骨架式壓氣機機匣仿真計算分析

楊 帆，張大海，范順昌

（1.中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015；2.解放軍93115部隊，沈陽110031；3.空軍駐沈陽黎明航空發動機（集團）有限責任公司軍事代表室，沈陽110015）

骨架式壓氣機機匣仿真計算分析

楊 帆1，張大海2，范順昌3

（1.中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015；2.解放軍93115部隊，沈陽110031；3.空軍駐沈陽黎明航空發動機（集團）有限責任公司軍事代表室，沈陽110015）

為了實現通過改變壓氣機機匣材料、結構形式和加工手段，達到減輕壓氣機機匣質量的目標，依照骨架式結構設計思想，對某型壓氣機的機匣進行了骨架式結構的改進設計，即“桁架”式結構機匣，并針對這3種典型的結構機匣分別從靜強度、模態和包容特性等角度進行了仿真計算和對比分析，得到了現階段最優方案為圓形開孔機匣。結果表明：該類骨架結構可以實現在不影響機匣使用要求的前提下，將壓氣機機匣質量減輕10%～20%，有效提高發動機推重比。

推重比；骨架式結構；壓氣機機匣；仿真；航空發動機

0 引言

航空發動機的推重比是評價一型發動機優劣的重要指標[1-2]，而隨著航空發動機氣動和結構設計技術的不斷發展，對部件質量逐步進行擠壓，目前在材料和制造工藝等方面沒有重大突破的情況下，各部件已沒有太多的減重空間了[3]。因此迫切需要應用先進的結構設計手段對發動機結構進行創新性研發，來減輕部件質量，以便進一步提高發動機推重比[4]。為了進一步提高航空發動機推重比，骨架式結構設計思想被引入到發動機結構設計中，可以有效減輕部件質量，提高承力框架系統的材料利用效率[5]。目前該技術已成功運用在F119發動機的外涵機匣上[6]。

本文針對某型壓氣機機匣，依據骨架式設計思想，進行了結構改進設計，主要方法是在機匣上開孔，并在機匣內壁面創建1層類似“蒙皮”的結構[6]，而根據不同的開孔樣式，主要形成了3種典型的骨架式結構方案，通過多種仿真設計手段尋求不同形狀開孔中的最佳開孔形狀、開孔數量以及開孔尺寸，以期得到最優的骨架結構，為后續的深入研究指明方向。

1 開孔結構設計

根據該型壓氣機機匣的結構細節，并考慮到機匣內壁面“蒙皮”的設計、加工和裝配等因素，機匣上的開孔位置需要避開靜子葉片上軸頸的安裝位置、壓氣機級間引氣位置及引氣機構、靜子葉片“T型”安裝槽等這些不易于封嚴設計的部位，這樣可以有效避免高壓氣體泄漏，并可使機匣內壁面“蒙皮”和機匣本體的設計、加工得到簡化，因此機匣上的開孔位置如圖1所示。

另外考慮到開孔對整個機匣強度和剛度的削弱影響，每段開孔位置的圓周方向上和發動機軸線方向上均需形成至少1條不間斷、連續的“筋”。3種開孔機匣結構的平面展開如圖2所示，從圖中可見，矩形孔開孔后會形成“格柵”形橫縱“筋”，且矩形孔沿縱向長度不少于其周向寬度的4倍，這樣可以便于控制機匣上孔的總數量，另外需要保證孔間間隔厚度不小于3 ms。三角形孔開孔后會形成“米”字形“筋”，將三角孔設計為等腰三角形，保證每條“邊長”厚度不小于3 ms。圓形孔開孔后會形成不規則形狀的“筋”，同樣需保證開孔后形成孔間間隔厚度不小于3 ms。

為了方便后續的仿真計算和對比分析，3種開孔在機匣上的范圍沿發動機軸線方向上完全一致，并且在開孔結構設計過程中需保證矩形孔、三角形孔、圓形孔的壓氣機機匣質量相近，偏差在4%以內，具體可以通過調節3種孔各自的總數量和細微結構尺寸來調整機匣質量，并且3種機匣的選材均為同種鈦合金，這樣得到原型機匣和3種開孔機匣質量對比的結果見表1，總體來看，3種開孔方案均可以在原壓氣機機匣的基礎上減質約1/5，而獨立來說，三角形孔減質效果最好，圓形孔次之，矩形孔最差。

表1 某型壓氣機機匣3種開孔后機匣質量對比

2 仿真計算分析

2.1 靜強度分析

雖然借鑒的是中介機匣骨架結構設計思路，但由于壓氣機機匣與中介機匣的功能和工作環境區別很大，因此決定了骨架式壓氣機機匣不僅需要進行靜強度計算，還需要進行模態分析和包容性分析等仿真計算，應盡可能利用多種仿真手段全方位描述和評估骨架式結構設計方法對壓氣機機匣的影響。

根據壓氣機機匣的結構特點和所受載荷情況，在對其靜強度計算時首先利用UG軟件進行3維建模，然后將模型導入ANSYS軟件進行加載和計算（原型機匣和3種開孔機匣的3維分網模型如圖3所示）[7-8]。

原型機匣和3種開孔機匣的計算模型所劃分的網格及節點數量見表2，根據受力分析，在靜強度計算中，壓氣機機匣需要考慮的穩態載荷包括機械載荷、氣動載荷和溫度載荷，主要又分為各級靜子葉片的扭矩，機匣內、外壁面的靜壓，機匣所受的氣體軸向力，所有構件產生的質量慣性載荷[12]。在這當中機匣所受到的軸向力為其主要載荷之一，為了對比計算簡便，在對強度計算模型進行加載時，主要在機匣后安裝邊端面設置沿發動機軸向方向的作用力，環境溫度設為常溫22℃，另外約束機匣的前安裝邊端面沿發動機軸向位移。這種加載方法即可以反映出機匣的主要負荷情況，又能夠使對比計算得到簡化。通過ANSYS Workbench計算得到原型機匣和3種開孔機匣的等效應力云圖，如圖4所示。

表2 原型機匣和3種開孔模型單元和節點數量

從圖4中可見，3種開孔機匣等效應力的最大值比原型機匣的均有所增加，增幅在3%～6%之間，等效應力增大的幅度較小，因為原型機匣有較大的強度儲備系數，所以3種開孔機匣也都能滿足壓氣機強度設計規范的要求。另外三角形開孔機匣應力增加的幅度最小，矩形開孔機匣應力增加的幅度最大，圓形開孔機匣則處于二者之間。

2.2 模態分析

由于開孔會導致機匣質量和剛度發生變化，因此機匣的振動特性也隨之變化，對原型機匣和3種開孔機匣又進行了模態仿真計算，前6階固有頻率結果如圖5所示，從圖中可見，原型機匣、三角形開孔機匣和圓形開孔機匣的固有頻率計算結果相近，振動特性比較一致，而矩形開孔機匣的振動特性則偏離較遠。考慮到壓氣機機匣的激振力主要是轉、靜子葉片帶來的氣流激勵，因此如果認為原型機匣的振動特性已避開了壓氣機轉、靜子葉片所引起的激振頻率，不會被轉、靜子葉片引起共振，那么在氣動狀態和轉、靜子葉片數量不變的情況下，與原型機匣振動特性相近的三角形開孔機匣和圓形開孔機匣肯定也可以有效避開轉、靜子葉片的激振頻率，而與原型機匣振動特性相差較遠的矩形開孔機匣則存在很大的共振風險。

2.3 包容性分析

壓氣機機匣的包容特性對整機安全性和可靠性至關重要，而在機匣轉子葉片對應的位置上開孔將對機匣包容特性有很大影響，因此也對原型機匣和開孔機匣的包容性進行了仿真對比分析。

由于原型機匣整體厚度近似均等，且第1級轉子葉片的質量最大，相應的葉片飛失能量也最大，對機匣的包容也最不利，因此選取第1級轉子葉片1片作為葉片飛失的典型情況進行研究計算。首先利用能量法對原型機匣和開孔機匣進行初步包容性估算，按照航空發動機設計手冊中相關公式（1）和（2）進行估算[12]，得到1片飛失轉子葉片的動能為9690 J，原型機匣的破壞總勢能為21035 J，約為葉片動能的2.17倍，這表明該轉子葉片不會飛出原型機匣，滿足設計手冊中機匣包容設計要求[10]。而由于開孔機匣的厚度是變化且不均等的，因此需要對公式（2）中的機匣厚度h進行假設，依據開孔機匣質量與原型機匣質量的關系，參照上述表2中的對比數據，假設矩形孔機匣、三角形孔機匣和圓形孔機匣的平均壁厚h分別為原型機匣壁厚h的0.78倍、0.75倍和0.76倍，這樣得到了3種機匣的破壞總勢能依次為12798、11832和12150 J，是葉片動能的1.32倍、1.22倍和1.25倍，也都能符合機匣包容的設計要求[10]，不過這是在機匣壁厚假設關系前提下的估算結果。

葉片動能計算公式

式中：E為葉片斷掉部分的動能，N·m；m為葉片斷掉部分的質量，kg；n為轉速，r/min；Rc為葉片斷掉部分的質心半徑，m。

機匣破壞總勢能計算公式

式中：L為與機匣碰撞的葉片外緣截面面積的周長，m；h為與轉子葉片對應的機匣平均壁厚，mm；τD為機匣材料動態剪切強度極限，MPa；K為彎曲變形經驗系數；n為剪切變形經驗系數。

如要更準確表達碰撞瞬間的具體情形以及要描述原型機匣和3種開孔機匣包容特性的細微差異，則應借助LS-DYNA或ANSYS AUTODYN-3D等非線性顯式分析計算軟件。此處采用ANSYS AUTODYN-3D程序分別對原型機匣和3種開孔機匣進行了葉片碰撞的3維仿真計算，選取1片第1級轉子葉片飛失后與機匣發生碰撞，并根據機匣和葉片的網格大小選取了碰撞的持續時間為3 ms，得到原型機匣和3種開孔機匣各自的碰撞應力隨時間變化曲線，如圖6所示（橫坐標為碰撞時間，縱坐標碰撞應力進行了無量綱化處理）。

結果表明：葉片與機匣碰撞瞬間的共性特征是開始時葉片葉尖接觸機匣的內壁面后開始彎曲，同時在機匣上形成輕微鼓凸，形成第1個碰撞應力“波峰”。接著已彎曲的葉身貼著機匣內壁向前滑行，葉尖至榫頭之間不斷有新的彎曲產生，隨后彎曲后的斷葉以葉身中部撞擊機匣 [11-12]，出現第2個碰撞應力“波峰”，因此在整個碰撞過程中會出現至少2個碰撞應力“波峰”的情況，從圖6中的4條應力變化曲線也證明了這個特點。另外，4條曲線的平均應力值比較相近，并不能看出顯著差別，如果根據文獻[13]的描述，平均壁厚薄的機匣相應吸收碰撞能量也小，按照前面對4種機匣平均壁厚的假設關系，開孔機匣碰撞應力理應比原型機匣小，但仿真結果并不是如此，所以前面對4種機匣平均壁厚的假設關系并不能成立，依據能量法估算開孔機匣的包容特性也并不準確。骨架式結構雖然提高了承力機構的材料利用效率，但并不能顯著降低葉片與機匣間的碰撞應力。

三角形開孔機匣在0.947 ms時出現了不包容情況，應力云圖如圖7所示，從圖中可見，機匣外壁面雖然沒有撕裂性破損，但轉子葉片榫頭與機匣的碰撞部位恰好處在了三角形孔的“真空”位置，因此雖然此時的碰撞應力絕對值并不高，但也發生了不包容情況，這也證明了按照平均壁厚假設關系的估算存在很大的誤差。因此三角形開孔機匣尚需要對其薄弱部位進行強化設計：（1）可以縮小三角形孔的面積；（2）加厚其“米”字形加強筋，這2種強化手段不可避免的會增加機匣的質量。這樣來看，三角形開孔機匣在之前的質量分析和靜強度、模態仿真計算中所積累下來的優勢也將被減弱。

在上述3維計算過程中，為了計算簡便并未考慮機匣和轉子葉片所受的氣動載荷等預應力，僅能反映出機匣在碰撞過程中的變化趨勢。后續將著手進行更為精確的3維模擬計算，以及研究多片轉子葉片同時飛失的狀況下，開孔機匣的表現。

3 結論

三角形開孔機匣雖然在質量、靜強度和模態分析中表現良好，但其在包容特性仿真分析時出現了不包容的情況，在3種機匣質量近似的情況下，還需要在包容設計上進一步強化。矩形開孔機匣則表現最差，因其應力增幅較大，模態結果也偏離原型機匣較遠。綜合來看，圓形開孔機匣表現優異，雖然其在質量、靜強度和模態分析中的表現處于中游，但其可以滿足機匣的包容要求，同樣具有進一步優化的空間，后續可以嘗試以拓撲優化的方法進行正向設計。

通過上述的對比計算分析，可以看出，骨架式結構在壓氣機機匣上是可行的，至少可以將原型機匣的質量減輕10%～20%，收益比較可觀，值得更進一步的探索研究。

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Simulation Analysis of a Compressor Casing of Skeletal Supporting Frame Structure

YANG Fan1，ZHANG Da-hai2,FAN Shun-chang3
（1.AECC Shenyang Engine Research Institute,Shenyang 110015,China;2.93115 PLA Troops，China;3.Air Force Military Representative Office in Shenyang Liming Aero-engine(Group)Co.Ltd,Shenyang 110015,China）

In order to reduce the compressor casing weight by changing the casing material,structure form and manufacturing method,according to the principle of the skeletal supporting frame structure,the improved design of skeletal supporting frame structure for a compressor casing was conducted,which was truss structure.The simulation and comparative analysis of three kinds of typical structure casing were performed respectively from the static stress,mode and containment capability,and the best scheme was obtained at present that was circular opening casing.The result shows that the skeletal supporting frame should reduce the compressor weight as 10%～20%to improve the engine thrust-weight ratio,which has no influence on casing application requirement.

thrust-weight ratio;skeletal supporting frame structure;compressor casing;simulation；aeroengine

V231.91

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.04.006

2016－11－11 基金項目：航空動力基礎研究項目資助

楊帆（1982），男，碩士，高級工程師，從事壓氣機結構設計工作；Email:yangfan01234@163.com。

楊帆，張大海，范順昌.骨架式壓氣機機匣仿真計算分析[J].航空發動機，2016，43（4）：30-34.YANG Fan,ZHANG Dahai,FAN Shunchang.Simulation analysis ofa compressor casingofskeletal supportingframe structure[J].Aeroengine，2016，43（4）：30-34.

（編輯：張寶玲）