【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，属于航空动力机构设计。
技术介绍
1、航空发动机机匣作为发动机的重要组成构件，与其他构件一起构成发动机的气流通道，同时是发动机的重要承力和传力构件，发动机产生的推力是通过安装在机匣上的安装节传递到飞机上的。对于压力气部件而言，中介机匣和外涵机匣是其最重要的两个承力及传力机匣，在其静强度和刚度关系到发动机能否正常工作。在发动机设计过程中，需要开展机匣静力试验，以确保发动机机匣满足强度要求。
2、发动机机匣在发动机上与其前后构件相连，共同组成发动机的传力系统，因此机匣本身所受到的载荷十分复杂。机匣结构设计的质量直接关系到发动机气动性能、安全性、可靠性、耐久性和推重比等。在发动机的研制和使用过程中，由于机匣造成的发动机失效的例子屡见不鲜，如中介机匣支板开裂、安装边开裂等。机匣类零件的强度设计对于保障发动机正常工作及安全性十分重要。在发动机研制过程中，机匣静强度作为最基本的要求，需要开展机匣静力试验。对于机匣静力试验而言，无法完全模拟机匣在发动机状态下的约束及受力情况，在开展机匣静力试验过程中，需根据实际的试验条件开展机匣静力试验。如中介机匣在发动机中是最主要的承力机匣，有多个安装边分别与风扇机匣、压气机机匣、外涵机匣、轴承座、主安装节等零部件相连，各部件的传递过来载荷通过中介机匣上的安装节传递给飞机。在发动机状态下，中介机匣的安装节与飞机进行固定连接，其余各安装边传递载荷，但是在试验状态下无法实现这种约束，因此需改变约束方式，通常采用约束分流环安装边，然后再其余各安
技术实现思路
1、为解决上述技术问题，本专利技术提供了一种航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，该航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法能够实现航空发动机机匣设计过程中的刚度匹配设计，便于对机匣静力试验开展刚度匹配研究。
2、本专利技术通过以下技术方案得以实现。
3、本专利技术提供的一种航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，包括以下步骤：
4、①仿真计算机匣在发动机状态下关键部位的应力及变形，进而计算得到关键部位的强度储备及刚度；
5、②设计与机匣相连的转接机匣，仿真计算机匣在试验状态下的应力和变形，同时根据关键部位应力结果进行试验载荷修正；
6、③将试验状态下的初始载荷乘以载荷修正系数α后，计算得到关键部位的变形结果，然后计算试验状态下机匣的刚度；
7、④分析对比发动机状态和试验状态下机匣关键部位的刚度，如刚度值一致则进行下一步，否则返回至步骤②；
8、⑤迭代计算得到机匣在试验状态下的应力及变形分布与发动机状态趋于一致。
9、所述机匣的关键部位包括轴承座、安装边。
10、所述步骤②中，进行试验载荷修正的目标为确保机匣强度储备一致。
11、所述步骤①中，关键部位的强度储备按照以下公式计算：
12、
13、式中，n1为发动机状态下关键部位的强度储备，σ1max为发动机状态下关键部位的最大应力，σ0为发动机状态下关键部位材料的许用应力。
14、所述关键部位的刚度基于形变率计算，形变率包括发动机状态下关键部位的变形率和发动机状态下关键部位的扭转角变化率，形变率按照以下公式计算：
15、
16、
17、式中，k1为发动机状态下关键部位的变形率，δ1max为发动机状态下关键部位的最大变形，l0为发动机状态下机匣的初始轴向长度，θ1为发动机状态下关键部位的扭转角变化率，为发动机状态下关键部位的最大应力。
18、所述步骤④中，返回至步骤②时，调整转接机匣的设计参数。
19、所述设计参数包括转接机匣的厚度、长度。
20、所述设计参数还包括转接机匣的支板深度、支板宽度。
21、所述步骤②中，需计算的机匣在试验状态下的应力，包括弯曲刚度、扭转刚度及轴向刚度。
22、所述步骤②中，需计算的机匣在试验状态下的变形，包括径向变形、扭转变形及轴向变形。
23、本专利技术的有益效果在于：能够实现航空发动机机匣设计过程中的刚度匹配设计，便于对机匣静力试验开展刚度匹配研究；通过仿真计算机匣在发动机状态和试验状态下应力及变形，通过应力修正确保了机匣在试验状态下的强度储备与发动机状态一致，同时根据刚度匹配确保机匣的变形也与发动机状态一致。
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1.一种航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：所述机匣的关键部位包括轴承座、安装边。
3.如权利要求1所述的航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：所述步骤②中，进行试验载荷修正的目标为确保机匣强度储备一致。
4.如权利要求1所述的航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：所述步骤①中，关键部位的强度储备按照以下公式计算：
5.如权利要求1所述的航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：所述关键部位的刚度基于形变率计算，形变率包括发动机状态下关键部位的变形率和发动机状态下关键部位的扭转角变化率，形变率按照以下公式计算：
6.如权利要求1所述的航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：所述步骤④中，返回至步骤②时，调整转接机匣的设计参数。
7.如权利要求6所述的航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：所述设计参数包括转接机匣的厚度、长度。
8.
9.如权利要求1所述的航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：所述步骤②中，需计算的机匣在试验状态下的应力，包括弯曲刚度、扭转刚度及轴向刚度。
10.如权利要求1所述的航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：所述步骤②中，需计算的机匣在试验状态下的变形，包括径向变形、扭转变形及轴向变形。
...【技术特征摘要】
1.一种航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：所述机匣的关键部位包括轴承座、安装边。
3.如权利要求1所述的航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：所述步骤②中，进行试验载荷修正的目标为确保机匣强度储备一致。
4.如权利要求1所述的航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：所述步骤①中，关键部位的强度储备按照以下公式计算：
5.如权利要求1所述的航空发动机机匣静力试验刚度匹配设计方法，其特征在于：所述关键部位的刚度基于形变率计算，形变率包括发动机状态下关键部位的变形率和发动机状态下关键部位的扭转角变化率，形变率按照以下公式计算：
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【专利技术属性】
技术研发人员：阮绍明，韦日光，杨洪伟，
申请(专利权)人：中国航发贵阳发动机设计研究所，
类型：发明
国别省市：
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