等对弹道极限的影响;对比了连续介质模型和纱线模型的优缺点,指出结合两种模型优点且易于实现的纱线-连续介质模型是未来发展的重点方向。通过综述复合材料机匣包容性研究进展,对新一代航空发动机设计具有很好的指导意义。

CFRP层合板爆炸分离损伤模式研究

爆炸分离技术已发展成为航空发动机包容试验中复合材料叶片飞断控制的关键技术,为探究不同埋药槽深对碳纤维增强复合材料层合板爆炸分离损伤模式的影响,采用数值模拟和试验研究相结合的方法,研究层合板在爆炸作用下的损伤过程、加速度响应与动能变化趋势,分析了层合板爆炸分离的破坏模式和机理。结果表明:针对25 mm厚层合板,当两侧开槽深度为3 mm时,部分冲击波沿厚度方向形成压缩和拉伸波使纤维出现断裂损伤,部分反射拉伸波沿层间传播使层合板出现分层损伤,层合板未被切断;当两侧开槽深度增大到3.5 mm时,冲击波主要沿厚度方向形成压缩和拉伸波使纤维出现大面积断裂损伤,层合板被完整切断;爆炸产生的能量可以限制在局部范围内,传递给层合板的额外动能较小。该研究成果可为复合材料叶片的爆炸飞脱研究提供先验知识。

三维机织复合材料弹道冲击试验研究

先进复合材料具有高比强度、高比模量等优点,是航空发动机应用研究的热点。本文通过弹道冲击试验研究三维机织复合材料平板在高速物体冲击下的损伤失效机制及其力学行为,采用高速相机记录下了靶板受冲击损伤变化过程,分析了不同速度对三维机织复合材料平板损伤形貌的影响。试验结果表明,三维机织复合材料具有优异的抗裂纹萌生和扩展性,冲击表面的主要破坏模式是纤维剪切破坏和基体破碎,在出口表面主要破坏模式是纤维拉伸断裂和基体开裂。本研究可用于支撑验证碳纤维增强树脂基复合材料包容性,为航空发动机复合材料机匣研制提供基础。

CNT树脂基复合材料断裂韧性的优化设计

与碳纤维相比,碳纳米管(CNT)具有更高的力学性能和更低的密度,是理想的树脂基复合材料增强相,在航空航天领域具有广阔应用前景。提出一套CNT树脂基复合材料单边缺口弯曲(SENB)试件制备工艺以及微纳观结构和参数的测量方法。采用不同长度的多壁碳纳米管和不同时长的臭氧处理,制备出SENB试件进行断裂韧性实验,定量分析微纳观参数界面长度和C—C键密度对宏观断裂韧性的影响,提出断裂韧性优化方案。研究结果表明:界面C—C键密度和臭氧处理时间呈线性关系;相对增韧率随着臭氧处理时间先大幅增加后大幅下降,即存在临界界面C—C键密度使得复合材料的相对增韧率最大;弱界面的相对增韧率随着界面长度先大幅增加后略微下降;强界面的相对增韧率随着界面长度先大幅增加后大幅下降;当断面的CNT拔出和拔断的占比相近(即复合材料失效形式从CNT拔出转变为拔断)时断裂韧性最大。

Kevlar缠绕增强机匣包容过程研究

开展轻质复合材料风扇包容机匣的研究,对大型民用涡扇发动机的减重设计具有重要意义。为研究Kevlar纤维束编织布缠绕增强机匣的包容过程,在立式试验台上进行高速旋转平板叶片撞击Kevlar缠绕增强铝合金内层机匣的包容试验,并采用显式瞬态动力学软件LS-DYNA对撞击过程进行数值仿真。结果表明:叶片撞击机匣的过程可分为3个阶段,其中包括两次主要的撞击;断叶的冲击动能大部分由Kevlar纤维束编织布吸收;断叶包容过程中外层纤维布会产生较大的鼓包变形,鼓包的大小和位置随叶片运动而改变。