机匣是航空发动机中常见的零部件类型,用于支撑转子、固定静子、流道围形等用途。对于航空发动机,推重比、油耗等主要指标均直接与结构重量相关。为此,机匣的轻量化设计方法受到设计人员的广泛关注。然而,机匣结构的完整性直接影响到发动机的安全性,而轻量化设计往往会给结构完整性带来风险。因此,机匣的轻量化设计需要十分小心。结构优化设计技术因具有完善的理论基础及良好的可操作性,近年来正越来越多的被应用于航空航天领域。对于机匣结构,设计过程需要考虑多种载荷下的结构响应,包括内压力、轴向力、弯矩、扭矩等,此外有的机匣还需考虑温度载荷、振动载荷等。其中,轴向力、弯矩、扭矩、温度载荷及振动载荷下结构性能指标的满足,不仅可以通过修改结构设计实现,还可以通过合理设计传力路径、合理设计连接结构及添加阻尼等方式实现,但对于内压载荷下结构性能指标的满足,改变结构设计的方式是更有效的措施。另一方面,在结构优化设计中考虑过多的结构性能指标,将引起设计域不连续等问题。为克服该问题,常见的措施是,基于主要的性能指标对结构整体开展优化设计,之后再校核其他指标是否满足或小幅调整结构设计。本文针对内压载荷下结构性能指标为主的机匣结构开展了轻量化设计方法研究工作,主要研究内容如下:首先,本文提出了一种简便、有效的受内压载荷作用机匣的轻量化设计方法。区别于传统结构优化应用的是,本文并非仅采用某种特定的结构优化方法,而是将设计流程分为概念设计阶段与详细设计阶段,并在两个阶段分别引入适用的结构优化设计方法。同时,为了衔接概念设计阶段与详细设计阶段,本文提出了一种简便、易用的参数化实体几何模型建模方法。为了增强方法的易用性及可靠性,所提出方法的各设计环节均可采用商用有限元软件实现。最后,该设计方法被用于某款机匣的轻量化设计,在满足应力约束条件下实现减重约16.00%。其次,研究了内凸台补强措施用于机匣结构的可行性。在内压载荷作用下,机匣开孔处易出现孔边应力集中现象,从而给发动机安全性带来隐患。考虑到孔边应力集中的局部性,本文采用内凸台构型以克服应力集中问题。结合数值分析与实验测试,本文发现内凸台构型具有良好的抑制孔边应力的能力,同时内凸台构型所需材料用量少,具有应用于机匣结构设计的可行性。