馮 晨 唐慶如

（中國(guó)民航飛行學(xué)院 航空工程學(xué)院，廣漢 618307）

某型航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪后框架應(yīng)力比較分析

馮 晨 唐慶如

（中國(guó)民航飛行學(xué)院 航空工程學(xué)院，廣漢 618307）

通過(guò)有限元分析方法，計(jì)算某型航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪后框架及其改型的熱應(yīng)力分布情況，比較兩種低壓渦輪后框架的結(jié)構(gòu)優(yōu)劣，為航空公司關(guān)于該型發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪后框架的升級(jí)提供參考和建議。

航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī) 低壓渦輪后框架 有限元分析 熱應(yīng)力

前言

低壓渦輪后框架位于發(fā)動(dòng)機(jī)尾部，共12個(gè)后框架，與低壓渦輪相連接，用于支撐整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)，是航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的重要結(jié)構(gòu)部件之一。目前，某型發(fā)動(dòng)機(jī)的低壓渦輪后框架strut大多是呈非徑向方向排列，這也是該型發(fā)動(dòng)機(jī)的原始設(shè)計(jì)樣式。但是，該發(fā)動(dòng)機(jī)生產(chǎn)廠商曾兩次發(fā)布SB提供低壓渦輪后框架的升級(jí)建議，以解決strut與outer casing間的應(yīng)力集中問(wèn)題。作為發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命件之一，低壓渦輪后框架未到壽而因?yàn)榘踩珕?wèn)題進(jìn)行升級(jí)或者改裝，都會(huì)對(duì)航空公司的運(yùn)營(yíng)產(chǎn)生計(jì)劃外的支出。所以，本文就該型航空發(fā)動(dòng)機(jī)的低壓渦輪后框架兩種改型進(jìn)行熱應(yīng)力方面的有限元計(jì)算，比較兩種低壓渦輪后框架的熱應(yīng)力集中現(xiàn)象，為航空公司對(duì)于該型發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪后框架的升級(jí)提供一定的建議。

低壓渦輪后框架是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的主要結(jié)構(gòu)部件，承載著十分復(fù)雜的熱載荷和機(jī)械載荷。在飛行過(guò)程中，低壓渦輪后框架后框架內(nèi)部承受非常高的飛機(jī)排氣溫度，外部處于極低的高空低溫環(huán)境中，所以風(fēng)扇后后框架的工作環(huán)境十分惡劣，所受載荷也相對(duì)復(fù)雜。這對(duì)其結(jié)構(gòu)的合理性和實(shí)用性有著很高的要求。

1 數(shù)學(xué)模型

低壓渦輪后框架在高空中收到的熱載荷，可以看作是由發(fā)動(dòng)機(jī)尾氣和外界低溫兩個(gè)穩(wěn)定熱源產(chǎn)生的熱傳導(dǎo)問(wèn)題。根據(jù)熱平衡理論，可以得到穩(wěn)態(tài)熱分析平衡方程：

K為熱傳導(dǎo)矩陣，R為輻射對(duì)流矩陣，u是一個(gè)待求的溫度向量，Tabs是絕對(duì)溫度的偏置溫度值，P是穩(wěn)定的熱流量向量，N是依賴于溫度的熱流量向量。

對(duì)于上面的熱平衡方程，可以應(yīng)用牛頓拉普森迭代法對(duì)溫度場(chǎng)進(jìn)行分析計(jì)算。牛頓拉普森迭代方程為：當(dāng)=切向熱傳導(dǎo)矩陣時(shí)，

abs向量Δui，就可以得到迭代后的溫度ui+1：

式中，ui為迭代前的溫度。

2 物理模型

本文采用的低壓渦輪后框架各尺寸參數(shù)為實(shí)際測(cè)量所得，建立低壓渦輪后框架的物理模型，如圖1、圖2所示。

圖1 I型低壓渦輪后框架模型

圖2 II型低壓渦輪后框架模型

在該型航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)中，低壓渦輪后框架是主要的結(jié)構(gòu)組件之一，安裝于發(fā)動(dòng)機(jī)的尾部。它的outer casing上有發(fā)動(dòng)機(jī)的后部安裝結(jié)構(gòu)，inner hub穿過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)5號(hào)軸承連接于LPT轉(zhuǎn)子，strut連接于outer casing和inner hub之間。該型發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪后框架兩種升級(jí)改型的主要區(qū)別就是strut的排列方式不同。一種是沿徑向分布的strut排列方式，如圖1所示，為了便于描述，本文暫且稱其為I型；另一種是沿非徑向分布的strut排列方式，如圖2所示，本文暫且稱其為II型。

低壓渦輪后框架的outer casing和低壓渦輪外機(jī)匣相連。outer casing上有發(fā)動(dòng)機(jī)的吊裝位，起支撐起發(fā)動(dòng)機(jī)后部的作用。但是，該型發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪后框架屢次升級(jí)的目的，是解決其strut與outer casing由于熱膨脹不均勻產(chǎn)生的熱應(yīng)力問(wèn)題，和其負(fù)擔(dān)的發(fā)動(dòng)機(jī)重量問(wèn)題關(guān)系不大。所以，本文為了便于計(jì)算，將模型上位于outer casing的發(fā)動(dòng)機(jī)吊裝位，inner hub里后框架5號(hào)軸承的結(jié)構(gòu)等對(duì)熱應(yīng)力計(jì)算沒有影響的結(jié)構(gòu)和孔位都去掉，做出如圖1、2所示的兩種低壓渦輪后框架簡(jiǎn)化模型。

3 計(jì)算方法

3.1 網(wǎng)格的劃分

基于有限元方法對(duì)控制方程進(jìn)行離散，采用非均勻結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，分別在strut和out casing及inner hub的連接處局部加密，其他部位采用均勻化網(wǎng)格，分別產(chǎn)生70749個(gè)節(jié)點(diǎn)38442個(gè)單元體和99207個(gè)節(jié)點(diǎn)55056個(gè)實(shí)體單元。

3.2 載荷施加

溫度載荷以節(jié)點(diǎn)溫度形式施加。設(shè)置out casing外壁面溫度為-40℃，inner hub及strut溫度為200℃，通過(guò)計(jì)算獲得渦輪后后框架的溫度分布。然后，根據(jù)溫度分布計(jì)算結(jié)果，定義一個(gè)連續(xù)的溫度場(chǎng)，用以求解溫度產(chǎn)生的應(yīng)力。

3.3 邊界條件

約束inner hub和outer casing后端的軸向和周向位移。

4 結(jié)論

本文的計(jì)算結(jié)果說(shuō)明，該型航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)II低壓渦輪后框架的結(jié)構(gòu)形式能更好地減小strut與outer casing連接處應(yīng)力集中現(xiàn)象，但是長(zhǎng)期使用會(huì)出現(xiàn)strut的彎曲現(xiàn)象；I型低壓渦輪后框架的結(jié)構(gòu)形式會(huì)使其在strut與outer casing連接處的熱應(yīng)力高于II型，但在整體結(jié)構(gòu)的平衡和strut的形態(tài)保持方面更具優(yōu)勢(shì)。

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Comparison and Analysis of the Stress of A Certain Type of Aero Turbine Engine After the Low Pressure Turbine

FENG Chen,TANG Qingru
(Aviation Engineering College, China Civil Aviation Flight College, Guanghan 618307)

Through finite element analysis method, the calculation for a certain type of aero turbine low pressure turbine engine frame and the modification of the thermal stress distribution and comparison of two kinds of low pressure turbine framework structure of the merits of the, the airlines on the low pressure turbine engine after framework upgrades provided reference and suggestions.

aero turbine engine, low pressure turbine rear frame, finite element analysis, thermal stress

國(guó)家自然科學(xué)基金民航聯(lián)合基金重點(diǎn)項(xiàng)目（U1233202）。