航空發(fā)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(fā)動機的性能特性時，發(fā)動機進口的大氣總溫和總壓是必不可少的關(guān)鍵參數(shù)，需要在進氣道出口加裝總溫總壓測頭。為了確保測頭的結(jié)構(gòu)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(tài)分析以及測頭對發(fā)動機進氣道性能及穩(wěn)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(fā)動機試飛工作的順利開展，同時也為后續(xù)航空發(fā)動機型號中測頭的設(shè)計和使用等提供依據(jù)。

關(guān)鍵詞：性能特性;總溫總壓測頭;總壓損失;進氣畸變;模態(tài)分析

中圖分類號：V231.3 文獻標識碼：A

現(xiàn)代航空燃氣渦輪發(fā)動機是集熱機與推進器于一體的復(fù)雜機械系統(tǒng)，涉及氣動、結(jié)構(gòu)強度、材料、控制等多學(xué)科，具有高溫、高壓、高轉(zhuǎn)速等苛刻的工作條件，為了驗證新研發(fā)動機的功能和性能，在發(fā)動機設(shè)計定型試飛期間，通常需要在航空發(fā)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(fā)動機進口截面的壓力參數(shù)和溫度參數(shù)[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(wěn)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(wěn)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(fā)動機振動或氣流激勵頻率相吻合，則會產(chǎn)生諧共振現(xiàn)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(tài)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(shù)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(tài)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(fā)生結(jié)構(gòu)破壞，對測頭進行了強度校核。

（1）測頭使用環(huán)境

環(huán)境壓力：0～150kPa，環(huán)境溫度：-65～85℃，馬赫數(shù)：0～1.0。

（2）測頭強度校核

測頭結(jié)構(gòu)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(fēng)有效面積如圖2所示，則計算迎風(fēng)面積為：

A=3.2-10^-4m²

根據(jù)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(fā)動機實際工作中最嚴苛的環(huán)境條件下進行測頭強度校核，即發(fā)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(huán)境海拔高度H為4750m，查表計算可得環(huán)境實際壓力為55.6kPa，環(huán)境溫度為-15.9℃，空氣密度為：

可求得主體迎風(fēng)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(zhì)，常溫時材料s_b=539MPa，安全系數(shù)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(tài)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(zhì)量的對模型網(wǎng)格劃分方法。對測量裝置主要工作部分（主體骨架）網(wǎng)格采用Patch Independent方式，網(wǎng)格大小為0.5mm;輔助部分（安裝座）采用默認劃分方式，網(wǎng)格大小為lmm。劃分后共有219496個節(jié)點，136626個單元，其有限元網(wǎng)格劃分的計算網(wǎng)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(tài)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(guān)參數(shù)，見表1。

可以算出發(fā)動機在慢車狀態(tài)與最大狀態(tài)之間工作時，對應(yīng)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(shè)計合理、安全，在發(fā)動機運行時不會發(fā)生共振現(xiàn)象。

2 安裝測頭對進氣道性能及穩(wěn)定性分析

2.1 物理模型

圖11為測頭的安裝位置三維數(shù)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(tài)為發(fā)動機地面最大狀態(tài)，計算設(shè)置、邊界條件及計算狀態(tài)設(shè)置如下[8～10]：

（1）計算設(shè)置

湍流模型采用SST模型，壁面函數(shù)采用自適應(yīng)壁面函數(shù)，空間及黏性項離散采用高階迎風(fēng)格式。

（2）邊界條件設(shè)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(fā)動機邊界條件，發(fā)動機相對換算轉(zhuǎn)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(tài)

雙發(fā)地面最大工作狀態(tài)。

2.3 計算結(jié)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(qū)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(jīng)過測頭后由于繞流運動產(chǎn)生了明顯的壓力損失，并且隨著流動向下游發(fā)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(qū)分布影響較小。

2.3.2 性能和穩(wěn)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(shù)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(shù)的變化，從表中可以看出帶測耙后周向畸變指數(shù)有所變小，由圖12可以看出，安裝的4支探針大多數(shù)位于高壓區(qū)內(nèi)，探針的尾跡造成原高壓區(qū)平均總壓下降，從而造成帶測頭時周向畸變指數(shù)的計算結(jié)果較不帶測頭時更小。

因此可以得出結(jié)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(jié)論

首先對總溫總壓測頭進行強度校核和模態(tài)分析，然后基于計算流體力學(xué)（CFD）仿真計算評估了測頭裝機對進氣道性能及穩(wěn)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(fā)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(xù)發(fā)動機型號試飛中測頭的設(shè)計和裝機可行性分析提供參考依據(jù)。

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(fā)動機相容性試驗[J].航空動力學(xué)報，2010（09）：2077-2083.

[3]顧培英，鄧昌，吳福生.結(jié)構(gòu)模態(tài)分析及其損傷診斷[M].南京：東南大學(xué)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(fā)動機氣動穩(wěn)定性模擬[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2006.

[7]張寶誠.航空發(fā)動機試驗和測試技術(shù)[M].北京：北京航空航天大學(xué)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(tài)分析技術(shù)[M].北京：清華大學(xué)出版社，1996.

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