一种航空发动机端齿连接螺栓工作预紧力确定方

本发明涉及航空发动机，具体涉及一种航空发动机端齿连接螺栓工作预紧力确定方法。背景技术：1、端齿连接结构广泛应用于国内外先进航空发动机高压转子间，包括压气机鼓筒轴端齿、高压涡轮盘端齿结构及多个短螺栓，具有结构简单紧凑、自定心、承载能力强、连接稳定性及装配性好的优点。端齿连接螺栓的主要功能是压紧压气机鼓筒轴端齿、高压涡轮盘端齿，防止发动机转子在工作过程中发生松动，对航空发动机高压转子能否安全可靠工作起着至关重要的作用。2、高压转子间端齿连接结构处于高温、高转速、高机动、高扭矩等复杂工作环境下，如何保证连接螺栓工作有效预紧力是航空发动机连接可靠性设计的关键。公开号为cn112989657a的专利《一种基于法兰接头组件的螺栓预紧力计算方法》解决了压力容器和压力管道法兰密封性问题，但针对端齿连接螺栓，该方法未能考虑到高温、高转速、扭矩、机动等载荷对连接螺栓预紧力的影响，螺栓预紧力确定不当可能导致发动机振动偏大，给发动机带来了安全隐患。3、可见现有的端齿连接螺栓预紧力确定方案还存在亟待改进的空间，应当进行优化调整以考虑多种因素的综合影响，从而确定更为准确的预紧力。因此需要提出更为合理的技术方案，解决现有技术中存在的技术问题。技术实现思路1、至少为克服其中一种上述内容提到的缺陷，本发明提出一种航空发动机圆弧端齿连接螺栓工作预紧力确定方法，旨在根据端齿连接螺栓实际工作的环境情况，综合多种因素的影响判断其实际的预紧力，使端齿连接螺栓的预紧力更为精确可靠。2、为了实现上述目的，本发明公开的方法可采用如下技术方案：3、一种航空发动机端齿连接螺栓工作预紧力确定方法，其特征在于，包括：4、根据拧紧力矩设计值求解确定端齿连接螺栓的初始预紧力；5、在初始预紧力基础上，结合端齿连接螺栓的安装位置及自身材料确定端齿连接螺栓的装配预紧力；6、结合实际工作环境温度，调整装配预紧力得到端齿连接螺栓的螺栓预紧力；7、测定不同转速下的离心力对螺栓预紧力衰减的影响，并拟合建立螺栓预紧力衰减系数与转速的函数表达式；8、结合螺栓预紧力和螺栓预紧力衰减系数确定端齿连接螺栓的螺栓工作预紧力；9、结合端齿承受的扭矩、轴向力和弯矩确定端齿连接螺栓的轴向分离载荷；10、确定根据螺栓工作预紧力与轴向分离载荷的比值，当比值大于1时判断发动机工作状态下端齿连接螺栓的预紧力达到要求，否则判断发动机工作状态下端齿连接螺栓的预紧力偏低。11、按照上述提供的确认方法，可综合考虑多项因素对端齿连接螺栓预紧力的影响，从而可更加准确的进行预紧力的计算与确定。12、进一步的，在本发明中对上述方案进行细化，按照如下方式确定初始预紧力，13、f0＝mt/(k1d)14、其中，f0为初始预紧力，mt为拧紧力矩，k1为拧紧力矩系数，通常情况下k1＝0.2，d为螺纹公称直径。15、进一步的，本发明中对上述方案进行细化，按照如下方式确定装配预紧力，16、f1＝f0·s017、其中，f1为装配预紧力，s0为室温下端齿螺栓连接系统柔度系数。18、再进一步，按照如下方式确定室温下端齿螺栓连接系统柔度系数，19、s0＝s0_b+s0_h+s0_t20、其中，s0_b为螺栓柔度系数，s0_h压气机鼓筒轴端齿安装边柔度系数，s0_t高压涡轮盘端齿安装边柔度系数。21、具体的，按照如下方式确定螺栓柔度系数，22、23、其中，lb为螺栓长度，ab为螺栓面积，e0_b为螺栓室温下材料的弹性模量。24、具体的，按照如下方式确定压气机鼓筒轴圆齿安装边柔度系数，25、26、27、d0≈1.5d+0.1(lh+lt)28、其中，lh为压气机鼓筒轴安装边长度，ah压气机鼓筒轴安装边当量受压面积，e0_h压气机鼓筒轴室温下材料的弹性模量，d0为螺栓孔直径，d0当量圆柱体直径，lt为高压涡轮盘端齿安装边长度。29、具体的，按照如下方式确定高压涡轮盘端齿安装边柔度系数，30、31、其中，lt为高压涡轮盘端齿安装边长度，e0_t为高压涡轮盘端齿室温下材料的弹性模量，at为高压涡轮盘端齿安装边当量受压面积。32、进一步的，在本发明中按照如下方式确定端齿连接螺栓的螺栓预紧力，33、ft＝(f1+δl)/sr34、δl＝(tr-t0)(αhlh+αtlt+αblb)35、sr＝sr_b+sr_h+sr_t36、37、38、39、40、其中，ft为螺栓预紧力，δl为热变形差，tr为螺栓系统工作温度，αh为压气机鼓筒轴材料线膨胀系数，αt为高压涡轮盘材料线膨胀系数，αb为螺栓材料线膨胀系数，sr为螺栓系统柔度系数，sr_b为螺栓的柔度系数，lb为螺栓各段长度，ab为螺栓各段剖面积，erb为螺栓工作温度下材料的弹性模量，h为螺栓头的高度，λ为修正系数(当d/t＝6～10，取λ＝8～9.5；当d/t＝10～20，取λ＝7～8，其中d为螺纹公称直径，t为螺距)，er为综合弹性模量，erm为螺母在工作温度下材料的弹性模量，sr_h为压气机鼓筒轴端齿安装边柔度系数，sr_t为高压涡轮盘圆弧端齿安装边柔度系数，er_h为压气机鼓筒轴工作温度下材料的弹性模量，er_t为高压涡轮盘工作温度下材料的弹性模量。41、进一步的，在本发明中，按照如下方式确定螺栓预紧力衰减系数以及螺栓工作预紧力，42、43、fwork＝ft·ks44、其中，ks为根据建立螺栓预紧力衰减系数与转速的函数表达式求解得到对应转速下螺栓预紧力衰减系数，fl为对应转速下的螺栓预紧力。45、进一步的，在本发明中按照如下方式确定连接螺栓的轴向分离载荷，46、ff＝fm+fn+fz47、48、49、ff_b＝k2(fm+fn+fz)50、n·fwork/ff_b＝x51、其中，ff为总轴向分离力，fm为弯距产生的分离力，fn为扭矩产生的分离力，fz为轴向力，m为弯矩，r为端齿外半径，r为端齿内半径，k2为载荷放大系数，ff_b为对应轴向分离力下的螺栓轴向分离载荷，n为端齿连接螺栓总数量，ff_b/n为单个螺栓的轴向分离载荷，x为螺栓工作预紧力与轴向分离载荷的比值。52、与现有技术相比，本发明公开技术方案的部分有益效果包括：53、本发明通过对端齿连接螺栓预紧力进行确定，综合考虑到发动机实际运转过程中多种因素对螺栓连接造成的影响，进而确定的预紧力更为准确可靠，可避免发动机转子在工作过程中发生松动，保证航空发动机高压转子连接可靠性。