航空發動機進口測頭裝機的強度及氣動分析

郭政波 劉振剛 楊雄

摘要：在飛行試驗中考核航空發動機的性能特性時，發動機進口的大氣總溫和總壓是必不可少的關鍵參數，需要在進氣道出口加裝總溫總壓測頭。為了確保測頭的結構強度能夠滿足要求，同時不造成大的總壓損失和進氣畸變，需要對測頭裝機的強度及氣動性能進行分析，主要包括測頭的強度校核和模態分析以及測頭對發動機進氣道性能及穩定性的影響評估兩個方面。通過以上分析確保了測頭裝機的安全性和功能性能指標，推進了航空發動機試飛工作的順利開展，同時也為后續航空發動機型號中測頭的設計和使用等提供依據。

關鍵詞：性能特性;總溫總壓測頭;總壓損失;進氣畸變;模態分析

中圖分類號：V231.3 文獻標識碼：A

現代航空燃氣渦輪發動機是集熱機與推進器于一體的復雜機械系統，涉及氣動、結構強度、材料、控制等多學科，具有高溫、高壓、高轉速等苛刻的工作條件，為了驗證新研發動機的功能和性能，在發動機設計定型試飛期間，通常需要在航空發動機進口與進氣道出口之間的位置加裝專用測頭測量航空發動機進口截面的壓力參數和溫度參數[1]。由于加裝測頭會帶來一定的進氣道總壓損失和進氣畸變，降低進氣道的穩定性，因此在確定方案前，有必要分析和評估測頭裝機后對進氣道性能及穩定性的影響[2]，以保證測頭裝機后的可靠性。

考慮到若測頭固有頻率與發動機振動或氣流激勵頻率相吻合，則會產生諧共振現象，容易造成測頭損傷甚至斷裂，危及飛行安全。因此，必須對其進行模態分析、強度校核等工作，以保證測頭裝機后的安全性[3]。

1 測頭安全性分析

測頭三維數模圖如圖1所示。測頭由測頭主體、管接嘴、熱電阻、總壓管、端面堵蓋等零部件組成，零部件（除鉑電阻外）材料全部采用1Cr18Ni9Ti板材或棒材制成。測頭安全性分析主要包含強度校核和模態分析[4，5]。

1.1 測頭強度校核

測頭加裝在飛機進氣道上后，為了保證其在使用過程中不會發生結構破壞，對測頭進行了強度校核。

（1）測頭使用環境

環境壓力：0～150kPa，環境溫度：-65～85℃，馬赫數：0～1.0。

（2）測頭強度校核

測頭結構如圖1所示，零部件（除鉑電阻外）材料全部采用1Cr18Ni9Ti板材或棒材制成。

下面對主體材料進行抗彎強度校核。

正常工作的條件是：式中：M_max為最大彎矩，單位為N·m;W_Z為抗彎截面模量，單位為m³。

測頭深入測量部分有效長度為32mm，迎風有效面積如圖2所示，則計算迎風面積為：

A=3.2-10^-4m²

根據使用情況，主體的根部截面為危險截面，尺寸如圖3所示。

在發動機實際工作中最嚴苛的環境條件下進行測頭強度校核，即發動機工作包線右下角試驗點：Ma=0.85，H=4750m，此時在氣流速度最大的情況下密度也最大。

計算得到最大氣流速度：

v_max=340×0.85=289m/s

由于測頭使用環境海拔高度H為4750m，查表計算可得環境實際壓力為55.6kPa，環境溫度為-15.9℃，空氣密度為：

可求得主體迎風面受總載荷為：

F=p_max×A=10.1N

因計算彎矩時，作用在桿件上的均布載荷可以等效為作用在其中間處的一個集中力，這個集中力的大小與總載荷大小相等，則：

重心y為9.425×10^-3m，可得：

選擇材料為1Cr18Ni9Ti不銹鋼材質，常溫時材料s_b=539MPa，安全系數取n=3，則許用強度[σ]=179.7MPa。

σ=2.29MPa≤[σ]=179.7MPa，因此測頭強度能夠滿足使用要求。

1.2 測頭模態分析

測量裝置的材料選用1Cr18Ni9Ti，其彈性模量E=206GPa，泊松比m=0.3，密度r=7850kg/m3[3]。

ANSYS軟件提供了4種便捷、高質量的對模型網格劃分方法。對測量裝置主要工作部分（主體骨架）網格采用Patch Independent方式，網格大小為0.5mm;輔助部分（安裝座）采用默認劃分方式，網格大小為lmm。劃分后共有219496個節點，136626個單元，其有限元網格劃分的計算網格模型如圖4所示[6，7]。

由于測量裝置的主要工作部位以及承力部位為主體骨架，因此主要分析主體骨架部分的動態特性。采用ANSYS軟件計算得測量裝置主體骨架前六階的固有頻率和振型如圖5～圖10所示。

從圖5～圖10可以得到相關參數，見表1。

可以算出發動機在慢車狀態與最大狀態之間工作時，對應的頻率范圍為354.45～685.4Hz，對比表1可得，f_max遠小于測量裝置的最小固有頻率，因而此測量裝置的設計合理、安全，在發動機運行時不會發生共振現象。

2 安裝測頭對進氣道性能及穩定性分析

2.1 物理模型

圖11為測頭的安裝位置三維數模圖：測頭安裝截面距離進氣道出口截面76mm，測頭伸人流道深度為32mm。

2.2 分析理論

采用流體計算軟件進行帶前全機身的進氣道流場分析，模擬狀態為發動機地面最大狀態，計算設置、邊界條件及計算狀態設置如下[8～10]：

（1）計算設置

湍流模型采用SST模型，壁面函數采用自適應壁面函數，空間及黏性項離散采用高階迎風格式。

（2）邊界條件設定

遠邊界：遠場大氣邊界條件94.8kPa;隔道出口：靜壓邊界;進氣道出口：發動機邊界條件，發動機相對換算轉速1.0;機身、隔道、探針，進氣道壁面：無滑移壁面邊界條件。

（3）計算狀態

雙發地面最大工作狀態。

2.3 計算結果分析

2.3.1 帶測耙后的流動分析

圖12為不帶測耙和帶測耙后總壓云圖，對比兩種模式下的總壓分布云圖，等壓線的形狀和位置梯度大小基本一致，圖譜相似度很高，僅在4支總壓測耙的位置能夠明顯看到測耙造成的損失。圖13給出了測耙區域的流線圖和進氣道出口局部總壓分布，從圖中可以看出，氣流在經過測頭后由于繞流運動產生了明顯的壓力損失，并且隨著流動向下游發展逐漸擴散到進氣道出口，但是由于測頭高度較小，測頭的影響集中在進氣道出口壁面，對整個進氣道出口整體高低壓區分布影響較小。

2.3.2 性能和穩定性分析

表2給出了兩種計算模型下進氣道出口性能參數的變化，從表中可以看出測耙對進氣道性能幾乎沒有影響。

表3給出了兩種計算模型下進氣道出口周向畸變參數的變化，從表中可以看出帶測耙后周向畸變指數有所變小，由圖12可以看出，安裝的4支探針大多數位于高壓區內，探針的尾跡造成原高壓區平均總壓下降，從而造成帶測頭時周向畸變指數的計算結果較不帶測頭時更小。

因此可以得出結論，安裝本方案的測頭對進氣道造成的性能損失和進氣畸變可以忽略。3結論

首先對總溫總壓測頭進行強度校核和模態分析，然后基于計算流體力學（CFD）仿真計算評估了測頭裝機對進氣道性能及穩定性的影響，確保了測頭裝機的安全性和可行性，有力地保證了發動機型號試飛的順利開展，形成了一套測頭裝機前完整的分析評估理論，為后續發動機型號試飛中測頭的設計和裝機可行性分析提供參考依據。

參考文獻

[1]Robert B A，Gary R A.In-flight thrust determination [Z].NASATechnical Reports Server，1986.

[2]趙海剛，屈霽云，史建邦，等.高機動飛行下進氣道/發動機相容性試驗[J].航空動力學報，2010（09）：2077-2083.

[3]顧培英，鄧昌，吳福生.結構模態分析及其損傷診斷[M].南京：東南大學出版社，2008.

[4]Kimball L B.Icing tests of aircraft-engine induction systems[R].Technical Report Archive&Image Library，1943.

[5]Martin C A，Putt J C.Advanced Pneumatic Impulse IceProtection（PUP）system for aircraft[J].Journal of Aircraft，2015，29（4）：714-716.

[6]王鵬.某型渦扇發動機氣動穩定性模擬[M].西安：西北工業大學出版社，2006.

[7]張寶誠.航空發動機試驗和測試技術[M].北京：北京航空航天大學出版社，2006.

[8]Ray R J.Evaluating the dynamic response of in-flight thrustcalculation techniques during throttle transients[R].NASA TM-4591，1994.

[9]管迪華.模態分析技術[M].北京：清華大學出版社，1996.

[10]王富恥，張朝暉.ANSYS有限元分析理論與工程應用[M].北京：電子工業出版社，2006.