本發(fā)明涉及航空發(fā)動機(jī)強(qiáng)度安全性適航驗(yàn)證領(lǐng)域，尤其涉及一種燃燒室機(jī)匣承壓能力試驗(yàn)方法。

背景技術(shù)：

1、燃燒室機(jī)匣是航空發(fā)動機(jī)主要傳力構(gòu)件之一，屬于航空發(fā)動機(jī)核心高壓機(jī)匣的一部分，包容著高速流動的、在航空發(fā)動機(jī)中最高溫高壓的燃?xì)狻３?，燃燒室機(jī)匣還承受了氣體載荷傳遞的軸向力、扭矩等。燃燒室機(jī)匣一旦發(fā)生破裂，燃燒室內(nèi)燃燒壓力、溫度以及油氣匹配將發(fā)生巨大改變，甚至可能導(dǎo)致爆炸燃燒，直接威脅航空發(fā)動機(jī)安全性。

2、因此，承載高溫高壓以及其他重要靜止載荷的燃燒室機(jī)匣，必須具備較高的安全裕度，保證發(fā)動機(jī)不發(fā)生災(zāi)難性破壞。為此，適航規(guī)章ccar33.64規(guī)定了在極限載荷下燃燒室機(jī)匣不能發(fā)生破裂失效，需通過試驗(yàn)或者已驗(yàn)證的分析方法表明燃燒室機(jī)匣安全性。

3、機(jī)匣壓力試驗(yàn)是燃燒室機(jī)匣承壓適航符合性驗(yàn)證是主要的手段之一，亟需開發(fā)一種能較好模擬發(fā)動極限狀態(tài)且結(jié)果較為保守可靠的試驗(yàn)驗(yàn)證方法，以表明燃燒室機(jī)匣的適航符合性。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的在于提供一種燃燒室機(jī)匣承壓能力試驗(yàn)方法，能夠?qū)θ紵覚C(jī)匣的適航符合性進(jìn)行驗(yàn)證。

2、為實(shí)現(xiàn)前述目的的燃燒室機(jī)匣承壓能力試驗(yàn)方法，其包括如下步驟：

3、獲取符合性驗(yàn)證試驗(yàn)的機(jī)匣耐壓和過壓壓力載荷；

4、通過如下公式(1)獲取溫度修正系數(shù)x1：

5、

6、通過如下公式(2)獲取最小材料性能修正系數(shù)x2：

7、

8、通過如下公式(3)獲取最不利幾何尺寸修正系數(shù)x3：

9、

10、根據(jù)所述機(jī)匣耐壓和過壓壓力載荷、所述溫度修正系數(shù)、所述最小材料性能修正系數(shù)以及所述最不利幾何尺寸修正系數(shù)的乘積計(jì)算得到最終試驗(yàn)壓力載荷。

11、在一個或多個實(shí)施例中，所述方法還包括：

12、獲得其他靜載荷影響系數(shù)x4，包括：

13、分別計(jì)算腔壓載荷作用下和腔壓、軸向力以及扭矩載荷作用下，機(jī)匣的應(yīng)力應(yīng)變分布；

14、挑選多個應(yīng)力集中應(yīng)力較大的位置，判斷軸向力和扭矩載荷施加后對機(jī)匣應(yīng)力的影響；以及

15、由單獨(dú)施加腔壓載荷后機(jī)匣的應(yīng)力和施加壓力、軸向力和扭矩載荷后機(jī)匣的應(yīng)力按照比例關(guān)系，計(jì)算影響系數(shù)，若所選取關(guān)鍵位置影響系數(shù)都小于1，則不對壓力載荷進(jìn)行修正，若影響系數(shù)大于1，選取最大值作為所述其他靜載荷影響系數(shù)對所述最終試驗(yàn)壓力載荷進(jìn)行修正。

16、在一個或多個實(shí)施例中，試驗(yàn)時采用作動筒將軸向力和扭矩施加在機(jī)匣上。

17、在一個或多個實(shí)施例中，所述方法還包括：

18、考慮試驗(yàn)件堵蓋設(shè)計(jì)對機(jī)匣應(yīng)力的影響比例，獲取第一載荷放大系數(shù)；

19、采用所述第一載荷放大系數(shù)對所述最終試驗(yàn)壓力載荷進(jìn)行修正。

20、在一個或多個實(shí)施例中，所述第一載荷放大系數(shù)采用通過有限元仿真獲得，包括如下步驟：

21、計(jì)算發(fā)動機(jī)真實(shí)結(jié)構(gòu)在高溫工作環(huán)境載荷工況下的應(yīng)力應(yīng)變分布；

22、計(jì)算帶試驗(yàn)堵頭堵蓋機(jī)匣壓力試驗(yàn)件在相同的高溫工作環(huán)境載荷工況下的應(yīng)力應(yīng)變分布；

23、對比兩種計(jì)算模型在機(jī)匣結(jié)構(gòu)同一位置應(yīng)力值，所需比對的位置包括堵頭堵蓋附近所有應(yīng)力集中位置；

24、計(jì)算這些位置的應(yīng)力比，選取應(yīng)力比最大值作為所述第一載荷放大系數(shù)。

25、在一個或多個實(shí)施例中，所述方法還包括：

26、考慮前后轉(zhuǎn)接段對機(jī)匣應(yīng)力的影響比例，獲取第二載荷放大系數(shù)；

27、采用所述第二載荷放大系數(shù)對所述最終試驗(yàn)壓力載荷進(jìn)行修正。

28、在一個或多個實(shí)施例中，所述第二載荷放大系數(shù)采用通過有限元仿真獲得，包括如下步驟：

29、計(jì)算發(fā)動機(jī)真實(shí)結(jié)構(gòu)在高溫工作環(huán)境載荷工況下的應(yīng)力應(yīng)變分布；

30、計(jì)算帶前后轉(zhuǎn)接段機(jī)匣壓力試驗(yàn)件在相同的高溫工作環(huán)境載荷工況下的應(yīng)力應(yīng)變分布；

31、對比兩種計(jì)算模型在機(jī)匣結(jié)構(gòu)同一位置應(yīng)力值，所需比對的位置包括前后轉(zhuǎn)接段安裝邊、安裝座和孔邊附近所有應(yīng)力集中位置；

32、計(jì)算這些位置的應(yīng)力比，選取應(yīng)力比最大值作為所述第二載荷放大系數(shù)。

33、在一個或多個實(shí)施例中，所述機(jī)匣耐壓和過壓壓力載荷參照適航條款獲得。

34、本發(fā)明的有益效果在于：

35、本燃燒室機(jī)匣承壓能力試驗(yàn)方法考慮各類數(shù)據(jù)分散性，采用該試驗(yàn)機(jī)匣隨爐件實(shí)際材料力學(xué)性能與最低材料力學(xué)性能比值對試驗(yàn)壓力載荷進(jìn)行修正，采用試驗(yàn)件因公差引起的最大壁厚與試驗(yàn)件因公差引起的最小壁厚比值，作為機(jī)匣壓力載荷的修正系數(shù)，以確保利用個體機(jī)匣試驗(yàn)可正確驗(yàn)證機(jī)匣結(jié)構(gòu)能夠滿足適航要求，發(fā)動機(jī)燃燒室機(jī)匣可靠。與此同時，本方法提出了在常溫下通過載荷修正模擬發(fā)動機(jī)高溫環(huán)境的機(jī)匣適航符合性驗(yàn)證方法，大大降低了高溫機(jī)匣壓力試驗(yàn)難度，避免了對加熱器需求，可降低試驗(yàn)成本。

36、上述說明僅是本申請技術(shù)方案的概述，為了能夠更清楚了解本申請的技術(shù)手段，而可依照說明書的內(nèi)容予以實(shí)施，并且為了讓本申請的上述和其它目的、特征和優(yōu)點(diǎn)能夠更明顯易懂，以下特舉本申請的具體實(shí)施方式。

技術(shù)特征：

1.一種燃燒室機(jī)匣承壓能力試驗(yàn)方法，其特征在于，包括如下步驟：

2.如權(quán)利要求1所述的燃燒室機(jī)匣承壓能力試驗(yàn)方法，其特征在于，所述方法還包括：

3.如權(quán)利要求1所述的燃燒室機(jī)匣承壓能力試驗(yàn)方法，其特征在于，試驗(yàn)時采用作動筒將軸向力和扭矩施加在機(jī)匣上。

4.如權(quán)利要求1所述的燃燒室機(jī)匣承壓能力試驗(yàn)方法，其特征在于，所述方法還包括：

5.如權(quán)利要求4所述的燃燒室機(jī)匣承壓能力試驗(yàn)方法，其特征在于，所述第一載荷放大系數(shù)采用通過有限元仿真獲得，包括如下步驟：

6.如權(quán)利要求1所述的燃燒室機(jī)匣承壓能力試驗(yàn)方法，其特征在于，所述方法還包括：

7.如權(quán)利要求6所述的燃燒室機(jī)匣承壓能力試驗(yàn)方法，其特征在于，所述第二載荷放大系數(shù)采用通過有限元仿真獲得，包括如下步驟：

8.如權(quán)利要求1所述的燃燒室機(jī)匣承壓能力試驗(yàn)方法，其特征在于，所述機(jī)匣耐壓和過壓壓力載荷參照適航條款獲得。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明的目的在于提供一種燃燒室機(jī)匣承壓能力試驗(yàn)方法，其包括如下步驟：獲取符合性驗(yàn)證試驗(yàn)的機(jī)匣耐壓和過壓壓力載荷，獲取溫度修正系數(shù)，獲取最小材料性能修正系數(shù)，獲取最不利幾何尺寸修正系數(shù)，根據(jù)所述機(jī)匣耐壓和過壓壓力載荷、所述溫度修正系數(shù)、所述最小材料性能修正系數(shù)以及所述最不利幾何尺寸修正系數(shù)的乘積計(jì)算得到最終試驗(yàn)壓力載荷。通過本試驗(yàn)方法，能夠?qū)θ紵覚C(jī)匣的適航符合性進(jìn)行驗(yàn)證。

技術(shù)研發(fā)人員：楊眉,許璠璠,任敬琦
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國航發(fā)商用航空發(fā)動機(jī)有限責(zé)任公司
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/9