本发明涉及航空发动机转子结构设计领域，具体而言，涉及一种航空发动机转子止口螺栓结构的辅助设计方法。

背景技术：

1、止口螺栓连接作为一种结构简单、安装方便、定心性能好的连接结构，被广泛应用到航空发动机转静子系统中。连接的多个接触界面使结构本质上具有非连续特征，不仅造成结构的刚度非线性，还将产生不可忽视的摩擦阻尼。同时，现代先进航空发动机对高性能和高推重比的不断追求，结构刚度不断减弱，但承受的负荷却不断增加，使得连接的非线性影响更为突出，成为引发结构系统复杂振动行为和振动超标的关键因素之一。开展航空发动机转子止口螺栓结构的辅助设计方法研究，是航空发动机转子安全平稳运行的重要前提。

2、根据检索，与本发明相关的文献有[1]王志,李吉凯,刘玉.带止口法兰连接结构刚度特性对结构振动影响[j].航空动力学报,2019,34(06):1201-1208；

3、[2]于平超,赵芝梅,侯丽,陈果.止口螺栓连接结构解析建模与阻尼特性分析[j].航空动力学报,2021,36(12):2490-2502

4、文献[1]中对带有止口的法兰连接结构刚度特性进行了数值仿真研究。使用有限元软件ansys分析了带有止口的法兰连接结构的迟滞特性。基于法兰弯曲变形时每个扇区的不同状态建立了整个法兰结构的弯曲刚度简化模型，并对该简化模型进行了仿真。

5、文献[2]中针对止口螺栓连接，从连接结构轴向拉压力学行为分析出发，提出了可模拟连接非线性刚度和阻尼耗散的扇区模型，基于此构建了弯矩载荷下的非线性解析模型。通过与三维实体有限元模型计算结果的对比分析，验证了所提出模型的有效性，并揭示了连接的非线性刚度特性和迟滞阻尼特性。

6、上述文献中的模型均没有考虑法兰长度和离心载荷的影响。已有文献中的模型没有考虑法兰长度和离心载荷的影响，得到的结构设计参数准确性较低，不利于指导止口螺栓结构设计。

7、总之，现有的航空发动机转子止口螺栓结构，模型没有考虑法兰长度和离心载荷的影响，得到的结构设计参数可行性低，不利于指导止口螺栓结构设计。

技术实现思路

1、技术问题：针对航空发动机转子止口螺栓结构的设计过程中结构设计参数可行性低的问题，本发明提供了一种航空发动机转子止口螺栓结构的辅助设计方法，在结构设计时快速准确地得到给定最大设计弯矩对应的结构法兰长度、转子最大工作转速对应的过盈量阈值。提高结构设计效率，保证结构稳健性。

2、技术方案：本发明提供了一种航空发动机转子止口螺栓结构的辅助设计方法，包括如下步骤：

3、s1.建立航空发动机转子止口螺栓结构分析模型，首先分析止口螺栓结构的承受拉伸和压缩载荷时变形，建立法兰长度和结构刚度的关系；

4、其次，分析止口处承受的接触压力和接触刚度；最后基于结构刚度、止口处接触压力和接触刚度得到结构在弯曲变形时承受的弯矩；

5、s2.计算不同转速下的止口处接触压力，得到转子最大工作转速对应的过盈量阈值；

6、由经验选取几组不同的法兰长度，计算不同法兰长度下结构承受的弯矩范围，根据结构所需承受的弯矩阈值，得到给定最大设计弯矩对应的法兰长度。

7、进一步的，所述法兰长度和结构刚度中，止口螺栓结构承受压缩载荷时，法兰抗压刚度为：

8、

9、其中，kc1，kc2分别为法兰盘1、法兰盘2的抗压刚度，e为弹性模量，w为一个扇区的等效宽度：

10、

11、式中，ro1为法兰盘2的外径，ro2为法兰盘1的外径，ri2为法兰盘1的内径，t1为法兰盘1的厚度，l3为法兰长度，h1为法兰盘2的厚度。

12、进一步的，所述法兰长度和结构刚度中，止口螺栓结构承受拉伸载荷时，法兰的抗拉刚度为：

13、

14、式中，ft为拉力；f1为止口接触面的摩擦力，与止口过盈产生的压力有关；δa为法兰端点a点，即止口处的挠度。

15、进一步的，止口螺栓结构为过盈配合，考虑离心力时，止口初始过盈量δ下单个连接扇区受到的法向接触力为：

16、fp＝αrce′ro2δ-δfω

17、其中，αr为单个连接扇区对应的弧度，c为接触系数，e′为接触弹性模量，ro2为止口处半径，δfω为两法兰盘单个连接扇区的离心力之差。

18、进一步的，单个扇区的法向刚度和切向刚度为：

19、kpn＝0.5αrce′ro2

20、kps＝βkpn

21、其中，αr为单个连接扇区对应的弧度，c为接触系数，e′为接触弹性模量，ro2为止口处半径，kpn、kps、β分别为单螺栓法兰法向刚度、单螺栓法兰切向刚度、系数；

22、因此，摩擦力f1为：

23、

24、式中，μ、δ、ε分别为摩擦系数、一个螺栓法兰的位移和止口的位移。

25、进一步的，所述法兰抗压刚度及法兰的抗拉刚度，螺栓法兰的拉伸力和压缩力为：

26、fti＝ktiδi-f1

27、fci＝kciδi-f1

28、式中，fti、fci分别为第i个螺栓法兰的拉伸力和压缩力，kti、kci分别为第i个螺栓法兰的抗拉刚度和抗压刚度，δi为第i个螺栓法兰的挠度。

29、螺栓法兰的总轴向力为：

30、

31、其中fai是第i个螺栓法兰的轴向力；

32、弯矩m为：

33、

34、由弯矩m可得迟滞回线判断出最大设计弯矩对应的法兰长度。

35、有益效果：本发明针对航空发动机转子止口螺栓结构设计，提出了一种辅助设计方法，该方法建立了法兰长度、过盈量、结构承受的弯矩及转速之间的关系，可以在结构设计时快速得到给定最大设计弯矩对应的结构法兰长度、转子最大工作转速对应的过盈量阈值。提高结构设计效率，保证结构稳健性。

技术特征：

1.一种航空发动机转子止口螺栓结构的辅助设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机转子止口螺栓结构的辅助设计方法，其特征在于，所述法兰长度和结构刚度中，止口螺栓结构承受压缩载荷时，法兰抗压刚度为：

3.根据权利要求2所述的一种航空发动机转子止口螺栓结构的辅助设计方法，其特征在于，所述法兰长度和结构刚度中，止口螺栓结构承受拉伸载荷时，法兰的抗拉刚度为：

4.根据权利要求3所述的一种航空发动机转子止口螺栓结构的辅助设计方法，其特征在于，止口螺栓结构为过盈配合，考虑离心力时，止口初始过盈量δ下单个连接扇区受到的法向接触力为：

5.根据权利要求4所述的一种航空发动机转子止口螺栓结构的辅助设计方法，其特征在于，单个扇区的法向刚度和切向刚度为：

6.根据权利要求3所述的一种航空发动机转子止口螺栓结构的辅助设计方法，其特征在于，

技术研发人员：张大海,高程明,何俊增,唐振寰,李坚,费庆国,姜东,李彦斌受保护的技术使用者：东南大学技术研发日：技术公布日：2024/1/15