(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210903405.0 (22)申请日 2022.07.27 (71)申请人 中国航发沈阳发动机 研究所 地址 110015 辽宁省沈阳市沈河区万 莲路1 号 (72)发明人 李晓冲　韩方军　王华　张海洋　 冯冬民　刘大成　张清　 (74)专利代理 机构 北京航信高科知识产权代理 事务所(普通 合伙) 11526 专利代理师 刘传准 (51)Int.Cl. G06F 30/20(2020.01) G06F 30/17(2020.01) G06Q 10/06(2012.01) G06F 111/10(2020.01) (54)发明名称 一种航空发动机吞鸟能力确定方法 (57)摘要 本申请提供了一种航空发动机吞鸟能力确 定方法， 属于航空发动机试验领域， 该航空发动 机吞鸟能力确定方法包括： 通过 强度仿真方法进 行叶片抗鸟撞能力评估， 通过部件 试验结果对其 修正， 获得叶片抗鸟撞规律； 通过损伤叶片气动 建模， 进行损伤叶片造成的气动影响评估， 通过 挂片试车对其进行修正， 获得损伤叶片对发动机 气动影响规律； 通过试验和仿真的结果， 确定吞 鸟参数与叶片损伤的定量关系； 实现确定航空发 动机吞鸟能力的强度边界与气动边界； 根据发动 机吞鸟强度和气动边界， 结合吞鸟标准确定发动 机的吞鸟能力； 确定吞鸟能力的发动机， 可通过 针对性的改进设计提升发动机吞鸟能力。 权利要求书1页 说明书4页 附图1页 CN 115270467 A 2022.11.01 CN 115270467 A 1.一种航空发动机吞鸟能力确定方法， 其特 征在于， 包括： 步骤S1： 依据给定的吞鸟试验考核的标准， 确定试验 件的吞鸟试验的试验参数； 步骤S2： 根据所述试验参数， 对试验件进行叶片鸟撞强度仿真计算， 获得损伤仿真模 型； 步骤S3： 对试验件进行部件旋转试验， 将部件旋转试验的结果对损伤仿真模型进行校 核， 获得高精度的损伤仿真模型； 步骤S4： 基于所述高精度的损伤仿真模型， 进行气动仿真评估， 获得鸟撞损伤气动损失 评估模型； 步骤S5： 对试验件进行损伤叶片挂片试验， 将损伤叶片挂片试验的结果对鸟撞损伤气 动损失评估 模型进行 校核， 获得高精度的鸟撞损伤气动损失评估 模型； 步骤S6： 调整所述试验参数， 获得试验件叶片不同位置承受不同重量鸟撞击的多种高 精度损伤仿真模型， 确定航空发动机吞鸟能力的强度边界； 通过所述调整高精度的鸟撞损 伤气动损失评估模型的输入参数， 获得试验件叶片不同位置承受不同鸟重量撞击后造成的 推力损失与气动损失的参数， 确定航空发动机吞鸟能力的气动边界； 步骤S7： 根据发动机吞鸟的所述强度边界和所述气动边界， 结合所述吞鸟试验考核的 标准， 确定发动机的吞鸟能力。 2.如权利要求1所述的航空发动机吞鸟能力确定方法， 其特征在于， 步骤S1所述的试验 参数包括： 发动机状态参数， 鸟速参数以及风扇转速参数。 3.如权利要求1所述的航空发动机吞鸟能力确定方法， 其特征在于， 步骤S1还确定试验 通过的评判标准、 吞鸟后发动机执 行的程序及时间、 试验状态持续 运行时间与推力损失。 4.如权利要求1所述的航空发动机吞鸟能力确定方法， 其特征在于， 部件旋转试验的所 述结果为试验件真实损伤叶片的损伤模式， 所述损伤模式包括试验件的裂开、 形变以及掉 块。 5.如权利要求1所述的航空发动机吞鸟能力确定方法， 其特征在于， 所述部件旋转试验 采用的模拟鸟体与所述叶片鸟撞强度仿真计算采用的模拟鸟体相同。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115270467 A 2一种航空发动机吞鸟能力确定方 法 技术领域 [0001]本申请属于航空发动机试验领域， 特别涉及一种航空发动机吞鸟能力确定方法。 背景技术 [0002]航空发动机需要进行吞鸟试验考核， 即按照特定标准吞入一定数量、 重量的鸟体， 以考核航空发动机空中遇鸟时的安全性。 目前， 验证航空发动机的吞鸟能力可通过前期的 静止叶片鸟撞试验、 旋转部件鸟撞试验以及最终的整机吞鸟试验； [0003]目前的吞鸟部件及整机试验主要目的为验证发动机是否可通过吞鸟考核， 由于试 验成本高， 周期长， 且试验次数有限， 不会对发动机吞鸟能力进行全面的了解， 无法明确发 动机的最大最小吞鸟能力。 另外， 发动机具备试验能力时， 其设计阶段已趋近尾声， 若吞鸟 能力不满足要求， 此时需要进行设计改进的成本高、 难度大。 因此， 需要构建一种 可全面了 解发动机吞鸟能力的验证方法， 同时可指导发动机抗鸟撞设计。 发明内容 [0004]为了解决上述问题， 本申请提供了一种航空发动机吞鸟能力确定方法， 包括： [0005]步骤S1： 依据给定的吞鸟试验考核的标准， 确定试验 件的吞鸟试验的试验参数； [0006]步骤S2： 根据所述试验参数， 对试验件进行叶片鸟撞强度仿真计算， 获得损伤仿真 模型； [0007]步骤S3： 对试验件进行部件旋转试验， 将部件旋转试验的结果对损伤仿真模型进 行校核， 获得高精度的损伤仿真模型； [0008]步骤S4： 基于所述高精度的损伤仿真模型， 进行气动仿真评估， 获得鸟撞损伤气动 损失评估 模型； [0009]步骤S5： 对试验件进行损伤叶片挂片试验， 将损伤叶片挂片试验的结果对鸟撞损 伤气动损失评估 模型进行 校核， 获得高精度的鸟撞损伤气动损失评估 模型； [0010]步骤S6： 调整所述试验参数， 获得试验件叶片不同位置承受不 同重量鸟撞击的多 种高精度损伤仿真模型， 确定航空发动机吞鸟能力的强度边界； 通过所述调整高精度的鸟 撞损伤气动损失评估模型的输入参数， 获得试验件叶片不同位置承受不同鸟重量撞击后造 成的推力损失与气动损失的参数， 确定航空发动机吞鸟能力的气动边界； [0011]步骤S7： 根据发动机吞鸟的所述强度边界和所述气动边界， 结合所述吞鸟试验考 核的标准， 确定发动机的吞鸟能力。 [0012]优选的是， 步骤S1所述的试验参数包括： 发动机状态参数， 鸟速参数以及风扇转速 参数。 [0013]优选的是， 步骤S1还确定试验通过的评判标准、 吞鸟后发动机执行的程序及时间、 试验状态持续 运行时间与推力损失。 [0014]优选的是， 部件旋转试验的所述结果为试验件真实损伤叶片的损伤模式， 所述损 伤模式包括试验 件的裂开、 形变以及掉 块。说　明　书 1/4 页 3 CN 115270467 A 3