[發明專利]一種基于吸能參數的輕質機匣包容性設計方法

在審

• 申請號: 202210321832.8
• 申請日: 2022-03-30
• 公開（公告）號: CN114818168A
• 公開（公告）日: 2022-07-29
• 發明（設計）人: 劉璐璐;朱信穎;紀健;陳偉;羅剛;趙振華
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/17
• 分類號: G06F30/17;G06F30/20;G06F17/18;G06F113/26;G06F111/10
• 代理公司: 南京蘇高專利商標事務所(普通合伙) 32204
• 代理人: 張弛

本發明涉及一種基于吸能參數的輕質機匣包容性設計方法，對目前常見的發動機機匣包容結構特征分別進行了考慮，對于加筋機匣以及雙層機匣，修正了傳統破壞勢能法的誤差，為機匣包容性設計提供了更加可靠的經驗公式；對于織物纏繞金屬機匣，建立的織物包容能力與層數關系的經驗公式，為設計機匣外纏織物提供了參考；對于樹脂基復合材料機匣，建立了材料包容能力與厚度關系的經驗公式，為設計樹脂基復合材料機匣提供了參考。

技術領域

本發明屬于航空發動機機匣包容設計領域，具體涉及一種輕質機匣包容性設計方法。

背景技術

進行機匣包容性設計時，通常先根據理論公式或者經驗公式進行初始厚度的設計。理論公式通常基于能量守恒方法或者動量守恒方法獲得，而經驗公式通常根據大量實驗結果或實際工程應用得到。國外科研機構對葉片包容性問題開展了大量的研究工作，總結出較多的包容性計算公式，如破壞勢能法、包容曲線法、寬弦風扇葉片機匣最小厚度法等，國內航空發動機葉片包容性計算主要采用英國EGD-3標準中的包容曲線法和俄羅斯破壞勢能法。

目前，航空發動機金屬機匣中常采用加強筋結構、雙層結構或者芳綸織物纏繞的方案，復合材料機匣常采用樹脂基復合材料，加強筋、雙層結構、織物纏繞結構、樹脂基復合材料結構作為機匣的關鍵特征對機匣包容性影響難以定量描述，破壞勢能法對加筋靶板以及雙層結構靶板的預估誤差均在百分之三十左右，而波音公司以及NASA提出的關于Kevlar包容機匣的經驗公式參數不明，無法應用。因此，現有的機匣結構仍沒有合適的包容性設計方法。

故，需要一種新的技術方案以解決上述技術問題。

發明內容

本發明提供了一種基于吸能參數的輕質機匣包容性設計方法。

為達到上述目的，本發明提供的基于吸能參數的輕質機匣包容性設計方法可采用以下技術方案：

一種基于吸能參數的輕質機匣包容性設計方法，所述輕質機匣為加筋機匣；建立加筋機匣基于吸能參數的包容性經驗公式：

其中E_c為加筋機匣臨界包容能量，m為飛脫葉片質量，v_c為該葉片重量下機匣的臨界包容速度；β₁為“I”型加筋系數；β₂為“L”型加筋系數，；β₃為“T”型加筋系數；t為不考慮加筋結構的機匣厚度；L為與機匣碰撞的葉片外截面周長；τ_D為機匣材料動態剪切強度；K為彎曲變形經驗系數；n為剪切變形經驗系數；通過上述公式計算得到包容質量為m的飛脫葉片的最大轉速為v_c；將v_c與v比較，其中v＝ωr，r為飛脫葉片質心距離轉軸的距離；若v_cv，該加筋機匣不能包容質量為m的葉片以ω的轉速飛脫；若v_c≥v，該加筋機匣能夠包容質量為m的葉片以ω的轉速飛脫。

本發明提供的基于吸能參數的輕質機匣包容性設計方法還可采用以下技術方案：

一種基于吸能參數的輕質機匣包容性設計方法，所述輕質機匣為雙層機匣；建立雙層機匣基于吸能參數的包容性經驗公式：

其中E_c′為雙層機匣臨界包容能量，m為飛脫葉片質量，v_c為該葉片重量下機匣的臨界包容速度；為無量綱雙層機匣間距，γ為雙層結構修正系數；L為與機匣碰撞的葉片外截面周長；τ_D為機匣材料動態剪切強度；K為彎曲變形經驗系數；n為剪切變形經驗系數；t₁為內層機匣厚度，t₂為外層機匣厚度；H為內層機匣與外層機匣的平均間距；