中国初の160kg推力級積層造形ターボジェットエンジンがコンプレッサー性能評価試験を完了

中国初の160kg推力級積層造形ターボジェットエンジンがコンプレッサー性能評価試験を完了
出典: アビエーションパワー

1月5日、「中国航空エンジン株式会社」の公式Weiboによると、中国航空エンジン株式会社が独自に開発した160kg推力級積層造形ターボジェットエンジンが株洲で圧縮機性能評価試験を完了した。

このエンジンは、構造の最適化設計によりエンジン重量の大幅な軽量化に成功しました。この成果は、航空エンジン分野における多分野トポロジー最適化設計法の応用展望を効果的に検証し、科学研究理論の工学応用への転換を強力にサポートしました。

AECC は、ターボジェット エンジンの設計とプロセス開発において長年の経験を積んできました。Aviation Power に掲載された次の記事「付加製造に基づくマイクロ ターボジェット エンジンの軽量設計とテスト」は、その革新的な精神と強みを評価するために引用されています。


プロジェクトの全体的なアイデアと計画<br /> このプロジェクトの期待目標は、従来の加工技術を使用したエンジンと比較して、エンジン本体の部品点数が50%以上削減され、エンジン本体の重量が15%以上軽減され、推力が10%以上増加することです。プロジェクト全体は、図 1 に示すように、エンジン統合設計フェーズ、エンジン軽量設計フェーズ、エンジン性能を向上させる革新的な冷却構成設計研究の 3 つのフェーズに分かれています。

図1. 積層造形エンジン研究の全体像
エンジン統合設計に関する研究<br /> 現在のマイクロターボジェットエンジンでは、部品の組み立てにボルト締めと溶接を多用しています。従来の構造部品を直接製造するために付加製造技術を使用すると、付加製造技術の利点を十分に活用できず、付加製造技術の限界が拡大する可能性があります。そのために、イノベーションチームは積層造形技術の特徴と限界を組み合わせ、従来のプロセスによるエンジン設計の固定観念を打ち破り、構造構成制約、性能制約、プロセス制約、強度制約、剛性制約などの複数の制約を満たすことを基礎としてエンジン部品構造の統合設計を研究し、統合印刷を実現する必要があります。これにより、コネクタと溶接部品の使用がなくなり、エンジン部品の数が減少し、エンジン組み立ての難易度が下がり、エンジンの寿命と信頼性が向上します。同時に、一部の部品の取り付けエッジの設計がなくなり、部品の軽量化の効果が得られます。そのため、最終的な部品統合計画は、エンジンの軽量化と構造信頼性の向上を目標に決定されました。統合設計研究のアイデアを図 2 に示します。

図2 統合設計研究のアイデア
エンジンの軽量設計に関する研究

イノベーション チームは、エンジン部品の構造機能と耐荷重性能の制約を組み合わせて、積層造形プロセスのトポロジー最適化技術を部品の軽量設計に適用しました。可変密度トポロジー最適化を使用して材料分布を促進し、部品にとって効率的で軽量な革新的な構成を実現します。これに基づいて、積層造形プロセスの制約が考慮され、トポロジー最適化構成が再構築され、部品構造が最適化され、トポロジー構成の製造可能性とエンジニアリング適用性が実現されます。位相空間が小さい一体型ステータ部品では、高度に複雑な構成形成が可能な積層造形の特徴を活かして一体型部品の構造適応性を向上させ、構造剛性と強度を確保しながらステータ部品の軽量設計を実現します。軽量設計研究計画を図3に示します。

図3 軽量設計研究計画

中空インペラディスクの冷却設計に関する研究<br /> イノベーションチームは、トポロジー最適化設計後のローターキャビティ構造の特性に基づいて、新しい空冷式インペラディスク構造を提案しました(図4を参照)。基本原理は、遠心インペラの背面キャビティから中空タービンシャフトを介して冷たい空気をインペラディスクの内側に引き込み、冷却することで、インペラディスクの温度を下げる効果が得られ、エンジン性能が大幅に向上します。

図4 新しい冷却構成設計研究計画
プロジェクトの実施

統合設計ソリューション<br /> イノベーションチームは、従来のエンジン部品の構造、機能、材料、組み立て関係を詳細に分析した後、さまざまな部品統合ソリューションを開発しました。統合構造の性能評価、構造強度評価、ローター・ステータークリアランス評価、積層造形プロセスの実現可能性評価を実施し、構造信頼性を向上できる統合設計技術のブレークスルーを達成し、エンジン部品数を81%削減しました。統合前後のエンジン構造の比較の概略図を図5に示します。

図5 エンジン統合設計の比較
軽量設計ソリューション<br /> イノベーションチームは、積層造形用のトポロジー最適化技術を使用して、ローター部品やステーター部品など、エンジンの主要部品の軽量設計を完成させました。最適化された部品構造は図6に示されており、機械全体の最終的な重量は17.3%削減されました。詳細は表1を参照

図6 統合ステータ部品の軽量設計の前後 表1 積層造形エンジン構造の質量削減の前後の最適化
機械テスト<br /> 現在、イノベーションチームはすべての部品の積層造形の準備を完了しています(図7参照)。積層造形されたステーター部品と従来のローター部品を備えたエンジンは、2回の点火テストを完了しました。エンジン性能は基準を満たし、安定しています。

図7 テスト後のエンジン分解図 シリアル積層造形エンジンのオフサイト作業能力を検証するために、イノベーションチームはシリアル積層造形エンジンを模型飛行機に取り付け、模型飛行機を改造し、特別なデータ伝送システムを開発し、飛行テストを実施しました(図8を参照)。

図8 エンジンを航空機モデルに直列に取り付け、テスト飛行を行う
イノベーション<br /> このプロジェクトの革新点は主に製品構造革新と生産プロセス革新に反映されています。具体的な革新点は以下の通りです。

まず、積層造形技術をベースにしたエンジン部品の統合設計技術を確立しました。この統合技術により、積層造形技術をベースにした高度に統合された小型ターボジェットエンジンが開発され、部品統合率は最大81%に達し、エンジン組み立ての難易度が低減され、エンジンの信頼性と保守性が向上しました。

2つ目は、積層造形による軽量部品設計技術とトポロジー最適化技術を確立することです。このプロジェクトを通じて開発された軽量設計技術は、革新的な中空遠心インペラ、中空タービンシャフト、中空タービンディスクの最適化設計において大きな進歩を遂げ、積層造形プロセスを使用して中空ローター部品の加工と準備を実現しました。

第三に、積層造形技術に基づいた革新的な空冷式インペラディスク構成が提案されました。このプロジェクトを通じて開発された新しい空冷式インペラ構成は、インペラキャビティに冷気を導入することでインペラを冷却します。予備的な推定では、これによりインペラの温度が効果的に低下し、エンジン性能が向上することが示されています。

結論 イノベーションチームは、マイクロターボジェット航空機エンジンを技術検証プラットフォームとして、航空機エンジン設計製造分野における積層造形技術の応用研究を模索し、積層造形技術に基づくエンジン構造の一体化、軽量化、革新的な冷却配置設計技術の研究を行った。航空機エンジンの一体化、軽量化、高信頼性設計を実現し、量産搭載された積層造形エンジンの全機テスト検証を予備的に完了した。このプロジェクトで得られた統合軽量設計技術は、エンジンの設計と製造能力の向上に大きな意義があり、高性能エンジンの開発に応用することができます。

エンジン、航空、金属、ターボジェット

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