항공기 엔진은 여러 분야의 크로스 절단 및 다중 성분 강력한 커플 링을 갖춘 일반적인 복잡한 엔지니어링 시스템입니다. 그들은 고온, 고압, 고속 및 멀티 필드 부하/환경에서 작동하며 고격성, 경량, 장기 수명 및 높은 신뢰성과 같이 사용하기위한 매우 높은 요구 사항을 충족해야합니다. 그들은 개발에 큰 어려움이있는 극단적 인 제품입니다. 항공기 엔진의 핵심 구성 요소로서, 로터 구조의 구조적 무결성과 신뢰성은 항공기 엔진 설계에서 가장 약한 링크와 병목 현상 제한 엔진 개발입니다.
한편으로, 구조적 시스템은 가혹하고 복잡한 공기 역학적, 기계적 및 열 부하에 적용되는 반면, 역학 (가스 가열-고체)은 재료, 공정 및 기타 분야와 상호 작용하고 제약합니다. 반면에, 구조적 수명은 큰 분산을 나타내며 안전한 비행은 낮은 실패 확률이 필요합니다. 현재 전통적인 결정 론적 설계 기술은 많은 도전에 직면 해 있습니다. 확률 디자인은 미세 설계 방법으로서 신뢰성 요구 사항을 충족하면서 위험을 정량화하고 무게를 줄이며 비용을 줄일 수 있습니다. 고급 항공기 엔진 개발의 병목 현상을 해결하는 가장 유망한 주요 기술 중 하나입니다. 엔진 구조 설계 개발
AeroEngine Structural Design은 정적 강도 설계, 안전한 생명 설계, 결정 론적 손상 공차 설계 및 구조적 확률 디자인의 개발 과정을 거쳤습니다.
정적 강도 설계의 주요 출발점은 주어진 설계 하중 하에서 구조가 파손되지 않는다는 것입니다. 사용 하중 후, 언로드 후 눈에 보이는 영구 변형이 없습니다. 과거에 오랫동안 엔진 부하로 인해 구조의 응력 수준이 매우 낮았으며 구조 수명에 대한 요구 사항이 높지 않았으며 정적 강도 설계는 설계 요구 사항을 충족시킬 수 있습니다.
1954 년 영국의 "혜성"제트 여객기가 폭발하여 바다로 추락했다. 사고의 원인은 항공기 동체의 금속 구조의 피로 효과로 인한 골절 손상이었습니다. 이는 정적 강도에 따라 구조 부품을 설계하면 안전을 보장 할 수 없으며 안전한 서비스 수명 문제는 구조 설계에서 고려되어야 함을 보여줍니다. 사고 후, 안전 수명 방법은 항공기 엔진의 구조 설계에 채택되었습니다.
Safe Life Design의 전제는 구조가 결함이없는 연속 균일 한 몸이라고 가정하는 것입니다. 재료는 특정 분산을 갖기 때문에 엔지니어링의 구조 설계는 종종 실험을 통해 구조의 평균 수명을 결정하고 경험을 결합하여 더 큰 분산 계수를 제공 한 다음 구조의 허용 가능한 수명을 얻습니다.
영국 국방부 표준 (Def Stan 00-971)은 99.87% (예 : {-3 σ)의 곡선이 안전한 수명에 해당하는 SN 곡선으로 취해야합니다. American Aviation Turbojet 및 Turbofan Engine General Specification (MIL-E -5007 d)은 엔진의 전형적인 구조가 안전한 삶의 설계를 채택하고 재료의 허용 가능한 강도와 수명 특성은 -3} -3 σ를 기반으로하며, 해당 신뢰 수준은 95%, CIVILCRACTION (CIVLICE), 공기위원회의 조항을 참조하십시오. 미국의 Aviation Administration (FAA)은 압축기 및 터빈 디스크와 같은 로터 부품의 수명이 Safe Life Design 방법을 사용하여 결정될 것을 요구합니다. 유럽 공동 항공 당국의 항공기 규정 Jar-E는 또한 엔진 로터 부품의 수명이 안전한 수명 방법에 의해 결정되어야한다고 규정하고 있습니다.
Safe Life Design 방법은 엔진 구조 재료의 기계적 특성의 분산을 고려하고 확률 적 관점에서 높은 신뢰성을 확립하여 서비스 중 구조물의 안전을 보장합니다. 그러나 실제 구조에는 포함, 구멍 (균열) 및 공동과 같은 초기 결함이 포함되어야합니다. 따라서 안전한 삶의 설계 방법은 구조의 안전성과 신뢰성을 보장하지 않습니다.
또한 Safe Life Design은 매우 보수적 인 디자인 방법입니다. 현재 95% 신뢰 수준과 99.87% 신뢰성에 따라 1, 000 구조 중 하나만 지정된 균열을 가질 수 있으며 다른 999도 피로 수명에 도달하여 서비스에서 철수 한 것으로 간주 될 수 있습니다. Safe Life 방법을 사용하여 설계된 디스크의 80% 이상이 폐기 된 후에도 여전히 10 배 이상의 수명을 가지고 있기 때문에보다 경제적 인 설계 및 평가 방법을 개발해야합니다.
결정 론적 손상 공차 설계는 엔진 구조 설계의 안전 및 경제 문제를 해결할 수 있습니다. 이 방법은 Safe Life Design 방법과 다릅니다. 재료에 결함이나 작은 균열이 있다고 가정하며 피로 하중의 작용하에 점차 확장되어 결국 구조적 실패로 이어질 것입니다. 결정 론적 손상 공차 설계는 구조의 사용 조건, 재료 특성 및 유지 보수 요구 사항에 따라 구조물의 유지 보수주기 및 최대 허용 균열 크기를 결정하고, 합리적인 범위 내에서 구조적 재료 결함 및 손상 연장을 제어하며 [7] 엔진 구조 유지 보수의 경제적 효율성을 효과적으로 향상시킵니다.
미 공군 엔진 구조적 무결성 개요 (MIL-STD -1783)는 구조의 유지 보수주기를 결정하기 위해 주요 엔진 골절 부품에서 손상 허용 오차 설계, 테스트 및 제어를 수행해야한다고 명시하고 있습니다. 그러나, 결정 론적 손상 공차 설계 방법은 수명 분산에 대한 다양한 임의의 요인의 영향을 정확하게 고려하기가 어렵고, 구조의 고장 확률과 입력 매개 변수의 감도를 정확하게 예측할 수 없다.
위의 엔진 구조 설계 프로세스에서 연구 및 확립 된 기준, 법률 및 방법은 모두 결정 론적이며, 즉 재료 특성, 제조 공정, 미션 사용량 및 기타 매개 변수는 고정 값을 사용하여 구조의 피로 수명을 정확하게 예측할 수 없습니다. 따라서 구조 중량, 서비스 수명 및 설계 기준을 최적화하고 균형을 잡는 것은 어렵고 정량적 신뢰성 지수를 제공하는 것은 불가능합니다. 신뢰성에 따른 수명 요구 사항은 현대적인 엔진 설계의 두드러진 특징이며, 구조적 확률 디자인은 구조적 신뢰성을 보장하는 중요한 설계 방법입니다.
구조적 확률 론적 설계 방법은 구조에 작용하는 실제 외부 하중과 구조의 실제 베어링 용량이 모두 확률 량이라고 생각합니다. 디자인 중에 정확한 값을 제공하는 것은 불가능합니다. 이를 임의 변수 또는 임의의 프로세스라고하며 특정 분포에 순종합니다. 이것을 구조 설계 [10]의 출발점으로 취하면 객관적인 현실에 더 잘 맞을 수 있습니다. 통합 고성능 터빈 엔진 기술 프로그램 (IHPTET)의 연구에서 미국은 확률 론적 설계 방법을 제안하고 로터 시스템에 대한 확률 론적 설계 시스템 (PDS)을 확립하여 구조 설계 예비를 허용 가능한 신뢰성 수준으로 줄이고 그림 2에서 볼 수 있듯이 안전 및 작업 용량 사이의 상대적 균형을 보장했습니다. 핵심 기술 중 하나로 블레이드의 순환 피로를 순환하십시오. 미국 엔진 구조적 무결성 프로그램 (MIL-HDBK -1783 b)은 또한 기존 안전 계수 대신 확률 론적 설계 마진을 사용하면 구성 요소 응답의 변화를보다 정확하게 표현할 수 있다고 지적했다. 미국의 FAA는 민간 항공 분야에서 구조적 확률 론적 설계를 적용하여 FAR33.14를 Airworthiness Clause FAR33.70으로 대체했습니다.
고급 항공기 엔진의 성능 요구 사항을 충족시키기 위해 분말 합금, 금속 간 화합물, 세라믹 재료, 복합 재료 등과 같은 점점 더 많은 새로운 재료가 지속적으로 떠오르고 있습니다. 이러한 재료는 강도, 응력, 밀도 등과 같은 특정 특성에서 전통적인 금속 합금에 비해 명백한 개선이 있지만, 재료 특성에는 많은 불확실한 요인과 새로운 실패 모드가 있으며 결정 론적 설계 방법의 사용은 큰 편차를 생성 할 것입니다. 따라서 새로운 재료, 새로운 구조 및 새로운 프로세스 시스템 하에서 전형적인 엔진 구조에 대한 확률 론적 설계 방법을 채택해야합니다. 전형적인 엔진 구조의 확률 디자인을위한 주요 기술
1. 무작위 요인의 확률 론적 모델 (1) 하중 분산 항공기 엔진, 특히 군사 엔진은 순항, 간단한 스턴트, 복잡한 스턴트, 형성, 공격 및 가로 채기와 같은 많은 비행 임무를 완료해야합니다. 엔진 하중 확률 모델의 확립은 부하 스펙트럼 처리 기술과 결합해야하며 엔진 하중 스펙트럼 및 구조 부하 스펙트럼과 같은 손상 변환 원칙을 연구해야합니다. 엔진 필드 비행 하중 스펙트럼 및 테스트 스펙트럼을 수집하고 처리함으로써, 시간이 지남에 따라 일반적인 엔진 구조의 부하 변동 법칙이 얻어지며, 통계 이론은 일반적인 엔진 구조의 작동 하중 확률 통계적 특성을 설정하는 데 사용됩니다.
(2) 재료 분산 엔진 구조 재료의 준비 과정의 차이는 재료 기계적 성능 매개 변수 (예 : 탄성 모델, 포아송 비, 응력-변형 곡선 등)의 분산을 초래한다. 동시에, 처리 기술의 복잡성으로 인해, 일반적인 엔진 구조의 다른 부분의 재료 특성도 상당히 다릅니다. 따라서, 표준 재료 시편의 테스트 데이터와 구조물의 다른 부분의 특성 시뮬레이션 부분을 결합하여 실험으로 검증 된 확률 모델을 설정해야합니다.
예를 들어, 재료 순환 응력-변형 관계의 분산을 처리하기 위해, 변형은 탄성 변형 성분 및 플라스틱 변형 성분으로 분해 될 수 있으며, 탄성 변형률 성분의 선형 방정식, 플라스틱 변형 성분 및 응력이 각각 확립된다. 위의 방정식은 무작위 화되고,도 3) 프로세스 분산 공정 분산은 재료 준비, 처리 방법 및 탐지 기술과 같은 임의의 인자에 의해 야기되는 구조적 분산을 지칭한다.
초기 결함 무작위성. 단조, 캐스팅 및 핫 등방성 프레스와 같은 재료 준비 방법의 경우, 재료의 포함, 구멍 및 공동과 같은 초기 결함의 수, 위치 및 크기는 그림 4에 표시된 것처럼 모두 무작위입니다. 따라서 표면/지하/내부 결함에 대한 동등한 손상 특성화 방법을 개발해야합니다. 기하학적 차원 무작위성. 일반적인 엔진 구조의 기하학적 치수는 기계적 처리 기술의 불안정성으로 인해 무작위입니다. 이를 위해 감도 분석을 통해 일반적인 엔진 구조의 주요 기하학적 차원 매개 변수를 결정하고 확률 분포 특성을 설정하기 위해 주요 기하학적 차원에 대한 통계를 수행해야합니다.
잔류 응력 무작위성. 엔진 구조 표면 처리 기술 (예 : 샷 피닝, 레이저 강화), 열 처리 기술 (예 : 고체 용액, 노화) 및 기타 프로세스 (예 : 선형 마찰 용접, 전자 빔 용접)와 같은 가공 기술의 불안정성은 표면과 내부의 임의의 잔류 응력을 초래합니다. 잔류 응력의 확률 모델은 수치 시뮬레이션, 프로세스 검사 및 수학 통계를 통해 체계적으로 연구해야합니다.
결함 감지 기술의 무작위성. 다른 검출 기술은 최소 감지 가능한 결함의 크기와 위치에서 무작위성을 초래합니다. 이 무작위성을 설명하기 위해 결함 감지 (POD)의 확률이 도입됩니다. 충분한 결함 유형, 크기 및 위치로 손상된 시편을 준비하고, 결함 검출 테스트를 수행하고, 탐지 데이터의 수학적 모델을 설정함으로써, 검출 기술의 POD 곡선은 통계적 처리에 의해 얻어진다.
2. 전형적인 엔진 구조 전형적인 엔진 구조 (예 : 터빈 블레이드 구조)는 가스 가열-고체 다중 필드의 복잡한 교류 하중/환경에 노출되며, 고장 모드는 주로 피로-크리프, 고조파 복합 피로, 복합주기 복합 피로 등과 같은 복합 피로 고장입니다. 실험을 기반으로 한 하중/환경은 엔진 구조의 확률 론적 설계를위한 핵심 기술이되었습니다. 복잡한 하중/환경에서 일반적인 엔진 구조의 복합 실패 모드의 메커니즘을 밝히고 해당 복합 피로 수명 예측 방법을 개발하기 위해 이론적 연구와 실험적 검증을 밀접하게 결합해야합니다. 하중, 재료 및 공정의 분산과 결합하여 실험에 의해 검증 된 일반적인 엔진 구조의 복합 피로 실패 확률 모델이 확립됩니다.
베이징 항공 우주 대학의 구조적 강도 및 다 분야 최적화 연구 그룹은 WP7 엔진의 고압 터빈 디스크 (GH33으로 만든)를 객체로, 두 가지 손상된 성능 형태를 포함하여 피로-홍보 실패 모드에 의해 검증 된 확률 모델 및 설계 방법을 연구하고 개발하는 대상으로, 두 가지 손상된 성단, 그리고 두 가지 손상된 성능의 형태를 포함합니다. 응용 프로그램 설계 속성 (그림 5). 3. 구조적 확률 반응 분석 기술
전형적인 엔진 구조의 확률 론적 설계에는 많은 학문과 복잡한 구조가 포함됩니다. 구조 실패 확률/신뢰성을 해결하기 위해 수치 방법을 직접 사용하면 계산 시간이 너무 길어집니다. 따라서 구조적 확률 론적 응답 분석 방법을 확립하는 것은 전형적인 엔진 구조의 확률 론적 설계를위한 핵심 기술입니다.
현재, Monte Carlo 방법과 결합 된 응답 표면 방법은 종종 구조적 확률 응답 분석을 수행하는 데 사용되며, 구조적 확률 분석에서 대규모 계산 문제를 해결하기 위해 전형적인 엔진 구조에 적합한 고효율 및 고정밀 확률 응답 분석 방법이 개발된다. 라틴 하이퍼 큐브 방법, 준 몬테 카를로 방법, 라틴 중심 샘플링 및 중요한 샘플링과 같은 샘플링 방법을 사용할 수 있습니다. 신경망, Kriging 모델 및 지원 벡터 머신과 같은 대략적인 모델링 방법을 선택할 수 있습니다 (그림 6).
4. 랜덤 계수 민감도 분석
임의의 요인의 민감도 분석을 통해, 한편으로, 구조 수명의 분산에 영향을 미치는 주요 요인을 결정하여 전형적인 엔진 구조의 확률 론적 설계를위한 설계 기반을 제공 할 수있다. 한편, 구조적 확률 설계에서 감도가 낮은 임의 변수는 결정 론적 매개 변수로 처리하여 계산 시간을 절약하고 솔루션 효율을 향상시킬 수 있습니다. 주요 랜덤 인자의 분산에 초점을 맞추는 것은 구조 실패 확률/신뢰성의 솔루션 정확도를 향상시키는 다른 요인보다 직접적이고 중요합니다.
5. 엔진 전형적인 구조 확률 설계 시스템 우리 국가의 항공 엔진 재료 프로세스 시스템을 목표로하여 독립적 인 지적 재산권을 갖춘 항공 엔진 전형적인 구조 확률 설계 플랫폼을 설립하는 것은 엔진 구조 확률 설계를위한 핵심 기술입니다. 엔진 구조 확률 설계 플랫폼의 실현에는 많은 반복 계산이 필요합니다. 계산 프로세스 동안 기하학적 모델의 각 변경으로 인해 메쉬 및 경계 조건과 같은 분석 데이터가 그에 따라 변경됩니다. 따라서 기하학적 모델과 분석 모델 사이의 연결 기술, 메쉬의 자동 재구성 및 메쉬의 자동 로딩은 해결해야 할 기술적 인 어려움입니다.
예를 들어, Beihang University의 구조적 강도 및 다 분야 최적화 연구 그룹은 가상 블록을 사용하여 복잡한 기하학적 구조를 대체하여 유연한 멀티 블록 메시를 확립하고, 팔로워 포인트의 제약 조건을 도입하여 최적화 반복에서 기하학적 구조의 메쉬 재구성을 달성하고, 고도로 메미스 문제를 해결합니다. 그림 7. National Defense 973 프로그램의 지원으로 Beihang University의 구조적 강도 및 다 분야 최적화 연구 그룹은 터빈 디스크의 결정 론적 설계 프로세스를 기반으로 터빈 디스크 확률 론적 설계 프로세스를 제안하고 확립했으며 처음에는 중국에서 첫 번째 터빈 디스크 구조 확률 설계 시스템 (TPDS)을 확립했습니다. 여기에는 부하 스펙트럼 처리, 임의의 가변 처리, 기하학적 모델링, 고장 모드 분석 및 설계 의사 결정의 주요 기능이 포함되며, 그림 8과 같이 UG, ANSYS 및 MATLAB과 같은 상용 소프트웨어를 통합합니다.
전형적인 엔진 구조의 확률 론적 설계 기술은 고급 엔진 연구 및 개발의 병목 현상을 해결하기위한 가장 유망한 주요 기술 중 하나가되었습니다. 중국의 고급 에어로 엔진의 주요 부분 개발에 점차 사용되고 있습니다. 로컬로 적용되었으며 효과가 나타나기 시작했습니다. 다음 개발 단계에서 다음과 같은 연구 작업이 심화되고 강화되어야합니다.
1. 재료 프로세스 구조 확률 통합 설계 구조 설계, 재료 및 프로세스 통합 및 반복은 고급 에어로 엔진 개발 수준을 향상시키는 기본 경로입니다. 엔진 구조 확률 설계 기술의 효과적인 적용은 재료 및 프로세스의 통합 고려와 분리 할 수 없습니다. 따라서 엔진 구조의 확률 론적 설계는 설계 공급원에서 시작하고, 엔진 구조의 신뢰성에 대한 전형적인 구조 제조 민감한 매개 변수의 영향 메커니즘과 정기적 인 조절을 보여주고, 제조 민감한 매개 변수를 통합하는 전형적인 엔진 구조의 확률 론적 설계 방법을 형성하여 엔진 재료 강조 확률 론적 설계의 이론과 방법을 확립합니다.
2. 여러 분야의 최적화 설계 신뢰성에 기초한 Aero-Engines의 구조 설계에는 공기 역학, 재료, 열전달, 구조 및 강도와 같은 많은 분야가 포함됩니다. 학문은 서로 결합됩니다. 단일 분야의 확률 론적 설계는 설계된 구조가 사용의 신뢰성 요구 사항을 충족한다고 보장 할 수 없습니다.
