渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)拉桿系統(tǒng)力學(xué)分析

文 敏，解夢濤，張 強(qiáng)，雷曉波

（中國飛行試驗(yàn)研究院，西安710089）

渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)拉桿系統(tǒng)力學(xué)分析

文 敏，解夢濤，張 強(qiáng)，雷曉波

（中國飛行試驗(yàn)研究院，西安710089）

基于渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)拉桿系統(tǒng)，對(duì)各拉桿的受力狀態(tài)進(jìn)行分析，推導(dǎo)拉桿系統(tǒng)力學(xué)方程，并得到拉桿之間的力學(xué)關(guān)系，結(jié)果顯示各拉桿所受拉力比值為常數(shù)，該常數(shù)僅取決于拉桿的尺寸、安裝角度、材料參數(shù)等。基于A N SY S W orkbench建立拉桿系統(tǒng)有限元模型，對(duì)該系統(tǒng)進(jìn)行靜力學(xué)分析得到拉桿應(yīng)變隨拉力的變化關(guān)系,并得到不同拉桿拉力之間的關(guān)系，數(shù)值仿真結(jié)果與理論分析結(jié)論相互印證。為基于安裝節(jié)拉桿的渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)飛行拉力測量奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

安裝節(jié)；拉桿系統(tǒng)；力學(xué)分析；渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)；飛行拉力

0 引言

渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)系統(tǒng)是將發(fā)動(dòng)機(jī)拉力傳遞給飛機(jī)的重要系統(tǒng)，由主輔安裝節(jié)及傳力拉桿組成。其中主輔安裝節(jié)位于發(fā)動(dòng)機(jī)上，傳力拉桿在空間組成空間桿系結(jié)構(gòu)。桿系結(jié)構(gòu)受力復(fù)雜，對(duì)其進(jìn)行詳細(xì)的受力分析對(duì)于確定渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)飛行拉力有重要意義。

渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)飛行拉力的測量對(duì)于確定飛機(jī)及發(fā)動(dòng)機(jī)的性能具有重要意義。國內(nèi)對(duì)于渦噴、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)推力的測量方法進(jìn)行了詳細(xì)研究及試驗(yàn)[1-5]，而對(duì)于渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)飛行拉力的測量研究較少。國外H.Muhammad[6]詳細(xì)給出了幾種從飛行試驗(yàn)測量參數(shù)中獲取渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)拉力的方法，包括發(fā)動(dòng)機(jī)和螺旋槳模型法、螺旋槳模型法、螺旋槳后總壓測量法和發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)載荷測量法；Muhardi[7]等在PZL-104 Wilga-Nurtanio‘Gelatik’實(shí)驗(yàn)室的飛機(jī)安裝節(jié)系統(tǒng)上，利用發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)載荷測量法對(duì)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)飛行拉力進(jìn)行了測量試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明利用發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)載荷測量法測得的拉力與其他方法測得的結(jié)果非常接近。國內(nèi)曹高峰[8-9]等嘗試通過實(shí)測發(fā)動(dòng)機(jī)承力桿系的應(yīng)變來計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的拉力。該方法與發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)載荷測量法較為接近，但由于發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中桿系受力復(fù)雜，沒有進(jìn)行詳細(xì)計(jì)算分析，所得測量結(jié)果與預(yù)期有一定差異。

本文以發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)載荷測量法進(jìn)行渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)飛行拉力測量為背景，以某渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)拉桿系統(tǒng)為例，對(duì)其進(jìn)行詳細(xì)的力學(xué)分析，得到各拉桿的受力狀態(tài)，推導(dǎo)得到拉桿系統(tǒng)力學(xué)方程，從而得到拉桿之間的受力關(guān)系。并建立拉桿系統(tǒng)的有限元模型進(jìn)行靜力學(xué)分析，進(jìn)一步驗(yàn)證了拉桿之間受力關(guān)系的正確性，為后續(xù)利用渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)拉力測量奠定基礎(chǔ)。

1 安裝節(jié)拉桿系統(tǒng)受力分析

1.1 拉桿系統(tǒng)簡述

某發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)拉桿系統(tǒng)如圖1所示。該系統(tǒng)由8根拉桿組成，沿發(fā)動(dòng)機(jī)中軸線對(duì)稱分布[10]。其中CD、GI拉桿為輔助安裝節(jié)拉桿，其余桿件均為主安裝節(jié)拉桿。

選取一側(cè)拉桿系統(tǒng)進(jìn)行簡化分析，定義X軸順航向(發(fā)動(dòng)機(jī)軸向）、Y軸側(cè)向、Z軸垂向（重力方向）。AE、AD、AB、CD 桿的結(jié)構(gòu)參數(shù)見表 1。

表1 拉桿結(jié)構(gòu)參數(shù)

1.2 受力狀態(tài)分析

AE桿的安裝形式為鉸鏈接，因此只受到約束平面內(nèi)2個(gè)方向的作用力即X、Y向作用力；AE、AD在XZ平面內(nèi)，AD桿一側(cè)為固定鏈接，一側(cè)為鉸鏈接，也受到約束平面內(nèi)2個(gè)方向的作用力即X、Z向作用力；AB兩側(cè)均為鉸鏈接約束，其受到約束平面2個(gè)方向的作用力即X、Z向作用力；CD桿一側(cè)為球鏈接，一側(cè)為鉸鏈接，受到3個(gè)方向的作用力。各拉桿的作用力方向見表2。

表2 拉桿結(jié)構(gòu)參數(shù)

分析得到，桿件的安裝形式?jīng)Q定桿件的受力狀態(tài)，其中的拉力主要由AD、AB、AE桿承受；重力由除AE外3根桿共同承受，側(cè)向力由AE、CD桿承受。輔助安裝節(jié)拉桿CD承受軸向載荷和垂向載荷及側(cè)向載荷，垂向載荷包括發(fā)動(dòng)機(jī)重力、法向過載等，其中拉桿CD承受的軸向載荷來自于發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管噴出的燃?xì)猱a(chǎn)生的作用力，且只占總推力的5%左右，為了簡化分析將其忽略[11-12]。

1.3 受力關(guān)系推導(dǎo)

不計(jì)輔助安裝節(jié)傳遞的較小軸向力，則飛行拉力可以表達(dá)為

式中：FA-x、FF-x為節(jié)點(diǎn)A、F所受的軸向力；Fx為軸向力。

在只考慮飛機(jī)穩(wěn)定平飛狀態(tài)下，拉桿的受力狀態(tài)可以認(rèn)為是2力桿。根據(jù)安裝節(jié)點(diǎn)A的軸向力平衡方程

根據(jù)安裝條件和變形協(xié)調(diào)條件[13]，各拉桿在安裝節(jié)點(diǎn)處的變形相互協(xié)調(diào)，即

桿件的應(yīng)變?yōu)?/p>

式中：Δl為拉桿變形；l為拉桿長度；F為桿件所受拉力；S為桿件橫截面積；E為桿件材料彈性模量。

進(jìn)一步推得

由式（3）和式（5）得到

式中：lAE、lAD、lAB分別為 AE、AD、AB 桿長度；SAE、SAD、SAB分別為AE、AD、AB拉桿橫截面積。

拉桿系統(tǒng)材料（E）相同的情況下，式（6）可推得拉桿拉力之間的關(guān)系

根據(jù)某型發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)拉桿系統(tǒng)實(shí)際幾何尺寸及空間分布關(guān)系，由式（7）計(jì)算得到：K1=1.033、K2=0.92。

拉力軸向分量與拉桿拉力的關(guān)系為

式中：FAE、FAD、FAB為 AE、AD、AB 桿所受拉力；FAE-x、FAD-x、FAB-x為AE、AD、AB桿所受拉力沿軸向分量。

結(jié)合式（2）、（7）、（8）得到飛行拉力的表達(dá)式

另 K3=2（cos θAB-x+K1cos θAD-x+K2cos θAE-x），式（9）可進(jìn)一步簡化為

式（10）表達(dá)的意義為飛行拉力正比于AB桿的拉力，比例系數(shù)取決于拉桿系統(tǒng)的材料、尺寸、安裝角度，在拉桿尺寸及空間位置確定的狀態(tài)下，K1-K3均為常數(shù)。

2 拉桿系統(tǒng)有限元分析

對(duì)如圖1所示的安裝節(jié)拉桿系統(tǒng)進(jìn)行建模仿真，考慮到輔助拉桿CD傳遞較小的軸向力，發(fā)動(dòng)機(jī)主安裝節(jié)上承受較小的發(fā)動(dòng)機(jī)重力，相比于發(fā)動(dòng)機(jī)軸向力而言可以忽略不計(jì)。因此在建模過程中將拉桿系統(tǒng)簡化為AE、AD、AB組成的拉桿系統(tǒng)，并且拉桿系統(tǒng)所受載荷為安裝節(jié)處（A點(diǎn)）的軸向力。

拉桿系統(tǒng)有限元模型如圖2所示，采用WORKBENCH分別對(duì)拉桿系統(tǒng)的各部件劃分六面體為主的網(wǎng)格，采用實(shí)體單元solid185建模，共劃分114597個(gè)節(jié)點(diǎn)，124170個(gè)單元。拉桿系統(tǒng)材料參數(shù)見表3[14]。

系統(tǒng)的邊界條件為：（1）安裝座處固支；（2）拉桿與安裝支座連接處設(shè)置為接觸（bonded）約束條件[15]；（3）安裝節(jié)處側(cè)向和垂向位移為零；（4）主安裝節(jié)支座處受到沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸線方向的飛行拉力F。

拉桿系統(tǒng)在20 kN軸向作用力下的變形分布如圖3所示。最大變形為0.195 mm，位于安裝節(jié)處。拉桿系統(tǒng)整體沿軸向伸長。提取3根拉桿安裝支座處的支反力得到拉桿拉力的比例關(guān)系并與式（7）理論計(jì)算值進(jìn)行對(duì)比分析。計(jì)算結(jié)果見表4。從表中可見，理論計(jì)算與數(shù)值仿真得到的拉桿拉力的比例關(guān)系相互吻合，相對(duì)誤差較小，可滿足工程精度要求。同樣從側(cè)面印證了式（7）理論上的正確性。

表3 材料參數(shù)(20℃)

表4 拉桿拉力比例系數(shù)

3根拉桿應(yīng)力分布分別如圖4～6所示。從圖中可見，AB、AD、AE 桿的最大應(yīng)力分別為 100.58、36.4、42.94 MPa?？梢钥闯?，拉桿應(yīng)力水平較低，約為150 MPa，飛行拉力主要由3根拉桿承受，且每根拉桿承受的拉力相差不大。為了定量分析3根拉桿承受拉力與拉桿應(yīng)變的關(guān)系，選取3根拉桿距離主安裝節(jié)200 mm處作為分析對(duì)象，對(duì)不同拉力下所選取的節(jié)點(diǎn)的應(yīng)變進(jìn)行提取并對(duì)比分析。不同拉力水平下各桿件選取節(jié)點(diǎn)的平均應(yīng)變及比例關(guān)系見表4，并如圖7所示。

表4 拉桿應(yīng)變隨拉力變化

從表4、圖7中可以得出如下結(jié)論：

（1）各拉桿的應(yīng)變與拉力呈線性關(guān)系且比例系數(shù)一定。

（2）2個(gè)拉桿之間的應(yīng)變比值為一常數(shù)且不隨拉力的變化而變化。

3 結(jié)論

（1）通過對(duì)桿件的安裝形式進(jìn)行詳細(xì)的結(jié)構(gòu)及力學(xué)分析，得到各桿件的受力狀態(tài)，拉力主要由AD、AB、AE桿承受，AE、CD桿承受全部側(cè)向力，重力由所有桿件共同承受；

（2）通過理論推導(dǎo)得到拉桿之間所承受拉力的比值為一定值，各拉桿所承受拉力占飛行拉力的百分比為一定值，比例系數(shù)取決于拉桿的尺寸及安裝角度；

（3）通過對(duì)某型安裝節(jié)系統(tǒng)進(jìn)行有限元建模分析，所得結(jié)果與上述理論分析結(jié)果相互印證。

[1]杜鶴齡.航空發(fā)動(dòng)機(jī)推力的測量和確定方法 [J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),1997,12（4）:389-392.DU Heling.Measurement and determination of thrust of aircraft engines[J].Journal of Aerospace and Power,1997,12（4）:389-392.(in Chinese)

[2]劉選民,武立.飛行推力測量綜述[J].飛行試驗(yàn),1994（3）：2-6.LIU Xuanmin,WU Li.Summarize of flight thrust measurement[J].Flight Test,1994（3）:2-6.(in Chinese)

[3]Conner T R，Sims R L.Full flight envelope direct thrust measurement on a supersonic aircraft[R].NASA-TM-206560,1998.

[4]Conner T R.Measurement effects on the calculation of in-flight thrust for an F404 turbofan engine[R].NASA-TM-4140,1989.

[5]廉小純,陳輔群,沈韶瀛,等.飛機(jī)飛行中發(fā)動(dòng)機(jī)推力的測定[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),1994（1）:1-4.LIAN Xiaochun,CHEN Fuqun,SHEN Shaoying,et al.A method for determining aircraft engine gross thrust in flight[J].Journal of Aerospace and Power,1994（1）:1-4.(in Chinese)

[6]Muhammad H,Muhardi W K,Sritjahjono B E.In-flight thrust determination by load measurement on the engin mounting system[C]//ICAS 2000 Congress，2000.

[7]曹高峰,原博,郭斌.應(yīng)變計(jì)法測量螺旋槳拉力 [J].工程與試驗(yàn),2013,53（2）:12-15.CAO Gaofeng,YUAN Bo,GUO Bin.Using strain gauge to measure the pull force of propeller[J].Engineering&Test,2013,53（2）:12-15.(in Chinese)

[8]宋江勇.某型運(yùn)輸機(jī)螺旋槳有效拉力的應(yīng)變計(jì)法測量技術(shù)[J].科學(xué)技術(shù)與工程,2012，8（12）:5680-5684.SONG Jiangyong.Strain method technology in measuring effective propeller thrust of X-type transport airplane[J].Science Technology and Engineering,2012,8（12）:5680-5684.（in Chinese）

[9]羅安陽,陳輔群.航空渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展現(xiàn)狀與展望[J].航空科學(xué)技術(shù),2013（5）:1-5.LUO Anyang,CHEN Fuqun.Recent advances and prospective of turboprop engines[J].Aeronautical Science&Technology,2013（5）:1-5.（in Chinese）

[10]周輝華.國外渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展[J].航空科學(xué)技術(shù),2013（1）:18-22.ZHOU Huihua.The development prospect of turbo-propeller[J].Aeronautical Science&Technology,2013（1）:18-22.（in Chinese）

[11]謝傳鋒.靜力學(xué)[M].北京：高等教育出版社,1999：22-31.XIE Chuanfeng.Statics[M].Beijing:High Education Press,1999：22-31.(in Chinese)

[12]曾攀，雷麗萍.基于ANSYS平臺(tái)有限元分析手冊(cè)-結(jié)構(gòu)的建模與分析[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2010：155-179.ZENG Pan,LEI Liping.Finite element analysis guide:modeling and analysis of structure [M].Beijing：China Machine Press,2010：155-179.（in Chinese）

Mechanical Analysis of Tie Rod System for Turboprop Engine

WEN Min,XIE Meng-tao,ZHANG Qiang,LEI Xiao-bo
（Chinese Flight Test Establishment,Xi'an,710089,China）

The stress state of each rod was analyzed based on the tie rod system of turboprop engine mounting.The mechanical equation of tie rod system was deduced and the mechanical relationship between the rods was obtained.The results show that the tension ratio of each rod is a constant and the constant depends only on the size of the rod,installation angle,material parameters.Finally,the finite element model of tie rod system was established based on Ansys Workbench,the static analysis of the system was performed to obtain the variation relation of the rod tension strain with the tension.The relation between the tensions of different pull rods was obtained.The numerical simulation results and the theoretical analysis conclusions confirmed each other.It is the technical foundation for the measurement of the flight tension of propeller engine based on the installation rod.

installation section;tie rod system;mechanical analysis;turboprop engine;flying force

V 233

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.05.013

2017-02-21

文敏（1990），男，碩士，工程師，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)度振動(dòng)飛行試驗(yàn)工作；E-mail：wenmin05040205@163.com。

文敏，解夢濤，張強(qiáng)，等.渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)拉桿系統(tǒng)力學(xué)分析[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2017，43（5）：74-78.WEN Min，XIE Mengtao,ZHANG Qiang，et al.Mechanical analysis of tie rod system for turboprop engine[J].Aeroengine，2017，43（5）：74-78.

（編輯：李華文）