一种航空发动机轴类部件支撑刚度模拟器制造技术

本发明专利技术属于航空发动机轴类部件结构强度试验领域，涉及一种航空发动机轴类部件支撑刚度模拟器。本发明专利技术为采用镂空的圆筒设计的鸟笼式结构，所述刚度模拟器为立式层叠结构，由上、下轴承座及连接螺栓组成；所述刚度模拟器的内部结构形状和尺寸由航空发动机轴类部件真实结构决定，保留航空发动机轴的轴承及附件的真实结构、加工和装配工艺；所述刚度模拟器的外部结构形状和尺寸由大型有限元软件优化设计模块，按照要求的几何特征参数对圆筒的镂空结构、形状进行优化设计。本发明专利技术降低模拟器径向刚度的同时保证具有足够的轴向刚度，消除了试验误差。

A support stiffness simulator for shaft components of Aeroengine

The invention belongs to the field of the structural strength test of an aircraft engine shaft component, and relates to a supporting stiffness simulator for an aero-engine shaft component. The present invention is a bird cage structure designed with a hollow cylinder. The stiffness simulator is a vertical laminated structure consisting of an upper, a lower bearing seat and a connecting bolt. The internal structure shape and size of the stiffness simulator is determined by the actual structure of the aero engine shaft components, retaining the bearings and accessories of the aero engine shaft. The external structure and size of the stiffness simulator are based on the optimization design module of the large finite element software and the optimized design of the hollow structure and shape of the cylinder according to the required geometric characteristic parameters. The invention reduces the radial stiffness of the simulator while ensuring sufficient axial stiffness and eliminates the test error.

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机轴类部件支撑刚度模拟器
本专利技术属于航空发动机轴类部件结构强度试验领域，涉及一种航空发动机轴类部件支撑刚度模拟器。
技术介绍
发动机旋转部件的强度、寿命、刚度、损伤容限研究作为型号研制中的一项关键技术，迫切需要相关的试验验证。大涵道比涡扇发动机轴类部件的结构、强度、刚度、寿命试验是商用发动机适航取证过程中必须进行的项目之一。必须建立完整的研究体系，降低取证成本和风险，保证型号研制周期。通常航空发动机轴类部件的最大工作载荷比台架试车的载荷大很多，在试车台上进行的发动机整机试车，无法对轴类部件的疲劳寿命进行有效的试验验证。因此，在专门的试验器上进行轴类部件疲劳寿命试验验证，具有特别重要的意义。发动机轴类部件作为大涵道比涡扇发动机传递功率的重要部件，一旦出现断裂故障，会造成极其严重的后果，因此要求发动机轴类部件具有很高的可靠性和极低的破坏率。对于如此重要而又受力复杂的零件，仅仅依据强度理论计算疲劳寿命和强度储备来保证使用安全是不够的，必须经过试验验证。在飞行中，发动机轴类部件承受的载荷非常复杂。这些载荷主要为：主扭矩、轴向力、振动扭矩和旋转弯矩。由于发动机结构上的需要，发动机轴类部件通常设计有孔、槽、花键和台阶等复杂的几何形状。这些部位由于应力集中因素的存在，导致局部应力很高。发动机轴类部件寿命的长短、强度储备往往也就是由这种局部应力很高的危险截面来确定。80年代初国内某单位从英国引进了能联合施加多种载荷的轴类部件疲劳试验器。该试验器存在明显的缺点，即：试验轴上不能有转子支点，这是个很致命的缺点，因为悬臂轴的大弯矩截面都位于支点附近，不能加支点，势必导致刚度边界条件模拟不真实，从而造成试验结果的严重失真。
技术实现思路
本专利技术的目的是：针对目前在航空发动机轴类部件的试验中试验轴上不能有转子支点的缺点，提供一种可实现轴类部件支撑刚度模拟的鸟笼式刚度模拟器。本专利技术的技术方案是：一种航空发动机轴类部件支撑刚度模拟器，所述刚度模拟器为采用镂空的圆筒设计的鸟笼式结构，所述刚度模拟器为立式层叠结构，由上、下轴承座及连接螺栓组成；所述刚度模拟器的内部结构形状和尺寸由航空发动机轴类部件真实结构决定，保留航空发动机轴的轴承及附件的真实结构、加工和装配工艺；所述刚度模拟器的外部结构形状和尺寸由大型有限元软件优化设计模块，按照要求的几何特征参数对圆筒的镂空结构、形状进行优化设计。本专利技术的有益效果：本专利技术采用镂空的圆筒设计了鸟笼式刚度模拟器，降低模拟器径向刚度的同时保证具有足够的轴向刚度；本专利技术消除了结构、材料、加工和装配工艺对试验的影响，在满足体积、强度储备系数的限制下，设计出最佳的结构，在试验器上真实再现了航空发动机轴类部件的支撑边界条件，消除了试验误差。本专利技术对其它轴类部件试验支撑刚度和边界条件的模拟具有很好的推广意义。附图说明图1是本专利技术所述的某两支点航空发动机轴类部件结构图；图2是本专利技术所述的刚度模拟器示意图；图3是本专利技术所述的刚度模拟器下轴承支座设计尺寸示意图；图4是本专利技术所述的刚度模拟器上轴承支座设计尺寸示意图；图5是本专利技术所述的刚度模拟器与发动机轴等附件装配示意图；图6是本专利技术所述的刚度模拟器有限元模型；图7是本专利技术所述的下轴承座位移云图；图8是本专利技术所述的上轴承座位移云图；图9是本专利技术所述的刚度模拟器位移云图；图10是本专利技术所述的下轴承座应力云图；图11是本专利技术所述的上轴承座应力云图；其中，1-内钢套、2-滚棒轴承、3-杯型垫圈、4-螺母、5-封严篦齿A、6-封严篦齿B、7-深沟球轴承、8-弹簧卡圈、9-止动片、10-螺母、11-衬套、12-调整垫、13-上轴承支座、14-连接螺栓、15-下轴承支座。具体实施方式下面结合附图对本专利技术的具体实施方式做进一步说明。以某大涵道比涡扇发动机风扇轴为例，图1为风扇轴、轴承及相关附件结构装配示意图，包括内钢套1、滚棒轴承2、杯型垫圈3、螺母4、封严篦齿A5、封严篦齿B6、深沟球轴承7、弹簧卡圈8、止动片9、螺母10、衬套11、调整垫12。“鸟笼式”刚度模拟器在试验过程中对试验件起支持作用，主要承受弯矩和轴向载荷。轴向载荷通过深沟球轴承由上刚度模拟器承担；试验件受弯矩作用发生摆动变形，上、下刚度模拟器受到方向相反的力，形成力偶，以平衡试验件承受的载荷。滚棒轴承(1号支点)和深沟球轴承(2号支点)通过一些附件分别为风扇轴提供2.7E4N/mm和6.0E4N/mm的支撑刚度，如图1所示。风扇轴通过杯型垫圈组件、螺母、封严篦齿A、封严篦齿B、内钢套和滚棒轴承与上轴承座相连，通过调整垫、衬套、弹簧卡圈、螺母、止动片和深沟球轴承与下轴承座相连。在设计鸟笼式刚度模拟器时，为了消除材料和加工工艺对试验本身的影响，以模拟风扇轴真实边界条件，从而消除试验器设计带来的实验误差，这些零部件与风扇轴和鸟笼式刚度模拟器接触的部位采用原结构尺寸和加工工艺。因此鸟笼式刚度模拟器的内部尺寸和形状便由这些零部件的装配几何形状决定，不允许更改。本专利技术刚度模拟器采用立式层叠结构，如图2所示。包括上轴承支座13、连接螺栓14和下轴承支座15。通过优化刚度模拟器的外部形状和几何尺寸，以达到模拟风扇轴承受的真实微小刚度，如图3和图4所示。在本刚度模拟器设计过程中，采用有限元工程软件的优化设计板块，分别以上轴承支座和下轴承支座的外部几何尺寸为设计变量，其中L1、L2、L3、L4、L5、L6、D、D1、D2、R1、R2为下轴承支座的设计变量，L7、L8、L9、L10、L11、R3为上轴承支座的设计变量；分别以上轴承支座和下轴承支座的最大等效应力和刚度模拟器直径为约束变量；分别以上轴承支座和下轴承支座的刚度为目标函数，进行优化设计，优化之后的刚度模拟器与风扇轴的装配如图5所示。本专利技术刚度模拟器，将圆筒镂空，目的是降低模拟器径向刚度的同时保证具有足够的轴向刚度。本专利技术在圆筒的侧壁纵向开有若干椭圆孔。优化过程中，刚度模拟器有限元模型采用壳元模拟，上、下轴承支座对接处采用MPC模拟螺栓连接。根据实际结构形式，下轴承支座上部施加固定约束，模拟轴承支座与试件固定座之间的连接关系，如图6所示。下轴承座下端施加25000N载荷，位移云图如图7所示，加载端最大位移为0.814mm，其刚度为30713N/mm，考虑20％设计余量，其刚度满足设计值27000N/mm。上轴承座上端施加25000N载荷，位移云图如图8所示，加载端最大位移为0.359mm，其刚度为69638N/mm，考虑20％设计余量，其刚度满足设计值60000N/mm。轴承座最大位移为1.53mm，位于下轴承座加载部位，如图9所示。轴承座局部单元最大应力为661MPa，位于下轴承座椭圆形开孔上部，靠近上、下轴承座对接处，其它椭圆孔上部应力值也较大，如图10所示；轴承座应力均匀处应力最大值为550MPa左右，位于上轴承座下部椭圆孔周围，如图11所示。轴承座材料为30CrMnSiA，强度极限为1175MPa，则轴承座应力储备系数为1.78。根据以上优化结果，本刚度模拟器满足边界模拟、应力储备系数、刚度和体积要求。发动机轴类部件支撑刚度非常小，轴承之间的距离短且要求长时间工作。在此情况下，如何在狭小的空间内真实模拟轴承微小支撑刚度成为航空发动机轴类试验器设计的难点和本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航空发动机轴类部件支撑刚度模拟器，其特征为：所述刚度模拟器为采用镂空的圆筒设计的鸟笼式结构；所述刚度模拟器为立式层叠结构，由上、下轴承座及连接螺栓组成；所述刚度模拟器的内部结构形状和尺寸由航空发动机轴类部件真实结构决定，保留航空发动机轴的轴承及附件的真实结构、加工和装配工艺。

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机轴类部件支撑刚度模拟器，其特征为：所述刚度模拟器为采用镂空的圆筒设计的鸟笼式结构；所述刚度模拟器为立式层叠结构，由上、下轴承座及连接螺栓组成；所述刚度模拟器的内部结构形状和尺寸由航空发动机轴类部件真实结构决定，保留航空发动机轴的轴承及附件的真实结构、加工和装配工艺。2.根据权利要求1所述的航空发动机轴类部件支撑刚度模拟器，其特征为：所述刚度模拟器的外部结构形状和尺寸由大型有限元软件优化设计模块，按照要求的几何特征参数对圆筒的镂空结构、形状进行优化设计。3.根据权利要求2所述的航空发动机轴类部件支撑刚度模拟器，其特征为：所述刚度模拟器的设计，分别以上轴承支座和...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙万超，李扬眉，高翔，燕群，黄文超，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61