航空發動機輔助安裝節吊耳結構優化及試驗驗證

劉長春，劉 瑩，儲建恒，曹 航，張 勇，楊 雷

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015；2.北京航天動力研究所，北京100076）

航空發動機輔助安裝節吊耳結構優化及試驗驗證

劉長春1，劉 瑩2，儲建恒1，曹 航1，張 勇1，楊 雷1

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015；2.北京航天動力研究所，北京100076）

安裝節是航空發動機的關鍵件，若其失效將導致發動機從飛機上脫開的嚴重后果。基于安全性和可靠性考慮，同時不改變安裝節整體外廓結構尺寸，對某型航空發動機的輔助安裝節吊耳進行了結構優化設計。基于有限元應力分析以及靜強度和疲勞壽命試驗，對原結構和優化后的輔助安裝節吊耳進行了對比，結果表明：其靜強度和疲勞壽命均大幅提高，優化后的結構更合理。

輔助安裝節；吊耳；優化設計；疲勞壽命；試驗驗證；航空發動機

0 引言

安裝系統是航空發動機在飛機上實現安裝要求的機械構件系統，其功能是將發動機的推力和各種附加載荷傳遞給飛機，保證發動機在整個飛行包線內能夠可靠定位，滿足發動機的各種安裝要求。若其失效將導致發動機從飛機上脫開的嚴重后果，對飛機造成危險性影響（Hazardous Engine Effects）。因此歐洲航空安全局（EASA）的發動機合格證規范（CS-E）和美國聯邦航空局（FAA）的聯邦航空條例（FAR33部）都將無冗余設計的安裝節定為發動機的關鍵件，嚴格控制其失效概率 (每飛行小時最大允許發生次數為10-7～10-9)[1-4]。

型航空發動機采用3個安裝節，其中前部的承力框架上設2個主安裝節，分別承受3向和2向載荷；后部的加力擴散器上設1個輔助安裝節，僅承受垂向載荷。

為了提高輔助安裝節的可靠性和安全性，本文優化設計了其吊耳結構，并通過靜強度和疲勞壽命試驗進行了驗證。

1 結構優化

某型航空發動機輔助安裝節結構如圖1所示。從圖中可見，該結構即是在機械加工形成的承力環上焊接的2個凸臺。凸臺位置存在結構突變，有較大的應力集中；輔助安裝節承力環根部壁較薄，但需承受較大的彎曲應力。上述問題嚴重影響輔助安裝節的強度、剛度與疲勞壽命，需要進行結構優化。

圖1 輔助安裝節結構

一般的結構優化設計按照難易層次分為有截面（或尺寸）優化、形狀優化、拓撲優化、布局優化和類型優化[5-10]。作為發動機的輔助安裝節結構，為了滿足與飛機的安裝要求，其位置不能改變，相關結構尺寸也受到其他零件的限制，不能按照慣常的結構優化思想進行設計，必須在結構限制條件下，根據受力或強度分析結果進行局部優化[11]，以提高結構的可靠性和安全性。

根據結構強度分析結果確定優化設計的思想，來增加安裝節承力環的局部剛度，將安裝座根部與機匣筒體相連，以增加根部寬度，從而降低彎曲應力，優化結構如圖2所示。從圖中可見，優化后的輔助安裝節吊耳與承力環為整體機加結構，比優化前降低了應力集中，增加了結構剛性，有利于提高結構的可靠性和安全性。

圖2 輔助安裝節優化結構

2 強度驗證

利用計算和試驗驗證優化后的輔助安裝節吊耳。首先保證該結構能夠承受發動機工作包線內的最大載荷，具有足夠的靜強度；其次保證在發動機設計使用的整個壽命期內不會由于產生疲勞裂紋而失去承載能力。

2.1 最大載荷

作為發動機與飛機之間的傳力、承力系統，安裝系統要承受來自發動機自身以及飛機作用的多種載荷，主要包括：發動機工作時產生的推力；飛機進行各種飛行動作時，發動機整機質量產生的慣性力和力矩，包括橫滾、俯仰、偏航以及俯仰和偏航角速度和角加速度[12]。

某型航空發動機安裝系統載荷和尺寸如圖3所示。從圖中可見，G為發動機的質心位置，現已知L1～L6，則根據達朗貝爾原理得空間力系平衡方程（式（1）），求得F3z為發動機輔助安裝節的單位載荷，由各向過載系統得最大載荷為86 kN，方向垂直向上。

圖3 安裝系統載荷和尺寸

2.2 計算分析

運用Ansys分析軟件，采用有限單元法對輔助安裝節進行應力分析，單元類型為Solid186，施加86 kN載荷，優化前最大應力為1357 MPa，其應力分布如圖4所示。結構優化后最大應力為276 MPa，應力分布如圖5所示。從圖中可見，結構優化后有效地改善了輔助安裝節的應力分布情況，最大應力降低80%。

2.3 試驗驗證

輔助安裝節承力環位于加力擴散器上，因此以加力擴散器以及加力筒體組件為試驗件，試驗裝置如圖6所示。從圖中可見，模擬前安裝邊將試驗件固定在基礎平臺上，模擬拉桿施加安裝節載荷于承力環上，后安裝邊和關節軸承施加后安裝邊的軸向和垂向載荷于加力筒體的后安裝邊上，所有載荷均通過作動筒施加，通過測力計進行反饋。

圖4 優化前安裝節局部應力分布

圖5 優化后安裝節局部應力分布

2.3.1 靜強度

對優化前、后的輔助安裝節吊耳進行靜強度試驗，包括屈服強度（發動機使用載荷）、極限強度（1.5倍使用載荷）以及承載能力試驗，試驗結果見表1。從表中可見，優化后的輔助安裝節完成屈服強度和極限強度試驗后，繼續加載至243 kN時試驗件仍未破壞（由于試驗裝置無法繼續加載，停止試驗），而優化前輔助安裝節在加載至217 kN時安裝座從承力環上完全脫落，破壞形式如圖7所示。可見優化結構輔助安裝節的承載能力遠高于優化前結構的。

圖6 試驗裝置

表1 輔助安裝節靜力試驗載荷對比 kN

圖7 安裝座破壞形式

極限強度試驗后對優化前、后的輔助安裝節銷釘進行直線度測量，對比結果如圖8所示。優化前輔助安裝節試驗用銷釘的殘余變形為1.01mm，而優化后僅為0.088mm，相差11倍左右，可見優化后輔助安裝節的剛度強于優化前的。

圖8 銷釘軸心位置對比

2.3.2 疲勞壽命

為考察結構優化前、后輔助安裝節的抗疲勞能力[13-15]，進行了疲勞壽命試驗，優化前結構施加83 kN載荷，完成15000次循環后，試驗件出現裂紋，如圖9所示。試驗載荷與循環數的對比見表2。優化后結構施加88 kN載荷，完成30000次循環后，載荷增至110 kN，繼續完成了40000次循環，未出現裂紋。可見優化結構輔助安裝節的抗疲勞能力遠高于優化前結構的。

圖9 疲勞裂紋

表2 輔助安裝節抗疲勞能力試驗結果對比

3 總結

針對某型航空發動機輔助安裝節吊耳存在的主要問題，對局部結構進行優化。由優化前、后的強度分析以及試驗驗證結果可知，結構優化后的輔助安裝節強度、剛度和疲勞壽命均比優化前有較大提高，優化后的結構受力更合理、安全可靠。輔助安裝節吊耳結構優化方法可對該類安裝節的設計具有借鑒意義。

[1]Federal Aviation Administration.FAR25 airworthiness standards：transport category airplanes[S].USA：FAA，2008.

[2]European Aviation Safety Agency.CS25 certification specifications and acceptable means of compliance for large aeroplanes[S].Germany：EASA，2011.

[3]李巖，王春生.淺析軍用航空器適航性[J].國際航空，2009，54（12）：58-60．LI Yan，WANG Chunsheng.Military aviation airworthiness analysis[J]. International Aviation，2009，54（12）：58-60.（in Chinese）

[4]白康明，郭基聯，焦健.軍用飛機研制階段適航性研究[J].空軍工程大學學報，2011，12（5）：1-4. BAI Kangming，GUO Jilian，JIAO Jian.Research on airworthiness in the development of military aircraft[J].Journal of Air Force Engineering University，2011，12（5）：1-4.（in Chinese）

[5]Zhou M.Difficulties in truss topology optimization with stress and local buckling constraints[J].Structural Optimization，1996，（11）：134-136.

[6]程耿東，顧元憲，王健.我國機械優化研究與應用的綜述和展望[J].機械強度，1995，17（2）：68-74.CHENG Gengdong，GU Yuanxian，WANG Jian.A prospective review on research and application of optimal design of mechanical systems in China [J].Journal of Mechanical Srength，1995，17（2）：68-74.（in Chinese）

[7]CHENG Gengdong，JIANG Zheng.Study on topology optimization with stress constraints[J].Engineering Optimization，1992，20（2）：129-148.

[8]李晶，鹿曉陽，陳世英.結構優化設計理論與方法研究進展[J].工程建設，2007，39（6）：21-31. LI Jing，LU Xiaoyang，CHEN Shiying.Advance in study on theory and method of optimized design of structure[J].Engineering Construction，2007，39（6）：21-31.（in Chinese）

[9]季路成，李偉偉，伊衛林.伴隨方法用于葉輪機優化設計的回顧與展望[J].航空發動機，2011，37（5）：53-62. JI Lucheng，LI Weiwei，YI Weilin.Retrospect and prospect for adjoint method applying to turbomachiney optimization design[J].Aeroengine，2011，37（5）：53-62.（in Chinese）

[10]米濱，聶宏，張明.大型民機雙作動筒式前輪轉彎機構多目標優化設計[J].機械科學與技術，2011，30（8）：1221-1225. MI Bin，NIE Hong，ZHANG Ming.Multi-objective optimization of the dual actuator nose wheel steering mechanism of a large civil aircraft [J].Mechanical Science and Technology，2011，30（8）：1221-1225.（in Chinese）

[11]劉長春，廖連芳，邵丕仁，等.某型航空發動機中介機匣分流環插接安裝的脫開失效載荷分析[J].航空發動機，2012，38（1）：7-12. LIU Changchun，LIAO Lianfang，SHAO Piren，et al.Invalidation load analysis of splicing detachment for an aeroengine intermediate case splitter[J].Aeroengine，2012，38（1）：7-12.（in Chinese）

[12]張緒，郭曉寧．民用飛機輔助動力裝置安裝系統的靜強度設計[J].科學技術與工程，2011，11（30）：7476-7480. ZHANG Xu，GUO Xiaoning.Static strength design of auxiliary power unit mounting system in commercial aircrafts[J].Science Technology and Engineering，2011，11（30）：7476-7480.（in Chinese）

[13]Marler R T，Arora J S.Survey of multi-objective optimization methods for engineering[J].Structural and multi-disciplinary Optimization，2004，26（6）：369-395.

[14]Forsyth P J E.The physical basis of metal fatigue[M].London：Blackie and Son，1969：11-43.

[15]Forsyth P G.Fatigue of metal[M].Oxford：Pergamon Press，1962：113-156.

（編輯：肖磊）

Optimization and Experimental Validation of Rear-Mount Structure for an Aeroengine Auxiliary Installation System

LIU Chang-chun1，LIU Ying2,CHU Jian-heng1，CAO Hang1，ZHANG Yong1，YANG Lei1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China;2.Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing 100076,China）

Installation system is a key part in aeroengine,which failure would cause engine detached from aircraft.In consideration of security and reliability,the structure optimization of rear-mount for an aeroengine auxiliary installation system was designed on unchanging its overall structure size conditions.Based on finite stress analysis,static strength and fatigue experiment,and the optimized structure of rear-mount for auxiliary installation system was compared with that of the primary structure.The results show that the static strength and fatigue life are increased,and the optimized structure is more reasonable.

auxiliary installation system；rear-mount；optimization design；fatigue life；experimental validation；aeroengine

V 231.9

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.05.012

2014-06-09 基金項目：國家重大基礎研究項目資助

劉長春（1976），女，博士，高級工程師，從事航空發動機強度設計工作；E-mail：liuchangchun1976@163.com。

劉長春，劉瑩，儲建恒，等.航空發動機輔助安裝節吊耳結構優化及試驗驗證[J].航空發動機，2015，41（4）：58-61.LIU Changchun，LIU Ying, CHU Jianheng，et al.Optimization and experimental validation ofrear- mount structure for an aeroengine auxiliaryinstallation system [J]. Aeroengine，2015，41（4）：58- 61.