【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及渦扇發動機設計領域，尤其涉及一種渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法。
技術介紹
1、渦扇航空發動機進氣道主要作用是為發動機提供穩定均勻的進氣流并對行減速增壓，以保證發動機在飛機飛行過程中工作穩定可靠。進氣道具有抗鳥撞、降噪、防冰、防火與通風換熱等方面的功能設計要求。
2、如圖1以及圖2示出了現有進氣道的示意圖，進氣道主要由唇口91、前隔框92、后隔框93、外壁板94、內壁板95、對接環96六部分組成，其中唇口91、前隔框92、后隔框93為進氣道抗鳥撞的主要區域。進氣道各個零件之間通過鉚釘、螺栓組裝連接：唇口91與前隔框92通過沉頭鉚釘連接，外壁板94與前隔框92、后隔框93通過沉頭鉚釘連接，內壁板95與唇口91通過沉頭高鎖螺栓連接，內壁板95與對接環96通過沉頭高鎖螺栓連接，后隔框93與對接環96通過鉚釘連接，對接環96與風扇機匣前安裝法蘭通過螺栓連接。
3、在如圖1至圖2中所示的渦扇航空發動機進氣道與飛鳥97發生鳥撞時，會造成唇口和外壁板產生大的形面變形或損傷，甚至可能會整個進氣道從發動機上脫落。民用航空發動機的部分防冰管路、eec、滑油管路等重要附件都安裝在位于進氣道后隔框后的風扇艙內部，進氣道發生鳥撞時若這些附件遭受破壞，將嚴重影響發動機的正常工作或發動機起火，甚至可能會導致機毀人亡的嚴重后果。盡管飛機在運營過程中已采取了必要的措施(如在機場布置驅鳥裝置)來防止鳥撞事故的發生，但是飛機在航行中仍無法完全避免鳥撞的發生。在適航條款ccar25.571(e)、far25.751(e)中對飛機
4、一方面進氣道適航取證鳥撞試驗必須采用完整的進氣道開展試驗；另一方面鳥撞試驗屬于高速沖擊破壞性試驗，試驗費用昂貴、試驗周期長，因此建立準確可靠的渦扇航空發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，在渦扇航空發動機進氣道產品研發過程中采用數值仿真分析進行抗鳥撞設計，可以大幅降低試驗費用、縮短試驗周期等。
技術實現思路
1、本專利技術的目的在于提供一種渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，能夠降低試驗費用、縮短試驗周期，同時試驗具有良好的可靠性。
2、為實現前述目的的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其包括如下步驟：
3、a.獲取所述進氣道的設計要求；
4、b.獲取所述進氣道的設計輸入；
5、c.對所述進氣道進行有限元建模，包括對所述進氣道各部件進行有限元網格劃分，以及定義所述進氣道各部件的材料模型；
6、d.對建立的模型進行檢查，包括單元類型檢查、網格質量檢查以及材料模型及參數檢查，并判斷參數與分析輸入是否一致，若否，則返回步驟c修改有限元模型；
7、e.對鳥體進行有限元建模，包括對鳥體進行有限元網格劃分，以及對鳥體定義材料模型；
8、f.仿真計算參數定義，包括接觸對定義、飛行速度定義、邊界條件定義、沙漏能控制參數定義、計算輸出參數定義以及求解控制參數定義；其中，接觸對定義包括：將鳥體與所述進氣道結構各零件之間采用點-面接觸，定義鳥體為從面，定義所述進氣道結構零件為主面；將所述進氣道各零件之間采用面-面接觸，剛度較小的作為從面，剛度大的作為主面，或速度大的作為從面，速度小的作為主面，或網格尺寸小的作為從面，網格尺寸大的作為主面；
9、g.對前述步驟生成的文件進行計算；
10、h.對計算結果進行后處理；
11、i.根據步驟h的后處理結果進行設計符合性檢查；
12、j.根據步驟i給出當前進氣道結構抗鳥撞設計是否滿足強度設計要求結論；
13、k.若步驟j判斷結論當前進氣道不滿足抗鳥撞設計要求，根據步驟h計算結果開展進氣道結構優化設計，重復步驟c至步驟j直至進氣道滿足抗鳥撞強度設計要求。
14、在一個或多個實施例中，步驟a所獲取的設計要求包括：
15、所述進氣道不從發動機上脫落；以及
16、所述進氣道后隔框不被鳥體擊穿且后隔框變形不能擠壓安裝在風扇艙內影響發動機正常工作的附件。
17、在一個或多個實施例中，所述進氣道不從發動機上脫落的設計要求為：所述進氣道遭受鳥撞后對接環與風扇機匣前安裝法蘭的連接螺栓破壞區域范圍不大于周向30°范圍。
18、在一個或多個實施例中，所述設計輸入包括所述進氣道幾何模型、進氣道材料參數以及鳥體模型。
19、在一個或多個實施例中，在步驟b后還包括如下步驟：
20、設計輸入檢查。
21、在一個或多個實施例中，在步驟c中，對于所述進氣道各部件進行有限元網格劃分包括對所述進氣道的唇口、前隔框、后隔框、外壁板、內壁板中的面板蒙皮采用殼單元模擬，零件中的蜂窩采用實體單元模擬，對于鉚釘和螺栓連接件采用spotweld點焊單元模擬；對于定義所述進氣道各部件的材料模型包括：定義所述進氣道結構材料高應變率參數和單元失效參數，對于金屬材料采用等效失效塑性應變表征材料失效以及，對于復合材料采用最大拉/壓應變表征材料失效。
22、在一個或多個實施例中，在步驟d中，所述單元類型檢查包括對于殼單元是否采用4節點殼單元，以及對于實體單元是否采用8節點六面體單元。
23、在一個或多個實施例中，在步驟e中，對鳥體采用光滑粒子模擬，鳥體的材料模型選用均勻流體力學材料模型，狀態方程選用grüneisen狀態方程。
24、在一個或多個實施例中，在步驟e后，還包括如下步驟：
25、鳥體模型質量檢查。
26、在一個或多個實施例中，在步驟k后，還包括如下步驟：
27、綜合步驟a至步驟k編寫進氣道鳥撞仿真分析報告。
28、本專利技術的有益效果在于：
29、通過對適航條款解讀明確渦扇航空發動機進氣道抗鳥撞設計要求，同時建立了渦扇航空發動機進氣道鳥撞仿真分析工作流程將仿真分析工作規范化，通過渦扇航空發動機進氣道鳥撞仿真分析獲取撞擊過程中零組件的變形、破壞等信息，指導進氣道結構優化設計，同時能夠通過建立連接單元模獲取撞擊過程中鉚釘、螺栓等連接件的受力、破壞等信息，指導進氣道結構優化設計，從而可以對變形過大或破壞嚴重的零件進行增強，實現進氣道結構優化設計，確保進氣道在滿足抗鳥撞設計要求的前提下盡可能減小重量以提升發動機推力比
30、上述說明僅是本申請技術方案的概述，為了能夠更清楚了解本申請的技術手段，而可依照說明書的內容予以實施，并且為了讓本申請的上述和其它目的、特征和優點能夠更明顯易懂，以下特舉本申請的具體實施方式。
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1.一種渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，包括如下步驟：
2.如權利要求1所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，步驟a所獲取的設計要求包括：
3.如權利要求2所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，所述進氣道不從發動機上脫落的設計要求為：所述進氣道遭受鳥撞后對接環與風扇機匣前安裝法蘭的連接螺栓破壞區域范圍不大于周向30°范圍。
4.如權利要求1所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，所述設計輸入包括所述進氣道幾何模型、進氣道材料參數以及鳥體模型。
5.如權利要求1所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，在步驟b后還包括如下步驟：
6.如權利要求1所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，在步驟c中，對于所述進氣道各部件進行有限元網格劃分包括對所述進氣道的唇口、前隔框、后隔框、外壁板、內壁板中的面板蒙皮采用殼單元模擬，零件中的蜂窩采用實體單元模擬，對于鉚釘和螺栓連接件采用SPOTWELD點焊單元模擬；對于定義所述進氣道各部件的材料模型包括：定義所述進氣
7.如權利要求1所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，在步驟d中，所述單元類型檢查包括對于殼單元是否采用4節點殼單元，以及對于實體單元是否采用8節點六面體單元。
8.如權利要求1所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，在步驟e中，對鳥體采用光滑粒子模擬，鳥體的材料模型選用均勻流體力學材料模型，狀態方程選用Grüneisen狀態方程。
9.如權利要求1所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，在步驟e后，還包括如下步驟：
10.如權利要求1所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，在步驟k后，還包括如下步驟：
...【技術特征摘要】
1.一種渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，包括如下步驟：
2.如權利要求1所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，步驟a所獲取的設計要求包括：
3.如權利要求2所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，所述進氣道不從發動機上脫落的設計要求為：所述進氣道遭受鳥撞后對接環與風扇機匣前安裝法蘭的連接螺栓破壞區域范圍不大于周向30°范圍。
4.如權利要求1所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，所述設計輸入包括所述進氣道幾何模型、進氣道材料參數以及鳥體模型。
5.如權利要求1所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，在步驟b后還包括如下步驟：
6.如權利要求1所述的渦扇發動機進氣道鳥撞仿真分析方法，其特征在于，在步驟c中，對于所述進氣道各部件進行有限元網格劃分包括對所述進氣道的唇口、前隔框、后隔框、外壁板、內壁板中的面板蒙皮采用殼單元模擬，零件中的蜂...
【專利技術屬性】
技術研發人員：林家堅，余天竑，閆曉彤，柴象海，韋勇，
申請(專利權)人：中國航發商用航空發動機有限責任公司，
類型：發明
國別省市：
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