一种航空发动机结构变形协调设计方法与流程

1.本技术属于发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机结构变形协调设计方法。


背景技术：

2.航空发动机结构复杂、工作条件苛刻、冷热交变频繁，冷热变形协调设计技术，是发动机结构设计的关键。航空发动机结构件分为转子件和静子件，转子件例如盘、轴或转子叶片，静子件例如机匣或静子叶片，为满足工作过程中冷热变形，不发生转子静子磨损导致的结构损伤，转子静子间需设计耐磨结构并预留间隙；同时，为追求高性能，转子静子间隙不能预留过大，造成气体泄漏和性能损失。
3.结构变形协调设计是合理设计发动机转子静子结构及其轴向、径向、周向间隙，使得发动机工作过程中既不发生转子静子磨损导致的结构损伤，又不产生额外的气动性能损失。
4.现有技术方案在进行结构变形协调设计时，选择发动机设计点、最大热负荷点、最大气动负荷点等工作点作为设计/检验点，通过分析转子、静子在各工作点的变形量及转子静子变形差，预留转子静子间隙名义值；在名义值基础上，采用极值法叠加转子静子结构制造公差后，确定转子子静子间隙预留量值，以实现工作过程中转子静子结构不发生磨损导致的结构损伤。该过程存在以下两方面缺点：（1）结构变形协调设计仅包含设计点、最大热负荷点、最大气动负荷点，不包含使用的过渡态过程工况，导致结构设计结果不能涵盖使用场景，发动机实际使用过程中，部分叶尖间隙、封严间隙位置发生转子、静子结构异常磨损导致的结构损伤和卡滞。
5.（2）由于采用极值法叠加制造公差，将极限公差叠加到间隙预留量值中，导致部分间隙预留量值过大，造成气动损失。


技术实现要素：

6.为了解决上述问题，本技术提供了一种航空发动机结构变形协调设计方法，提出航空发动机结构变形协调设计或检验工况的选取方法，使结构设计结果可以涵盖发动机工作过渡态过程，并且提出在无法穷尽分析全部使用场景的情况下，如何使得设计或检验工况更具使用代表性，解决现有技术设计结果导致的结构损伤和卡滞问题。同时提出结构变形协调设计中制造公差的分析方法，解决现有技术设计结果导致的间隙预留量值过大的问题。
7.本技术提供的航空发动机结构变形协调设计方法，主要包括：步骤s1、给定初始设计方案，包括给定发动机转子静子的结构基本形式、材料以及转子静子的空气流路系统，以使其满足给定的气动流路参数约束，并获取设计给定的包含转子静子结构的各腔室的气体温度、压力及流通面积；步骤s2、给定包含不同起动方式、不同推拉速度、不同转速停留、不同停车方式在
内的多个工况；步骤s3、在步骤s1给定的初始设计方案下，获取步骤s2确定的各工况下的转子与静子的变形差；步骤s4、确定所述变形差是否能够通过篦齿蜂窝结构协调、通过耐磨涂层结构协调、或通过主动控制结构协调进行消除，若无法消除，则返回步骤s1，对转子静子结构进行改进，直至能够通过上述方式消除所述变形差。
8.优选的是，步骤s2中，所述起动方式包括冷机起动及热机起动；所述推拉速度根据不同地域的用户使用习惯统计；所述转速停留包括巡航转速停留以及最高转速停留，转速停留时间根据使用载荷谱确定，所述停车方式包括慢车后停车以及大状态直接拉停方式停车。
9.优选的是，步骤s3中，获取各工况下的转子与静子的变形差进一步包括：步骤s31、基于有限元方法计算转子与静子的变形量，从而确定两者之间相对的第一变形差；步骤s32、基于工程统计获得制造公差，并将所述制造公差叠加到所述第一变形差上，确定转子与静子的第二变形差。
10.优选的是，步骤s4中，当满足以下条件时，确定所述变形差能够通过篦齿蜂窝结构协调进行消除：通过转子篦齿与静子蜂窝工作过程的篦齿嵌入蜂窝和移出蜂窝进行协调，蜂窝厚度和宽度分别大于转子静子工作过程中的径向变形差以及轴向变形差，且径向余量不小于1.5mm，轴向余量不小于0.5mm。
11.优选的是，步骤s4中，当满足以下条件时，确定所述变形差能够通过耐磨涂层结构协调进行消除：通过转子篦齿与静子涂层工作过程的篦齿磨损涂层进行协调，涂层厚度和宽度分别大于转子静子工作过程中的径向变形差及轴向变形差，且径向余量不小于0.5mm，轴向余量不小于0.5mm。
12.优选的是，步骤s4中，当满足以下条件时，确定所述变形差能够通过主动控制结构协调进行消除：当转子变形大于静子时，加热静子；当转子变形小于静子时，冷却静子，以减小变形差，进行加热或者冷却所产生设计优势评估值大于劣势评估值，所述优势评估值或者劣势评估值包括但不限于重量、成本、性能及可靠性。
13.优选的是，步骤s4之后进一步包括：步骤s5、对转子静子结构进行强度及寿命的仿真分析，当转子静子结构的强度及寿命仿真结果不满足设计准则时，返回步骤s1，对转子静子结构进行改进，直至转子静子结构满足强度及寿命设计准则。
14.优选的是，所述转子静子结构满足强度设计准则包括：满足屈服强度储备、极限强度储备、蠕变强度储备和持久强度储备；所述转子静子结构满足寿命设计准则包括：满足低循环疲劳寿命、高循环疲劳储备、损伤容限储备和蠕变、以及应力断裂寿命储备。
15.本技术设计的转子静子结构具有更强热变形协调能力，更合理地预留转子静子变形协调裕度，不会发生预留过大的问题。
附图说明
16.图1为本技术航空发动机结构变形协调设计方法的一优选实施例的流程图。
17.图2是本技术图1所示实施例的发动机第一设计或检验工况示意图。
18.图3是本技术图1所示实施例的发动机第二设计或检验工况示意图。
19.图4是本技术图1所示实施例的发动机第三设计或检验工况示意图。
具体实施方式
20.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方式中的附图，对本技术实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本技术一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施方式进行详细说明。
21.本技术提供了一种航空发动机结构变形协调设计方法，如图1所示，主要包括：步骤s1、给定初始设计方案，包括给定发动机转子静子的结构基本形式、材料以及转子静子的空气流路系统，以使其满足给定的气动流路参数约束，并获取设计给定的包含转子静子结构的各腔室的气体温度、压力及流通面积。
22.该步骤中，依据输入的气动流路参数所给定的发动机主要截面气路参数、转子转速参数，按照发动机结构方案设计方法给出的其他约束条件，确定转子静子结构基本形式及材料，确定转子静子的空气系统流路，之后按照空气系统方案设计方法，确定发动机压气机引气腔、涡轮盘前腔、涡轮盘后腔、涡轮机匣引气腔的气体温度、压力、流通面积。
23.步骤s2、给定包含不同起动方式、不同推拉速度、不同转速停留、不同停车方式在内的多个工况。
24.该步骤根据具体发动机的使用循环谱和使用特点，确定典型的工作历程作为设计或检验工况，在一些可选实施方式中，所述起动方式包括冷机起动及热机起动；所述推拉速度根据不同地域的用户使用习惯统计；所述转速停留包括巡航转速停留以及最高转速停留，转速停留时间根据使用载荷谱确定，所述停车方式包括慢车后停车以及大状态直接拉停方式停车。
25.参考图2至图4，分别给出了三种不同的工况，图2及图3中，mc表示发动机慢车转速运转，zj表示发动机按中间状态转速运转，85%、90%表示发动机在85%、90%的设计点转速运转，min表示分钟，s表示秒，例如图示中90%转速处标示的2min30s是指将发动机转速维持在90%设计点转速下持续2分钟30秒，图示给出了在不同转速下发动机持续的时间，从而形成不同的设计或检验工况，图2及图3给出的两种工况下，mc停留时间不同、90%设计点转速的停留时间不同，图4给出的工况用以体现不同的推拉速度，在图4中，横坐标为发动机起动时间，纵坐标为转速，采用百分比形式表示，图示给出了发动机在不同百分比转速下的持续时间，由于部分百分比转速下的持续时间过短，因此在示意图中，线段的长度仅表示发动机存在该时间段的转速历程，不用于表示时间长度，时间长度以分钟或者秒的形式标注在对应线段上，如5秒（5s）、5分钟（5min）或者3分钟（3min）等。
26.步骤s3、在步骤s1给定的初始设计方案下，获取步骤s2确定的各工况下的转子与静子的变形差。
27.在一些可选实施方式中，获取各工况下的转子与静子的变形差进一步包括：步骤s31、基于有限元方法计算转子与静子的变形量，从而确定两者之间相对的第一变形差；步骤s32、基于工程统计获得制造公差，并将所述制造公差叠加到所述第一变形差上，确定转子与静子的第二变形差。
28.步骤s4、确定所述变形差是否能够通过篦齿蜂窝结构协调、通过耐磨涂层结构协调、或通过主动控制结构协调进行消除，若无法消除，则返回步骤s1，对转子静子结构进行改进，直至能够通过上述方式消除所述变形差。
29.该实施例中，可以通过篦齿蜂窝结构协调及耐磨涂层结构协调来消除变形差，对于转子静子变形差大的状态点，可以先通过主动控制结构协调降低变形差，再通过篦齿蜂窝结构协调及耐磨涂层结构协调来消除变形差。
30.在一些可选实施方式中，步骤s4中，当满足以下条件时，确定所述变形差能够通过篦齿蜂窝结构协调进行消除：通过转子篦齿与静子蜂窝工作过程的篦齿嵌入蜂窝和移出蜂窝进行协调，蜂窝厚度和宽度分别大于转子静子工作过程中的径向变形差以及轴向变形差，且径向余量不小于1.5mm，轴向余量不小于0.5mm。
31.在一些可选实施方式中，步骤s4中，当满足以下条件时，确定所述变形差能够通过耐磨涂层结构协调进行消除：通过转子篦齿与静子涂层工作过程的篦齿磨损涂层进行协调，涂层厚度和宽度分别大于转子静子工作过程中的径向变形差及轴向变形差，且径向余量不小于0.5mm，轴向余量不小于0.5mm。
32.在一些可选实施方式中，步骤s4中，当满足以下条件时，确定所述变形差能够通过主动控制结构协调进行消除：当转子变形大于静子时，加热静子；当转子变形小于静子时，冷却静子，以减小变形差，进行加热或者冷却所产生设计优势评估值大于劣势评估值，所述优势评估值或者劣势评估值包括但不限于重量、成本、性能及可靠性。
33.在一些可选实施方式中，步骤s4之后进一步包括：步骤s5、对转子静子结构进行强度及寿命的仿真分析，当转子静子结构的强度及寿命仿真结果不满足设计准则时，返回步骤s1，对转子静子结构进行改进，直至转子静子结构满足强度及寿命设计准则。
34.在一些可选实施方式中，所述转子静子结构满足强度设计准则包括：满足屈服强度储备、极限强度储备、蠕变强度储备和持久强度储备；所述转子静子结构满足寿命设计准则包括：满足低循环疲劳寿命、高循环疲劳储备、损伤容限储备和蠕变、以及应力断裂寿命储备。
35.通过上述判定后，即得到了满足变形协调的发动机转子静子结构，用于发动机研制其他相关工作的开展。本技术的变形协调设计或检验工况的选取是基于具体发动机使用循环谱和使用特点的，涵盖了发动机工作过渡态过程，且给出了无法穷尽使用场景进行设
计的现实下，如何从起动、推拉、转速停留、停车过程考虑工况的设计，使得设计或检验工况更具使用代表性，实现转、静子结构具有更强热变形协调能力。本技术对结构公差的叠加，采用工程统计获得的制造公差进行分析，可以更合理地预留转子、静子变形协调裕度，不会发生预留过大问题。
36.虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本技术作了详尽的描述，但在本技术基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本技术精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本技术要求保护的范围。

技术特征：
1.一种航空发动机结构变形协调设计方法，其特征在于，包括：步骤s1、给定初始设计方案，包括给定发动机转子静子的结构基本形式、材料以及转子静子的空气流路系统，以使其满足给定的气动流路参数约束，并获取设计给定的包含转子静子结构的各腔室的气体温度、压力及流通面积；步骤s2、给定包含不同起动方式、不同推拉速度、不同转速停留、不同停车方式在内的多个工况；步骤s3、在步骤s1给定的初始设计方案下，获取步骤s2确定的各工况下的转子与静子的变形差；步骤s4、确定所述变形差是否能够通过篦齿蜂窝结构协调、通过耐磨涂层结构协调、或通过主动控制结构协调进行消除，若无法消除，则返回步骤s1，对转子静子结构进行改进，直至能够通过上述方式消除所述变形差。2.如权利要求1所述的航空发动机结构变形协调设计方法，其特征在于，步骤s2中，所述起动方式包括冷机起动及热机起动；所述推拉速度根据不同地域的用户使用习惯统计；所述转速停留包括巡航转速停留以及最高转速停留，转速停留时间根据使用载荷谱确定，所述停车方式包括慢车后停车以及大状态直接拉停方式停车。3.如权利要求1所述的航空发动机结构变形协调设计方法，其特征在于，步骤s3中，获取各工况下的转子与静子的变形差进一步包括：步骤s31、基于有限元方法计算转子与静子的变形量，从而确定两者之间相对的第一变形差；步骤s32、基于工程统计获得制造公差，并将所述制造公差叠加到所述第一变形差上，确定转子与静子的第二变形差。4.如权利要求1所述的航空发动机结构变形协调设计方法，其特征在于，步骤s4中，当满足以下条件时，确定所述变形差能够通过篦齿蜂窝结构协调进行消除：通过转子篦齿与静子蜂窝工作过程的篦齿嵌入蜂窝和移出蜂窝进行协调，蜂窝厚度和宽度分别大于转子静子工作过程中的径向变形差以及轴向变形差，且径向余量不小于1.5mm，轴向余量不小于0.5mm。5.如权利要求1所述的航空发动机结构变形协调设计方法，其特征在于，步骤s4中，当满足以下条件时，确定所述变形差能够通过耐磨涂层结构协调进行消除：通过转子篦齿与静子涂层工作过程的篦齿磨损涂层进行协调，涂层厚度和宽度分别大于转子静子工作过程中的径向变形差及轴向变形差，且径向余量不小于0.5mm，轴向余量不小于0.5mm。6.如权利要求1所述的航空发动机结构变形协调设计方法，其特征在于，步骤s4中，当满足以下条件时，确定所述变形差能够通过主动控制结构协调进行消除：当转子变形大于静子时，加热静子；当转子变形小于静子时，冷却静子，以减小变形差，进行加热或者冷却所产生设计优势评估值大于劣势评估值，所述优势评估值或者劣势评估值包括但不限于重量、成本、性能及可靠性。7.如权利要求1所述的航空发动机结构变形协调设计方法，其特征在于，步骤s4之后进一步包括：步骤s5、对转子静子结构进行强度及寿命的仿真分析，当转子静子结构的强度及寿命
仿真结果不满足设计准则时，返回步骤s1，对转子静子结构进行改进，直至转子静子结构满足强度及寿命设计准则。8.如权利要求7所述的航空发动机结构变形协调设计方法，其特征在于，所述转子静子结构满足强度设计准则包括：满足屈服强度储备、极限强度储备、蠕变强度储备和持久强度储备；所述转子静子结构满足寿命设计准则包括：满足低循环疲劳寿命、高循环疲劳储备、损伤容限储备和蠕变、以及应力断裂寿命储备。

技术总结
本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机结构变形协调设计方法。该方法包括：步骤S1、给定初始设计方案，包括给定发动机转子静子的结构基本形式、材料以及转子静子的空气流路系统，并获取设计给定的包含转子静子结构的各腔室的气体温度、压力及流通面积；步骤S2、给定包含不同起动方式、不同推拉速度、不同转速停留、不同停车方式在内的多个工况；步骤S3、获取各工况下的转子与静子的变形差；步骤S4、对转子静子结构进行改进，以使得所述变形差能够通过篦齿蜂窝结构协调、通过耐磨涂层结构协调、或通过主动控制结构协调进行消除。本申请设计的转子静子结构具有更强热变形协调能力，更合理地预留转子静子变形协调裕度。度。度。


技术研发人员：刘永泉 付鹏哲 蔚夺魁 梁彩云 金海 周伟朋 黄耀宇
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：2023.02.03
技术公布日：2023/9/23