邱伶 李慧芳 錢才富

摘要：針對航空發(fā)動機試驗艙結(jié)構(gòu)和載荷復(fù)雜、常規(guī)計算很難做到精確的強度設(shè)計和進行疲勞分析的問題，對某航空發(fā)動機大型試驗艙進行有限元數(shù)值模擬，分析不同工況下的應(yīng)力大小和分布，并依據(jù)壓力容器設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)進行強度評定。為保證試驗艙的密封性和結(jié)構(gòu)完整性，研究試驗艙變形和外壓失穩(wěn)，并對結(jié)構(gòu)薄弱位置進行改造。結(jié)果表明，在不同工況下，改造后航空發(fā)動機試驗艙的強度、變形和穩(wěn)定性均滿足要求。

關(guān)鍵詞：

試驗艙; 應(yīng)力分析; 強度評定; 校核; 改造; 有限元

中圖分類號：V211.742; TB115.1

文獻標(biāo)志碼：B

Stress analysis and strength design of test module

for aero?engine

QIU Ling， LI Huifang， QIAN Caifu

（

School of Mechanical and Electrical Engineering， Beijing University of Chemical Technology， Beijing 100029， China）

Abstract：

As to the problem that the structure and load of aero?engine test module are complex and it is difficult to design the exact strength and to analyze its fatigue by conventional calculation， a large aero?engine test module is simulated using numerical method of finite element. The stress size and distribution under different working conditions are analyzed， and the strength is evaluated based on the pressure vessel design standard. To ensure the tightness and structural integrity of the test module， the deformation and external pressure instability of the test module are studied， and the weak position of the structure is modified. The results show that， under different working conditions， the strength， deformation and stability of the aero?engine test module after modification meet the requirements.

Key words：

test module; stress analysis; strength evaluation; check; modification; finite element

0?引?言

航空發(fā)動機試驗艙是航空工業(yè)的重要裝備，其本質(zhì)上為風(fēng)洞結(jié)構(gòu)。風(fēng)洞試驗是飛機設(shè)計驗證的可靠手段，可以實現(xiàn)各類動態(tài)模擬，用于在各種流速和運行條件下的空氣動力學(xué)模擬試驗，可為飛機設(shè)計和優(yōu)化提供試驗數(shù)據(jù)。[1?2]關(guān)于風(fēng)洞的建設(shè)和性能研究，GEBBINK等[3]為預(yù)測和驗證跨聲速馬赫數(shù)飛機的空氣動力學(xué)性能，在德國?荷蘭風(fēng)洞的高速隧道中進行試驗。MUGGIASCA等[4]對2個輕型細長的拱形結(jié)構(gòu)進行風(fēng)洞試驗，證實其在低于設(shè)計風(fēng)速下會發(fā)生動態(tài)不穩(wěn)定現(xiàn)象，提出控制該現(xiàn)象所需的結(jié)構(gòu)阻尼。YU等[5]采用數(shù)值模擬方法，研究超聲速風(fēng)洞與進氣道模型相結(jié)合的飛機起動特性和現(xiàn)象。SHIN等[6]利用離子風(fēng)控制邊界層局部傳熱，并進行溫度和速度測量，以分析離子風(fēng)對風(fēng)洞中加熱板的影響。航空發(fā)動機試驗艙結(jié)構(gòu)復(fù)雜，有很多接管和不同形式的支座，并有大量縱橫筋板，殼體可能承受內(nèi)壓、外壓等多種載荷，基于常規(guī)計算很難做到精確的強度設(shè)計，而數(shù)值分析可為航空發(fā)動機試驗艙的強度設(shè)計提供可行方法。虞擇斌等[7]和解亞軍等[8]分別對具有類似復(fù)雜艙體結(jié)構(gòu)的2 m超聲速風(fēng)洞整體和NF?6高速增壓連續(xù)式風(fēng)洞洞體進行有限元計算，分析艙體應(yīng)力和應(yīng)變的靜態(tài)和動態(tài)特性。解亞軍等[8]還對比水壓試驗結(jié)果，認為合理簡化有限元模型和邊界條件可以得到合理的數(shù)值模擬結(jié)果。曲明等[9]對某環(huán)境風(fēng)洞主體結(jié)構(gòu)進行有限元計算，獲得靜力學(xué)和模態(tài)分析結(jié)果，驗證其支座結(jié)構(gòu)和分布位置的合理性。此外，在實際試驗環(huán)境中，溫度場的變化會產(chǎn)生熱膨脹，因此航空發(fā)動機試驗艙除受到壓力和外載荷引起的機械應(yīng)力外，還可能產(chǎn)生熱應(yīng)力。在對試驗艙進行強度計算時，往往還須考慮由于溫度變化造成的熱膨脹和熱應(yīng)力，進行熱?結(jié)構(gòu)耦合分析。宿?；踇10]和沈雪敏[11]對不同結(jié)構(gòu)的航空試驗艙進行包括機械載荷和熱載荷在內(nèi)的多種載荷組合作用下的數(shù)值模擬，完成結(jié)構(gòu)設(shè)計，可滿足工程建造要求。

本文基于《鋼制壓力容器——分析設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)》（JB 4732—1995，2005確認版）[12]，應(yīng)用有限元法，對承受內(nèi)壓、外壓、熱載荷和管道載荷等多種載荷作用的某航空發(fā)動機試驗艙進行應(yīng)力分析和強度、剛度及穩(wěn)定性評定，并對結(jié)構(gòu)不合理之處進行改進。

1?有限元分析模型的建立

1.1?幾何模型和設(shè)計參數(shù)

航空發(fā)動機試驗艙主要結(jié)構(gòu)包括前室、艙體、艙門、加強筋、支座和接管等，總長為18 950 mm，總高為7 535 mm，艙體直徑為5 700 mm，前室直徑為3 000 mm。部分結(jié)構(gòu)的設(shè)計參數(shù)見表1，主要受壓元件材料見表2，建立的試驗艙整體結(jié)構(gòu)有限元幾何模型見圖1。

整體模型中簡化不影響計算的各接管法蘭螺栓孔，支座部分滑動螺栓簡化為螺柱，以減小建模難度和簡化計算?？紤]材料的腐蝕性，建模過程中試驗艙艙體與接管扣除2.0 mm腐蝕裕量和0.5 mm厚度負偏差，前室筒體扣除0.5 mm厚度負偏差。

為方便發(fā)動機的裝卸操作，在航空發(fā)動機試驗艙艙體上開1個長9 500 mm、寬3 000 mm的長圓形大開孔接管，并配有1個大艙門。艙門幾何模型見圖2。

通過水平軌道移送開閉艙門，因此除要求保證該艙門在內(nèi)壓和外壓作用下有足夠的強度外，還必須保證有足夠的剛度，以保證艙門和大開孔接管可靠密封及艙門行走順暢。不采用數(shù)值模擬很難滿足這種結(jié)構(gòu)和設(shè)計要求。

采用ANSYS進行數(shù)值模擬，前室筒體和艙體筒體采用SOLID SHELL實體殼單元劃分網(wǎng)格，加強筋、接管、人孔、艙門直邊和艙門等其他結(jié)構(gòu)采用SOLID185實體單元劃分網(wǎng)格，并進行網(wǎng)格無關(guān)性檢驗，最終模型單元數(shù)量為6 550 675個，節(jié)點數(shù)量為3 334 831個。經(jīng)單元質(zhì)量檢查，單元質(zhì)量平均值為0.76，偏態(tài)因數(shù)平均值為0.27，網(wǎng)格質(zhì)量滿足計算要求。試驗艙整體結(jié)構(gòu)有限元網(wǎng)格模型見圖3。

1.2?載荷與約束

該航空發(fā)動機試驗艙設(shè)計要考慮的載荷包括重力、內(nèi)壓、外壓、接管載荷、熱載荷和疲勞載荷，基于不同載荷大小的組合共有12種載荷工況。由于篇幅限制，本文僅給出其中1種包含重力、壓力、溫度載荷和管道推力載荷的組合工況的分析過程和分析結(jié)果。各載荷設(shè)置如下。

（1）重力：在模型全局施加豎直向下的重力加速度。

（2）壓力：在前室與艙體內(nèi)表面施加-0.1 MPa外壓;同時在前室入口、前室出口、艙體出口、各人孔和接管口端面分別施加壓力，等效壓力計算公式為

[WTBX]P[WTBX]i=piπr2i/Si

（1）

式中：Pi為接管端面等效壓力;pi為設(shè)計壓力;ri為等效壓力施加端面內(nèi)圓半徑;Si為等效壓力施加端面面積。

（3）溫度載荷：前室內(nèi)表面溫度為-53.15 ℃，試驗艙整體為-53.15～120.00 ℃漸變溫度，支架底部為22.00 ℃。前室與艙體內(nèi)表面溫度載荷施加剖視圖見圖4。

（4）管道推力：前室入口、艙體中心固定支座和二股流接口A處的管道載荷見表3。

模型中的約束根據(jù)實際支座的約束條件確定。航空發(fā)動機試驗艙支座較多，為保證結(jié)構(gòu)穩(wěn)定，各支座均通過地腳螺栓接地;為消除熱應(yīng)力，所有支座都采用不同結(jié)構(gòu)的中間滑板和鍵槽，使整體結(jié)構(gòu)水平固定但支座間沒有相互限制。試驗艙滑動支座幾何模型見圖5，滑動支座各滑板結(jié)構(gòu)見圖6。各滑板通過螺栓連接，但能進行特定方向的滑動。在有限元模擬中，滑板和鍵槽接觸面采用不分離接觸。

2?有限元分析結(jié)果

2.1?溫度場和應(yīng)力場分布

在上述載荷工況作用下，試驗艙整體溫度分布云圖見圖7。試驗艙左端溫度低，模擬惡劣的發(fā)動機應(yīng)用環(huán)境;右端溫度高，模擬發(fā)動機噴射出的高溫氣體溫度。在該工況作用下試驗艙的整體應(yīng)力分布云圖見圖8。顯然，除外加強筋相互連接處的局部區(qū)域外，試驗艙整體應(yīng)力較低。試驗艙殼體應(yīng)力分布云圖見圖9。按壓力容器分析設(shè)計法進行評定，該殼體強度裕量較大，但是由于該設(shè)備投資大、等級高，對受壓件強度安全系數(shù)要求較高，因此沒有刻意進行輕量化設(shè)計。

2.2?應(yīng)力強度校核

試驗艙受壓力作用，屬于壓力容器，因此按照《鋼制壓力容器——分析設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)》（JB 4732—1995，2005確認版）進行強度校核，采用按最大剪應(yīng)力理論得到的應(yīng)力強度進行評定。該標(biāo)準(zhǔn)根據(jù)載荷性質(zhì)和應(yīng)力分析范圍與形式，定義5類應(yīng)力強度，分別為一次總體薄膜應(yīng)力強度SⅠ、一次局部薄膜應(yīng)力強度SⅡ、一次局部薄膜應(yīng)力加一次彎曲應(yīng)力的應(yīng)力強度SⅢ、一次局部薄膜應(yīng)力加一次彎曲應(yīng)力和二次應(yīng)力的應(yīng)力強度SⅣ，以及峰值應(yīng)力強度SⅤ，不同的應(yīng)力強度給予不同的限制。此外，對于采用實體或?qū)嶓w殼單元建模的結(jié)構(gòu)，應(yīng)當(dāng)在可能的危險點沿殼體厚度進行應(yīng)力線性化，分解膜應(yīng)力、彎曲應(yīng)力和膜應(yīng)力加彎曲應(yīng)力，然后進行應(yīng)力分類。

本文分析的航空發(fā)動機試驗艙結(jié)構(gòu)復(fù)雜，需進行應(yīng)力線性化的區(qū)域和危險點很多，此處對應(yīng)力線性化過程不展開介紹，只給出最大應(yīng)力強度及其校核結(jié)果：

SⅠ=36.1 MPa

SⅡ=171.7 MPa<1.5Sm;

SⅣ=214.4 MPa<3.0Sm。Sm為設(shè)計應(yīng)力強度，取決于材料的牌號、使用溫度和板材厚度，可從JB 4732—1995標(biāo)準(zhǔn)中查到。

由于試驗艙的最大SⅠ、SⅡ和SⅣ均小于對應(yīng)的許用值，因此可認為在該載荷工況作用下試驗艙滿足強度要求。

2.3?外壓穩(wěn)定性和疲勞強度校核

航空發(fā)動機試驗艙運行會承受外壓作用，因此須進行外壓穩(wěn)定性計算。設(shè)備建造成本高，因此要求提高外壓失穩(wěn)安全系數(shù)，使其達到7以上。為此，經(jīng)多次分析并調(diào)整加強筋布置，最終得到的1階線性失穩(wěn)模態(tài)見圖10。1階線性失穩(wěn)模態(tài)對應(yīng)的臨界壓力為0.779 MPa，失穩(wěn)出現(xiàn)在外加強圈上，滿足航空發(fā)動機試驗艙外壓失穩(wěn)的嚴格要求。

另外，經(jīng)有限元計算得到12種工況下設(shè)備的峰值應(yīng)力強度Sv，由式Salt=Sv/2求得交變應(yīng)力幅。由《鋼制壓力容器——分析設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)》（JB 4732—1995，2005確認版）相關(guān)圖表，插值計算得到各交變應(yīng)力幅下的允許循環(huán)次數(shù)，見表4。由各工況下設(shè)計交變次數(shù)n=32 850次，求得各工況下的使用系數(shù)U，累加后得到試驗艙的總使用系數(shù)U=0.91<1.00，表明航空發(fā)動機試驗艙設(shè)備滿足疲勞強度要求。

3?結(jié)構(gòu)改進

航空發(fā)動機試驗艙的結(jié)構(gòu)首先要滿足功能要求，其次應(yīng)安全可靠。航空發(fā)動機試驗艙一般依據(jù)相關(guān)規(guī)范或經(jīng)驗并參考類似結(jié)構(gòu)進行結(jié)構(gòu)設(shè)計，但是數(shù)值分析發(fā)現(xiàn)，在航空發(fā)動機試驗艙的原始設(shè)計中，有些局部結(jié)構(gòu)不合理，例如：滑動支座中滑板上的長圓孔大小不合理，不能消除整體熱應(yīng)力;加強筋大小和分布不太合理，有些加強筋受載很大，有些幾乎沒有作用;艙門處由于變形過大，可能無法密封和保證艙門行走順暢。針對這些問題進行分析研究并提出解決措施。鑒于文章篇幅限制，此處只介紹如何解決艙門處變形過大的問題。

在負壓工況下，由于壓力作用，艙門與長圓形直邊端接觸面可以完全接觸，在正壓工作工況下艙門與長圓形直邊端由快開結(jié)構(gòu)壓緊，因此分析中采用不分離接觸模擬艙門與長圓形直邊端的接觸。不分離接觸可模擬結(jié)構(gòu)之間法向不分離的實際狀態(tài)，但分析過程中發(fā)現(xiàn)，艙門長圓形直邊端在壓力作用下會產(chǎn)生較大的位移，航空發(fā)動機試驗艙在0.1 MPa外壓作用下的整體變形云圖見圖11，試驗艙y方向的變形云圖見圖12，其中y方向為垂直于艙門長圓形直邊端的長邊。由此可以看出，在艙門長圓形直邊端長邊中心位置出現(xiàn)28.62 mm的垂直變形。如此大的變形量無法保證艙門處密封，并且艙門會無法行走而影響開閉。為此，在艙門長圓形直邊端部增加2個止口，長為2 000 mm、寬為50 mm、高為10 mm，見圖13。在相同工況條件下，改進后試驗艙整體變形分布見圖14，試驗艙的y方向變形見圖15。由此可知，試驗艙最大變形量降為5.81 mm，艙門密封處的橫向變形更小，可保證試驗艙的密封，滿足艙門行走機構(gòu)的剛度要求。

4?結(jié)?論

對某大型航空發(fā)動機試驗艙進行有限元數(shù)值分析，解決因結(jié)構(gòu)、載荷復(fù)雜而無法依據(jù)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)進行精確強度設(shè)計的問題，主要結(jié)論如下。

（1）建立航空發(fā)動機試驗艙整體有限元模型，進行多種工況作用下的應(yīng)力分析，并依據(jù)《鋼制壓力容器——分析設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)》（JB 4732—1995，2005確認版）進行強度評定，保證航空發(fā)動機試驗艙強度安全。

（2）通過多次分析并調(diào)整加強筋布置，得到的發(fā)動機試驗艙1階線性失穩(wěn)模態(tài)對應(yīng)的臨界壓力為0.779 MPa，失穩(wěn)出現(xiàn)在外加強圈上，滿足對該航空發(fā)動機試驗艙外壓失穩(wěn)安全系數(shù)大于7的嚴格要求。

（3）對原設(shè)計的多處不合理結(jié)構(gòu)進行局部改進，其中針對艙門長圓形直邊端部出現(xiàn)的大變形設(shè)置止口，從而有效降低直邊端部變形，保證試驗艙的密封，滿足艙門行走機構(gòu)的剛度要求。

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（編輯?武曉英）