某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫測頭應(yīng)力研究

左澤敏，劉　濤，王　歡

(中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

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某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫測頭應(yīng)力研究

左澤敏，劉濤，王歡

(中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

對(duì)被試航空發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵渦輪處測頭進(jìn)行應(yīng)力分析是測頭強(qiáng)度計(jì)算及壽命準(zhǔn)確預(yù)測的關(guān)鍵。針對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前的高溫壓力測頭，分析了其工作時(shí)受到的載荷情況，通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)及基于有限元軟件進(jìn)行分析計(jì)算，得出了該高溫測頭工作時(shí)受到基礎(chǔ)載荷、氣動(dòng)載荷和熱載荷作用下的合應(yīng)力及各載荷對(duì)合應(yīng)力的貢獻(xiàn)，分析計(jì)算表明，熱載荷是高溫測頭工作時(shí)應(yīng)力的主要貢獻(xiàn)者，計(jì)算結(jié)果為該高溫測頭設(shè)計(jì)和加工提供依據(jù)，保證了試飛試驗(yàn)安全。

高溫測頭航空發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)力分析有限元

0　引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫測頭一般安裝于航空發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵道內(nèi)，測量被試航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室及渦輪處流場壓力和溫度，是航空發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的重要測試設(shè)備[1]。安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵道燃燒室后和渦輪處的測頭處于燃?xì)獾母邷亍⒏邏杭鞍l(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)的惡劣環(huán)境中，長時(shí)間使用會(huì)導(dǎo)致測頭結(jié)構(gòu)發(fā)生失效、破壞，影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作安全，甚至危脅到試飛試驗(yàn)安全[2-4]。

對(duì)高溫處的測頭的準(zhǔn)確應(yīng)力分析，有助于設(shè)計(jì)出更為合理的結(jié)構(gòu)并滿足使用壽命要求，保證測頭結(jié)構(gòu)安全[5]。文獻(xiàn)[6,7]考慮了航空發(fā)動(dòng)機(jī)在基礎(chǔ)載荷激勵(lì)作用下的應(yīng)力情況，并分析了相應(yīng)測頭疲勞壽命，以及作用于測頭的其它載荷。航空發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵流道高溫區(qū)處測頭，在發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，實(shí)際會(huì)受到三個(gè)方面的載荷作用，分別為發(fā)動(dòng)機(jī)本體振動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的基礎(chǔ)激勵(lì)載荷、高溫燃?xì)鈱?duì)測頭進(jìn)行作用時(shí)溫度載荷和氣流沖擊產(chǎn)生的氣動(dòng)力載荷。這些載荷所產(chǎn)生的合應(yīng)力直接決定了測頭的強(qiáng)度和壽命，因此，本文針對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵流道的高溫區(qū)測頭，使用有限元軟件對(duì)其進(jìn)行三維建模和網(wǎng)絡(luò)劃分；并通過結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，分析了高溫測頭所受到的溫度、氣動(dòng)力、基礎(chǔ)激勵(lì)這三個(gè)載荷下的合應(yīng)力，計(jì)算出各個(gè)載荷對(duì)合應(yīng)力的貢獻(xiàn)大小。

1　建立測頭模型

圖1　某型高溫測頭

某型高溫區(qū)測頭的實(shí)體圖片見圖1，該測頭采用鎳基抗氧化合金材料制造，該材料主要用于制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室和加力燃燒室零部件以及隔熱屏、導(dǎo)向葉片等[8]，其熱性能和力學(xué)性能參數(shù)可通過查詢《中國航空材料手冊(cè)》。

根據(jù)測頭實(shí)際尺寸，在有限元軟件ANSYS里進(jìn)行建模，對(duì)不影響計(jì)算結(jié)果的倒角，外接壓力管接嘴，內(nèi)部的測壓導(dǎo)管等部位進(jìn)行簡化處理，內(nèi)部導(dǎo)壓管安裝位置遵循內(nèi)部結(jié)構(gòu)，采用了熱固耦合單元SOLID95單元對(duì)三維模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分。圖2(a)為該測頭安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)匣簡圖，通過兩個(gè)螺栓固定在發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣上，整體相當(dāng)于懸臂梁結(jié)構(gòu)。圖2(b)為該測頭三維模型的網(wǎng)格劃分。

圖2　某型測頭安裝示意模型和測頭網(wǎng)絡(luò)劃分

2　基于ANASYS測頭應(yīng)力計(jì)算

2.1測頭載荷分析

采用安裝在某被試發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪前的高溫測頭，被試發(fā)動(dòng)機(jī)試車試驗(yàn)時(shí)，使得發(fā)動(dòng)機(jī)本體產(chǎn)生振動(dòng)，該本體機(jī)匣振動(dòng)對(duì)安裝在機(jī)匣上的測頭產(chǎn)生一個(gè)基礎(chǔ)激勵(lì)力載荷，經(jīng)過燃燒后的混合高溫燃?xì)馔ㄟ^內(nèi)涵流道快速排出時(shí)，對(duì)高溫測頭的壓力受感部位產(chǎn)生沖擊的氣動(dòng)載荷，同時(shí)，高溫燃?xì)鈱?duì)測頭進(jìn)行加熱，對(duì)測頭產(chǎn)生熱載荷。基礎(chǔ)激勵(lì)載荷、氣動(dòng)載荷和熱載荷均會(huì)對(duì)測頭產(chǎn)生相應(yīng)的應(yīng)力。測頭基礎(chǔ)載荷的大小與發(fā)動(dòng)機(jī)的工作特性有關(guān)，被試發(fā)動(dòng)機(jī)隨著發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)增加，基礎(chǔ)激勵(lì)增加，因此，測頭受到的最大基礎(chǔ)載荷在發(fā)動(dòng)機(jī)的最大轉(zhuǎn)速即最大狀態(tài)時(shí)；氣動(dòng)載荷大小與被試發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵流道的氣流壓力和速度相關(guān)，氣流壓力和速度最大時(shí)，氣動(dòng)載荷最大；測頭的熱載荷主要隨測頭整體受到的溫度分布有關(guān)，溫度差越大，熱載荷越大。測頭溫度差及氣動(dòng)載荷最大時(shí)，與基礎(chǔ)載荷最大時(shí)相同，同樣出現(xiàn)在被試發(fā)動(dòng)機(jī)最大狀態(tài)，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部環(huán)境最為惡劣，因此，本文僅需計(jì)算在發(fā)動(dòng)機(jī)最大工作狀態(tài)時(shí)，對(duì)測頭在各載荷下的作用的應(yīng)力進(jìn)行分析。

2.2熱載荷-氣動(dòng)載荷耦合應(yīng)力

在ANSYS有限元里，可以進(jìn)行熱載荷和氣動(dòng)載荷耦合作用下的應(yīng)力計(jì)算，同時(shí)加載氣動(dòng)載荷和溫度熱載荷分析計(jì)算，但為了更好說明各載荷在結(jié)構(gòu)應(yīng)力中作用的大小，分別對(duì)熱載荷和氣動(dòng)載荷進(jìn)行了計(jì)算。

根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析，該測頭工作時(shí)，內(nèi)涵流道內(nèi)的部分即受感部承受燃?xì)獾淖罡邷囟冗_(dá)到940℃，其安裝座通過兩個(gè)螺釘固定渦輪機(jī)匣上，可認(rèn)為其安裝座及外部的溫度與發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪機(jī)匣溫度相同，而對(duì)應(yīng)受感部940℃時(shí)，安裝座的溫度大于600℃。對(duì)于懸臂梁結(jié)構(gòu)，熱應(yīng)力主要由于零部件受熱不均勻而導(dǎo)致溫度差，使各處膨脹或收縮變形量不一致而產(chǎn)生的內(nèi)應(yīng)力。為了使計(jì)算結(jié)果更為可靠，設(shè)定受感部的溫度為940℃,而安裝座及機(jī)匣以外為600℃。在ANSYS有限元軟件中，輸入材料力學(xué)性能及熱性能的溫度值并進(jìn)行分析計(jì)算，得到測頭的溫度場分布和應(yīng)力分布如圖3所示，可以看出，測頭受感部與基座之間溫度分布逐漸減小；測頭根部前方有溫度變化，但其結(jié)構(gòu)均勻分布且由于整體結(jié)構(gòu)是懸臂梁結(jié)構(gòu)，膨脹或收縮變形量不受限制，故無應(yīng)力產(chǎn)生，熱應(yīng)力主要集中在材料結(jié)構(gòu)尺寸變化的測頭中部和根部位置，其最大值為44.4 MPa，位于測頭根部柱狀與底座結(jié)合的突變位置。

圖3　600℃-940℃熱載荷和熱應(yīng)力

測頭受到的氣動(dòng)載荷作用時(shí)，該氣動(dòng)力的大小主要根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵流道高溫燃?xì)庾饔迷跍y頭受感部迎面和背面形成的壓力差載荷。根據(jù)前面分析，最大氣動(dòng)載荷發(fā)生在發(fā)動(dòng)機(jī)最大狀態(tài)時(shí)，對(duì)應(yīng)測頭受感部為最高溫度，可通過相關(guān)流道參數(shù)計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)最大狀態(tài)時(shí)受感部前后壓差值不大于40 kPa；將材料的熱性能參數(shù)和對(duì)應(yīng)溫度下力學(xué)參數(shù)及氣動(dòng)載荷壓差代入有限元模型，進(jìn)行分析計(jì)算，如圖4所示，應(yīng)力最大值為57 MPa，位于基礎(chǔ)約束點(diǎn)處。

圖4　最大狀態(tài)的氣動(dòng)載荷和應(yīng)力

在有限元模型中，對(duì)測頭同時(shí)加載溫度載荷和氣動(dòng)載荷，計(jì)算出測頭的耦合應(yīng)力，如圖5所示，最大值為63.3 MPa，出現(xiàn)測頭的根部，該位置與最大熱應(yīng)力出現(xiàn)位置相同。

2.3基礎(chǔ)激勵(lì)應(yīng)力

基礎(chǔ)激勵(lì)載荷主要由發(fā)動(dòng)機(jī)本體振動(dòng)對(duì)其激勵(lì)產(chǎn)生的作用，測頭相當(dāng)于安裝在一個(gè)相對(duì)于自身無限大的質(zhì)量基礎(chǔ)上，測頭的質(zhì)量對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)本體振動(dòng)的影響可忽略，因此，可認(rèn)為機(jī)匣振動(dòng)通過安裝點(diǎn)對(duì)測頭產(chǎn)生了一個(gè)激勵(lì)，根據(jù)被試發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)量值與轉(zhuǎn)速特點(diǎn)可知，同樣是在發(fā)動(dòng)機(jī)的最大狀態(tài)時(shí)，機(jī)匣的振動(dòng)量值最大，對(duì)測頭的基礎(chǔ)載荷最大，分析統(tǒng)計(jì)多架次飛行數(shù)據(jù)，計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)最大狀態(tài)最大溫度區(qū)間測頭基礎(chǔ)激勵(lì)的功率譜密度[9]，進(jìn)行分析計(jì)算，得到基礎(chǔ)激勵(lì)最大等效應(yīng)力，如圖6所示。最大等效應(yīng)力值為4.67 MPa，位于測頭的根部和安裝孔約束位置。

2.4測頭合應(yīng)力分析

通過以上分析可知，發(fā)動(dòng)機(jī)工作在最大狀態(tài)時(shí)，測頭受到溫度氣動(dòng)載荷作用時(shí)的耦合應(yīng)力和基礎(chǔ)載荷下最大應(yīng)力值均存在于根部，為了偏于安全的計(jì)算，可以認(rèn)為熱-氣動(dòng)耦合應(yīng)力值與基礎(chǔ)載荷下應(yīng)力值之和的最大值67.97 MPa，是測頭結(jié)構(gòu)在發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的最大應(yīng)力，位于測頭的根部。因此，可以計(jì)算出測頭工作時(shí)受到的最大應(yīng)力中，各個(gè)應(yīng)力占總應(yīng)力大小的比例：

熱載荷氣動(dòng)載荷耦合應(yīng)力占比：93.1%；

基礎(chǔ)載荷應(yīng)力占比：6.9%。

3　結(jié)論及展望

通過等效應(yīng)力云圖，測頭的最大應(yīng)力位置位于測頭底座的根部，裝機(jī)前應(yīng)該著重檢查該位置加工質(zhì)量；

熱載荷-氣動(dòng)載荷耦合應(yīng)力占測頭的應(yīng)力的93.1%，由此可知，熱載荷和氣動(dòng)載荷是測頭應(yīng)力的主要因素，基礎(chǔ)載荷產(chǎn)生的應(yīng)力較小，因此，在相關(guān)高溫測頭設(shè)計(jì)中，應(yīng)該著重考慮熱載荷和氣動(dòng)載荷對(duì)其影響。

[1]和永進(jìn)，史建邦，邢雁，等.某型飛機(jī)進(jìn)氣道測量耙研制[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2008,21(3):59-62.

[2]林偉,羅貴火，王海濤. 某微型航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪強(qiáng)度的計(jì)算分析[J].現(xiàn)代機(jī)械, 2009(4)：5-6.

[3]葉大榮. 某型發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤強(qiáng)度與疲勞壽命計(jì)算[J]. 航空發(fā)動(dòng)機(jī), 2006, 32(4)：16-18.

[4]可成河,鞏孟祥,趙鑫.某型發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)第6級(jí)靜子葉片掉角故障分析[J]．航空發(fā)動(dòng)機(jī),2012，38(2):55-58.

[5]李春旺，孫強(qiáng)，劉京春，等.某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)低壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子二級(jí)葉片盤應(yīng)力分析[J]. 空軍工程大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版),2007,8(3):4-6.

[6]左澤敏,武瑞娟,郭斌.某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫總壓探針基礎(chǔ)激勵(lì)疲勞壽命研究[J].機(jī)械強(qiáng)度， 2015(2)：355-359.

[7]左澤敏,武瑞娟，郭斌. 某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫總壓探針模態(tài)分析及強(qiáng)度校核[J].現(xiàn)代機(jī)械, 2015(2)26-29.

[8]顏鳴皋 .中國航空材料手冊(cè):第2版[M]. 中國標(biāo)準(zhǔn)出版社,2002:203-214.

[9]董保童，施榮明，朱廣榮.隨機(jī)振動(dòng)載荷作用下的結(jié)構(gòu)疲勞壽命估算[J]．飛機(jī)設(shè)計(jì)，2001(3)：36-41.

Stress analysis of the high temperature probe of an aero engine

ZUO Zemin, LIU Tao, WANG Huan

Stress analysis of the high temperature probe installed at the turbine of the aero engine is the key to the strength check and service life prediction of the probe. In this study, we analyzed the operation loads of the high temperature probe of an aero engine. Based on the testing data and finite element analysis, we acquired the total stress of the probe under basic load, aerodynamic load and thermal load, as well as the proportion each load took in the total stress. The results showed that, thermal load was the major contributor to the stress of the high temperature probe. The results provided reference for the design and manufacture of high temperature probes, and ensured the safety of flight tests.

high temperature probe，aero engine，stress analysis，finite element

V231.95

A

1002-6886(2016)04-0058-03

左澤敏(1985-)，男,漢族，安徽安慶人，碩士研究生，主要研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)測試技術(shù)。

2016-01-18