我国在民用和军用航空发动机规范中有专门条文对包容性做出严格规定,我国自行研制的航空发动机,要取得适航证,就必须通过包容性验证。发动机涡轮叶片断裂飞脱撞击涡轮机匣过程中,涡轮机匣将受到动态冲击载荷,高速飞脱的涡轮叶片极易击穿涡轮机匣发生非包容事故,因此开展针对机匣材料的动态力学试验和仿真计算研究十分关键。为了研究航空发动机涡轮机匣的包容性问题,本文针对涡轮机匣采用的GH4169高温合金材料,结合试验工作、机理分析与数值仿真完成了以下工作:(1)通过空气炮试验系统,开展打靶试验,结合GH4169高温合金靶板在受弹片高速冲击下宏观破坏形式及高速摄影的冲击过程,分析了靶板在不同加筋结构和不同冲击速度下的失效模式与破坏机理。试验结果表明:靶板采用不同加筋设计时,加筋板抗冲击性能好于均质靶板,靶板吸收能量随着加筋条数的增加而增加,弹体冲击速度远超过靶板弹道极限时,两条加筋的加筋靶板的抗冲击性能较好;加筋靶板在不同冲击速度下的损伤模式及塑性变形各不相同;偏航角度对包容性能的影响在具体的工程实践中不可忽略。(2)为研究加强筋结构对靶板抗冲击性能的影响,建立了平板条叶片撞击加筋结构金属靶板的数值仿真模型。仿真结果显示加筋等质量设计下,多加筋结构加筋板比单加筋结构加筋板抗冲击性能好。偏航撞击时,机匣包容能力好于靶板受弹体相同速度下正撞击。(3)进行了不同工况下加筋结构机匣包容能力的数值模拟计算,结果表明:模拟机匣的包容能力随着叶片俯仰角度增加而提高,当俯仰角度变化较小时,模拟机匣的包容性能提升幅度不大;气动轴向力对于加筋机匣包容能力存在影响,使得机匣包容性能降低;机匣包容性计算中,对机匣安装采用固支边界条件将降低其包容能力的计算结果;前后安装机匣对涡轮机匣轴向的压力载荷会使得机匣包容能力提高,机匣舱室内外气压造成的压力载荷会降低机匣对于飞脱叶片的能量吸收。本文通过分析了加筋靶板在不同加筋设计和不同冲击速度下的失效模式,建立了平板条叶片撞击加筋结构金属靶板的数值仿真模型,研究了实际工作状态下叶片俯仰角度、气动轴向力、外载等因素对机匣包容性能的影响。为涡轮机匣抗冲击性能结构设计提供了参考。