大涵道比涡扇发动机在工作时极易吸入飞鸟,影响发动机的结构安全性。国外高度重视发动机吸鸟时的结构安全性问题,并发展了适航条款来规范发动机吸鸟时的最低结构安全性要求,以及达成这种结构安全性要求所必须开展的分析、仿真、试验等研究工作的指南;国内在相关领域的研究处于起步阶段,缺乏有效的分析手段和评估方法。本文以大涵道比涡扇发动机吸鸟结构安全性为研究对象,开展发动机吸鸟适航符合性验证方法与流程、发动机典型承力结构吸鸟时载荷传递规律、动态响应数值分析方法、整机中关键承力部件的安全性分析等研究工作,主要研究工作与结果如下:(1)以大涵道比涡扇发动机吸鸟结构安全性分析与评估的研究背景和意义为切入点,深入介绍了国内外在吸鸟适航条款起源、制订、升级等研究领域的发展沿革与适航符合性验证方法的研究及应用进展,对航空发动机结构安全分析的理论发展及工程技术进展进行了详细论述,指出国内目前相关研究工作应该更加关注适航符合性验证分析、设计相关的流程规范制订,以及可支持适航符合性验证的分析、建模、仿真、试验等工程技术方法的有机结合等技术发展趋势。(2)依据航空发动机吸鸟适航条款的要求、取证流程与验证方法,对现行有效的吸鸟适航条款所要求必须开展的研究工作开展了分析研究,对吸鸟适航符合性验证的技术体系要求及关键技术开展了解读,对国外相关技术路线开展了归纳,系统梳理了技术路线的内在逻辑关系,提出了大涵道比涡扇发动机吸鸟适航符合性设计流程,指出,应采用归纳分析、建模仿真与试验验证相结合的手段对吸鸟适航条款的要求进行符合性分析,设计流程中应至少包含基础分析验证、零件级分析验证、组件级分析验证和整机级分析验证四个层级,相关研究工作应形成流程闭环,本文研究的重点为组件级分析与验证方法,提出了采用分析/计算与实验室验证相结合的符合性验证方法开展组件级分析工作,以填补国内相关研究的空白。(3)以发动机承力结构在吸鸟时的动态响应及载荷传递规律为研究对象,对发动机典型承力结构的简化开展了研究,在此基础上,对实验室条件下发动机典型结构吸鸟时载荷传递的试验方法进行了实践,开展了不同吸鸟速度和不同旋转速度下的模拟风扇转子吸鸟试验,深入探索了发动机典型承力结构吸鸟时载荷传递的影响规律;研究结果表明:所简化设计搭建的模拟风扇转子存在两条明显的载荷传递路径,一条沿轴系与支承传递,一条沿支板与机匣传递;各个特征位置振动的载荷传递顺序为前鼓筒-前支板/前机匣-后机匣;各个特征位置的振动剧烈程度与初始冲击能量的变化关系较大,与受撞击时的转速变化关系较小。(4)针对发动机承力结构在吸鸟时的动态响应分析方法,对发动机典型承力结构吸鸟的动态响应与载荷传递开展了有限元建模与数值分析工作,讨论了风扇前支点等效刚度、转速和吸鸟速度变化对吸鸟结构动态响应的影响规律,使用模拟风扇转子吸鸟试验结果验证了有限元建模与分析方法的有效性;研究结果表明,绝大部分特征位置加速度响应仿真值与试验值吻合较好,试验值较好地验证了有限元模型的有效性和分析方法的准确性;风扇前支点等效刚度变化对吸鸟动态响应结果的影响较为明显,动态响应的加速度响应幅值大小与等效刚度大小呈反比关系;各特征位置加速度响应幅值及传递速率与转速和吸鸟速度变化带来的冲击能量变化、结构刚度和接触非线性因素变化密切相关;发展和利用综合关键响应参数分析方法,对12组模拟风扇转子进行了转子结构吸鸟分析与评估,评估了最危险的试验工况,得到了各关键部件动态响应随转速和鸟速变化的趋势。(5)综合上述阶段研究成果,针对大涵道比涡扇发动机吸鸟适航符合性验证中结构安全评估的有关问题,分别对发动机整机吸鸟、风扇叶片损伤表征关键参数分析方法、整机结构中关键部件吸鸟的动态响应开展建模、模型验证、仿真及对比分析工作,建立了组件级结构安全分析流程,系统评估了关键部件吸鸟结构安全性;研究结果表明:使用关键参数分析的风扇吸鸟最大损伤位置位于70%叶高附近,整机按70%叶高吸入单只大鸟后,造成如下不安全结果:鸟撞造成叶尖偏摆可能导致叶片间及叶片/机匣相互作用;冲击载荷导致三个支点轴承组件的应力水平骤增;同时、各机匣、支板、连杆、基座等部件也因冲击载荷的传递而导致应力水平上升;鸟体被风扇切割后的残片仍具有较大动能,对风扇下游流道件可能产生较大的冲击损伤。本文研究工作所获得的大涵道比涡扇发动机吸鸟结构安全性分析与评估方法,对进一步完善我国具有自主知识产权的航空发动机吸鸟适航符合性验证技术具有重要的指导意义。