一种核心机派生发展能力分析方法

摘要

本发明涉及一种核心机派生发展能力分析方法，通过计算低压涡轮轴结构参数来判断核心机结构的更改适应性，所述核心机派生发展能力分析方法包括步骤一：低压涡轮轴输出扭矩数学模型；步骤二：核心机派生发展能力分析。本发明的核心机派生发展能力分析方法在有效的计算和分析低压涡轮轴结构参数的基础上确定低压涡轮轴结构参数对于判断成熟核心机结构的更改适应性，评估核心机的派生发展能力具有很高的工程应用价值，具有准确、便捷、高效等优点。

说明书

技术领域

本发明属于航空发动机设计技术领域，尤其涉及一种核心机派生发展能力分析方法。

背景技术

航空发动机是实现飞机顺利飞行的核心部件，是当代技术集成度最高、对航空工业影响最大的一类机械产品，但其存在着技术难度大、研制周期长、经济成本高等制约其研究和发展的不利因素。美国GE和英国罗·罗等国际著名发动机公司提出了一种在成熟核心机产品基础上匹配不同低压系统从而使发动机快速衍生发展的技术思路和技术途径。

例如，美国GE公司和法国SNECMA公司共同研制的CFM56系列发动机，GE公司提供核心机并负责其后续系列发展，SNECMA公司则根据发动机系列发展的需要设计开发不同类型的低压系统，目前已成功发展出了CFM56-2/3/5/7/9等系列发展型号，起飞推力包括80-150kN范围内几十个推力级，满足了从军用到民用不同航程不同类型大、中型运输机、客机及特种飞机的需要。

尽管这种技术途径有其突出的优点，但由于成熟核心机结构的更改适应性较差，和其匹配的低压系统，尤其是低压涡轮轴的结构参数会对核心机的轴颈直径、盘心孔大小和核心机支点轴承的设计产生重要影响，但目前缺少一种有效的计算和分析低压涡轮轴结构参数的方法，因此确定低压涡轮轴结构参数对于判断成熟核心机结构的更改适应性，评估核心机的派生发展能力具有很高的工程应用价值。

发明内容

本发明的目的是提供一种核心机派生发展能力分析方法，用于解决上述问题。

所谓核心机派生发展能力是指以核心机为基础，使其匹配不同的低压系统从而使核心机与低压系统一起快速组成发动机的能力。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种核心机派生发展能力分析方法，通过计算低压涡轮轴结构参数来判断核心机结构的更改适应性，所述核心机派生发展能力分析方法包括

步骤一：低压涡轮轴输出扭矩数学模型

1.1)根据发动机的最大工作状态及主要性能参数，确定风扇进口处参数，从而建立风扇叶尖直径数学模型；

1.2)根据风扇叶尖直径和叶尖切线速度，建立风扇角速度数学模型；

1.3)根据风扇角速度及低压涡轮轴输出功率，建立低压涡轮轴输出扭矩数学模型；

步骤二：核心机派生发展能力分析

2.1)根据低压涡轮轴输出扭矩和低压涡轮轴结构参数，建立低压涡轮轴剪应力数学模型；

2.2)根据低压涡轮轴剪应力数学模型和第四强度理论，建立低压涡轮轴当量应力数学模型；

2.3)根据当量应力及低压涡轮轴材料的力学性能参数，确定低压涡轮轴的屈服安全系数和极限安全系数；

2.4)根据低压涡轮轴的结构参数和材料的力学性能参数，确定低压涡轮轴的破坏扭矩储备系数和扭转稳定性储备系数；

2.5)判断低压涡轮轴是否具有派生能力

a)若低压涡轮轴的屈服安全系数、极限安全系数、破坏扭矩储备系数和扭转稳定性储备系数全部满足要求，则核心机具有派生发展能力；

b)若至少有一项不满足要求，则核心机不具备派生发展能力。

进一步地，所述风扇进口处参数包括空气流量、空气密度、轮毂比。

进一步地，所述主要性能参数包括推力、耗油率、涵道比。

进一步地，所述低压涡轮轴结构参数包括低压涡轮轴外径、低压涡轮轴内径、低压涡轮轴壁厚。

进一步地，当低压涡轮轴外径尺寸等于核心机孔径尺寸、且低压涡轮轴内径为零时，为低压涡轮轴结构极限状态。

进一步地，若所述低压涡轮轴结构的极限状态时，低压涡轮轴的屈服安全系数、极限安全系数、破坏扭矩储备系数和扭转稳定性储备系数全部满足要求，则核心机具有派生发展能力；若低压涡轮轴的屈服安全系数、极限安全系数、破坏扭矩储备系数和扭转稳定性储备系数中至少有一项不满足要求，则核心机不具备派生发展能力。

进一步地，当所述低压涡轮轴结构极限状态具有派生发展能力时，循环步骤2.1至步骤2.5，直至得出所述低压涡轮轴结构参数优化解。

本发明的核心机派生发展能力分析方法在有效的计算和分析低压涡轮轴结构参数的基础上确定低压涡轮轴结构参数对于判断成熟核心机结构的更改适应性，评估核心机的派生发展能力具有很高的工程应用价值，具有准确、便捷、高效等优点。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1为根据本发明一实施例的核心机派生发展能力分析方法流程图。

具体实施方式

如图1所示，本发明的核心机派生发展能力分析方法包括如下步骤：

步骤一：低压涡轮轴输出扭矩数学模型

1.1)根据发动机最大的工作状态及主要性能参数，如推力、耗油率、涵道比等，基于流量方程，建立风扇进口处空气流量W、空气密度ρ及轮毂比N之间的函数关系，W＝ρV_aA、A＝π(D_f/2)²-π(d_f/2)²、N＝d_f/D_f，建立风扇叶尖直径的数学模型

D_f＝[4W/πρV_a(1-N²)]^1/2

式中，V_a为风扇进口气流的轴向速度、A为风扇进口截面面积、D_f为风扇叶尖直径、d_f为风扇叶根直径；

1.2)根据风扇叶尖直径D_f和叶尖切线速度v，可以建立风扇角速度ω数学模型

ω＝2v/D_f＝v/[W/πρV_a(1-N²)]^1/2；

1.3)根据风扇角速度ω及低压涡轮轴输出功率P，建立低压涡轮轴输出扭矩数学模型

T＝P/ω＝P[W/πρV_a(1-N²)]^1/2/v。

步骤二：核心机派生发展能力分析

2.1)根据低压涡轮轴输出扭矩P及低压涡轮轴结构参数，建立低压涡轮轴剪应力数学模型

τ＝T/W_t＝T/{πD³/16[1-(d/D)⁴]}

式中，低压涡轮轴外径D、低压涡轮轴内径d、低压涡轮轴壁厚h；

2.2)根据剪应力τ和第四强度理论，建立当量应力数学模型

$>{\sigma }_{\max }=\sqrt{{\sigma }^2+3{\tau }^2}$>

式中，σ为低压涡轮轴所受正应力；

2.3)根据当量应力σ_max及低压涡轮轴材料的力学性能参数(0.1％屈服强度σ_0.1、拉伸强度σ_b)，确定低压涡轮轴的屈服安全系数K_f＝σ_0.1/σ_max和极限安全系数K_b＝σ_b/σ_max；

2.4)根据低压涡轮轴的结构参数和材料的力学性能参数，确定低压涡轮轴的破坏扭矩储备系数K_TD＝M_TD/T和扭转稳定性储备系数K_TS＝M_TS/T，

式中破坏扭矩为M_TD＝0.47W_Kσ_sr(1.35ψ+K)，

其中，W_K为抗扭截面系数，σ_sr为持久强度，ψ为端面收缩率；

扭转屈曲失稳扭矩为：

$>\begin{array}{c}{M}_{TS}=0.159{\sigma }_{0.2}{D}^2[\psi (1-{\lambda }^4)+0.99(1-{\lambda }^3)(1-1.35\psi \lambda )\\ +1.62\frac{(1-\psi )(0.2+1.35\psi )}{\psi \sqrt{\beta }}(1+\lambda ){(1-\lambda )}^2·\sqrt[4]{1-{\lambda }^2}]\end{array},$>

式中，σ_0.2为0.2％屈服强度，

2.5)判断四项考核指标是否同时满足要求，从而确定低压涡轮轴是否满足强度准则，进而判断所研究核心机是否具备派生发展目标动力的能力。

需要说明的是，当低压涡轮轴外径尺寸等于核心机孔径尺寸、且低压涡轮轴内径为零时，为低压涡轮轴结构极限状态。若低压涡轮轴结构的极限状态时，低压涡轮轴的屈服安全系数、极限安全系数、破坏扭矩储备系数和扭转稳定性储备系数全部满足要求，则核心机具有派生发展能力；若低压涡轮轴结构的极限状态时，低压涡轮轴的屈服安全系数、极限安全系数、破坏扭矩储备系数和扭转稳定性储备系数四项中至少有一项不满足要求，则核心机不具备派生发展能力。最后，当低压涡轮轴结构极限状态具有派生发展能力时，循环步骤2.1至步骤2.5，直至得出低压涡轮轴结构参数优化解。

本发明的核心机派生发展能力分析方法有益效果是：

1、本发明的核心机派生发展能力分析方法可有效分析所研究核心机是否满足发展目标动力的能力；

2、本发明的核心机派生发展能力分析方法可用于发动机结构设计中对低压涡轮轴结构进行强度校核；

3、本发明的核心机派生发展能力分析方法不仅适用于航空发动机领域，对于其它旋转类机械同样具有参考和借鉴意义。

以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。