航空发动机转子结构布局优化设计方法

结构是航空发动机功能、性能及可靠性设计水平的综合体现,一切技术要求、性能指标、强度指标或者结构的安全性和可靠性都应建立在合理的结构布局设计上。提出了航空发动机转子结构布局并对其进行优化设计的观点,同时以典型高推重比涡扇发动机高压转子的结构构型为例,基于试验设计(DOE)的响应面法,应用有限元计算并通过多目标遗传优化算法,分别从抗变形能力、力学环境适应能力以及转子结构效率综合进行相关优化计算,论证了合理的结构布局形式可以大幅度提升转子的力学特性。研究方法对于航空发动机转子系统的初始结构布局设计具有指导意义,可以显著减少结构设计的迭代次数,缩短设计周期。

航空发动机转子系统主动抑振控制方法研究

现代先进航空燃气涡轮发动机均不断追求高性能,高可靠性设计,在初始结构设计时,常由于布局构型不合理迫使对结构改型,不仅大大延长了设计周期,而且往往造成费用的超额支出。采用多种现代控制理论结合的综合控制方法,通过对主动控制器的设计,从而实现对航空发动机转子系统的临界转速裕度、不平衡量敏感性以及快速衰减瞬态振动等的综合力学性能的改善。仿真表明,通过主动抑振控制器设计,可以大幅度提高转子系统的抑振能力,有效提升转子系统的可靠性和安全性,可以为航空发动机转子结构减振的主动控制策略提供参考。

螺栓连接预紧力对结构疲劳性能的影响

针对螺栓连接预紧力对疲劳寿命的影响,首先基于有限元法分析结构的承载能力和抗变形能力,提取了结构单元节点应力张量,再通过应力组合转换及2种应力修正(Goodman和FKM)方法,基于雨流分析法和Miner累计损伤准则,对在复杂外载荷作用下的航空发动机冷端螺栓连接结构进行疲劳寿命预测。结果表明:通过螺栓预紧载荷的合理选取,可将材料的疲劳寿命提高近5.8%,寿命统计循环周次提高约4.5×10^(5)次,预紧载荷存在最优值,可为航空发动机连接结构稳健设计确定提供有效手段。FKM方法相比于Goodman方法,统计的最佳疲劳寿命循环周次下降0.6%,具有更高的安全裕度。

双转子系统振动特性分析

为了深入剖析先进高推重比涡扇发动机双转子耦合系统的动力学特性,建立典型的双转子系统耦合力学模型,通过拉格朗日方程得到转子系统振动微分方程解析表达式.根据解析解,得到影响双转子系统振动特性的关键特征参数,并详细讨论转速比和转动方向对高、低压转子的共振频率,不平衡响应和涡动轨迹的影响.结果表明:通过高、低压转子转速比的合理选取,可以有效地抑制转子系统的振动,对航空发动机转子系统结构特征参数的选取有着重要的指导意义.

军用涡扇发动机转子结构与力学特性研究

为定量评估结构力学特征参数,进而达到为高推重比涡扇发动机结构设计提供理论指导的目的,主要基于结构效率的定量评估方法,对航空发动机转子系统进行力学特性分析。首先对典型的高推重比涡扇发动机结构特征加以分析,然后总结高推重比涡扇发动机转子结构的惯性特征(质量、转动惯量、刚度等),最后对抗变形能力进行评估计算,以期实现转子结构与力学特征的一体化设计。通过对高推重比涡扇发动机转子系统结构与力学特征的分析研究,可有效丰富已有航空发动机评估和设计参数,为先进航空发动机的转子结构设计布局提供参考和数据支持。

转子结构布局及其力学特性优化设计

针对高推质比航空发动机结构设计,提出了航空发动机转子结构布局优化设计方案。对总体结构布局的优化可以有效提高材料使用效率,获取更优的力学特性,减小结构质量以提高推质比。介绍了转子结构布局的研究内容,给出了结构布局优化设计方法,并通过对高负荷转子结构系统的布局优化设计,验证了结构布局设计方法的可行性。算例结果表明:该方法可使结构效率损失系数降低0.335,方法的创新对航空发动机转子系统初始结构设计具有指导意义,对转子结构设计方案筛选和缩短设计周期具有重要的作用。