航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙應(yīng)力分析和強(qiáng)度設(shè)計(jì)

邱伶 李慧芳 錢才富

摘要：針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙結(jié)構(gòu)和載荷復(fù)雜、常規(guī)計(jì)算很難做到精確的強(qiáng)度設(shè)計(jì)和進(jìn)行疲勞分析的問(wèn)題，對(duì)某航空發(fā)動(dòng)機(jī)大型試驗(yàn)艙進(jìn)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(jì)標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行強(qiáng)度評(píng)定。為保證試驗(yàn)艙的密封性和結(jié)構(gòu)完整性，研究試驗(yàn)艙變形和外壓失穩(wěn)，并對(duì)結(jié)構(gòu)薄弱位置進(jìn)行改造。結(jié)果表明，在不同工況下，改造后航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙的強(qiáng)度、變形和穩(wěn)定性均滿足要求。

關(guān)鍵詞：

試驗(yàn)艙; 應(yīng)力分析; 強(qiáng)度評(píng)定; 校核; 改造; 有限元

中圖分類號(hào)：V211.742; TB115.1

文獻(xiàn)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(dòng)機(jī)試驗(yàn)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(yàn)是飛機(jī)設(shè)計(jì)驗(yàn)證的可靠手段，可以實(shí)現(xiàn)各類動(dòng)態(tài)模擬，用于在各種流速和運(yùn)行條件下的空氣動(dòng)力學(xué)模擬試驗(yàn)，可為飛機(jī)設(shè)計(jì)和優(yōu)化提供試驗(yàn)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(cè)和驗(yàn)證跨聲速馬赫數(shù)飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)性能，在德國(guó)?荷蘭風(fēng)洞的高速隧道中進(jìn)行試驗(yàn)。MUGGIASCA等[4]對(duì)2個(gè)輕型細(xì)長(zhǎng)的拱形結(jié)構(gòu)進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，證實(shí)其在低于設(shè)計(jì)風(fēng)速下會(huì)發(fā)生動(dòng)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(jìn)氣道模型相結(jié)合的飛機(jī)起動(dòng)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(jìn)行溫度和速度測(cè)量，以分析離子風(fēng)對(duì)風(fēng)洞中加熱板的影響。航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)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(jì)算很難做到精確的強(qiáng)度設(shè)計(jì)，而數(shù)值分析可為航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙的強(qiáng)度設(shè)計(jì)提供可行方法。虞擇斌等[7]和解亞軍等[8]分別對(duì)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(jìn)行有限元計(jì)算，分析艙體應(yīng)力和應(yīng)變的靜態(tài)和動(dòng)態(tài)特性。解亞軍等[8]還對(duì)比水壓試驗(yàn)結(jié)果，認(rèn)為合理簡(jiǎn)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(duì)某環(huán)境風(fēng)洞主體結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元計(jì)算，獲得靜力學(xué)和模態(tài)分析結(jié)果，驗(yàn)證其支座結(jié)構(gòu)和分布位置的合理性。此外，在實(shí)際試驗(yàn)環(huán)境中，溫度場(chǎng)的變化會(huì)產(chǎn)生熱膨脹，因此航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙除受到壓力和外載荷引起的機(jī)械應(yīng)力外，還可能產(chǎn)生熱應(yīng)力。在對(duì)試驗(yàn)艙進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算時(shí)，往往還須考慮由于溫度變化造成的熱膨脹和熱應(yīng)力，進(jìn)行熱?結(jié)構(gòu)耦合分析。宿?；踇10]和沈雪敏[11]對(duì)不同結(jié)構(gòu)的航空試驗(yàn)艙進(jìn)行包括機(jī)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(jì)，可滿足工程建造要求。

本文基于《鋼制壓力容器——分析設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)》（JB 4732—1995，2005確認(rèn)版）[12]，應(yīng)用有限元法，對(duì)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(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙進(jìn)行應(yīng)力分析和強(qiáng)度、剛度及穩(wěn)定性評(píng)定，并對(duì)結(jié)構(gòu)不合理之處進(jìn)行改進(jìn)。

1?有限元分析模型的建立

1.1?幾何模型和設(shè)計(jì)參數(shù)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙主要結(jié)構(gòu)包括前室、艙體、艙門、加強(qiáng)筋、支座和接管等，總長(zhǎng)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(jì)參數(shù)見(jiàn)表1，主要受壓元件材料見(jiàn)表2，建立的試驗(yàn)艙整體結(jié)構(gòu)有限元幾何模型見(jiàn)圖1。

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

為方便發(fā)動(dòng)機(jī)的裝卸操作，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙艙體上開(kāi)1個(gè)長(zhǎng)9 500 mm、寬3 000 mm的長(zhǎng)圓形大開(kāi)孔接管，并配有1個(gè)大艙門。艙門幾何模型見(jiàn)圖2。

通過(guò)水平軌道移送開(kāi)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(qiáng)度外，還必須保證有足夠的剛度，以保證艙門和大開(kāi)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(jì)要求。

采用ANSYS進(jìn)行數(shù)值模擬，前室筒體和艙體筒體采用SOLID SHELL實(shí)體殼單元?jiǎng)澐志W(wǎng)格，加強(qiáng)筋、接管、人孔、艙門直邊和艙門等其他結(jié)構(gòu)采用SOLID185實(shí)體單元?jiǎng)澐志W(wǎng)格，并進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性檢驗(yàn)，最終模型單元數(shù)量為6 550 675個(gè)，節(jié)點(diǎn)數(shù)量為3 334 831個(gè)。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(jì)算要求。試驗(yàn)艙整體結(jié)構(gòu)有限元網(wǎng)格模型見(jiàn)圖3。

1.2?載荷與約束

該航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙設(shè)計(jì)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(guò)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(shí)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(jì)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(jì)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(yàn)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(jiàn)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(jiàn)表3。

模型中的約束根據(jù)實(shí)際支座的約束條件確定。航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙支座較多，為保證結(jié)構(gòu)穩(wěn)定，各支座均通過(guò)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(méi)有相互限制。試驗(yàn)艙滑動(dòng)支座幾何模型見(jiàn)圖5，滑動(dòng)支座各滑板結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖6。各滑板通過(guò)螺栓連接，但能進(jìn)行特定方向的滑動(dòng)。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(chǎng)和應(yīng)力場(chǎng)分布

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

2.2?應(yīng)力強(qiáng)度校核

試驗(yàn)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(jì)標(biāo)準(zhǔn)》（JB 4732—1995，2005確認(rèn)版）進(jìn)行強(qiáng)度校核，采用按最大剪應(yīng)力理論得到的應(yīng)力強(qiáng)度進(jìn)行評(píng)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(qiáng)度，分別為一次總體薄膜應(yīng)力強(qiáng)度SⅠ、一次局部薄膜應(yīng)力強(qiáng)度SⅡ、一次局部薄膜應(yīng)力加一次彎曲應(yīng)力的應(yīng)力強(qiáng)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(qiáng)度SⅣ，以及峰值應(yīng)力強(qiáng)度SⅤ，不同的應(yīng)力強(qiáng)度給予不同的限制。此外，對(duì)于采用實(shí)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(xiǎn)點(diǎn)沿殼體厚度進(jìn)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(jìn)行應(yīng)力分類。

本文分析的航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙結(jié)構(gòu)復(fù)雜，需進(jìn)行應(yīng)力線性化的區(qū)域和危險(xiǎn)點(diǎn)很多，此處對(duì)應(yīng)力線性化過(guò)程不展開(kāi)介紹，只給出最大應(yīng)力強(qiáng)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(jì)應(yīng)力強(qiáng)度，取決于材料的牌號(hào)、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(yàn)艙的最大SⅠ、SⅡ和SⅣ均小于對(duì)應(yīng)的許用值，因此可認(rèn)為在該載荷工況作用下試驗(yàn)艙滿足強(qiáng)度要求。

2.3?外壓穩(wěn)定性和疲勞強(qiáng)度校核

航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙運(yùn)行會(huì)承受外壓作用，因此須進(jìn)行外壓穩(wěn)定性計(jì)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(dá)到7以上。為此，經(jīng)多次分析并調(diào)整加強(qiáng)筋布置，最終得到的1階線性失穩(wěn)模態(tài)見(jiàn)圖10。1階線性失穩(wěn)模態(tài)對(duì)應(yīng)的臨界壓力為0.779 MPa，失穩(wěn)出現(xiàn)在外加強(qiáng)圈上，滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙外壓失穩(wěn)的嚴(yán)格要求。

另外，經(jīng)有限元計(jì)算得到12種工況下設(shè)備的峰值應(yīng)力強(qiáng)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(jì)標(biāo)準(zhǔn)》（JB 4732—1995，2005確認(rèn)版）相關(guān)圖表，插值計(jì)算得到各交變應(yīng)力幅下的允許循環(huán)次數(shù)，見(jiàn)表4。由各工況下設(shè)計(jì)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(yàn)艙的總使用系數(shù)U=0.91<1.00，表明航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙設(shè)備滿足疲勞強(qiáng)度要求。

3?結(jié)構(gòu)改進(jìn)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)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(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙一般依據(jù)相關(guān)規(guī)范或經(jīng)驗(yàn)并參考類似結(jié)構(gòu)進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，但是數(shù)值分析發(fā)現(xiàn)，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙的原始設(shè)計(jì)中，有些局部結(jié)構(gòu)不合理，例如：滑動(dòng)支座中滑板上的長(zhǎng)圓孔大小不合理，不能消除整體熱應(yīng)力;加強(qiáng)筋大小和分布不太合理，有些加強(qiáng)筋受載很大，有些幾乎沒(méi)有作用;艙門處由于變形過(guò)大，可能無(wú)法密封和保證艙門行走順暢。針對(duì)這些問(wèn)題進(jìn)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(guò)大的問(wèn)題。

在負(fù)壓工況下，由于壓力作用，艙門與長(zhǎng)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(zhǎng)圓形直邊端由快開(kāi)結(jié)構(gòu)壓緊，因此分析中采用不分離接觸模擬艙門與長(zhǎng)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(shí)際狀態(tài)，但分析過(guò)程中發(fā)現(xiàn)，艙門長(zhǎng)圓形直邊端在壓力作用下會(huì)產(chǎn)生較大的位移，航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙在0.1 MPa外壓作用下的整體變形云圖見(jiàn)圖11，試驗(yàn)艙y方向的變形云圖見(jiàn)圖12，其中y方向?yàn)榇怪庇谂撻T長(zhǎng)圓形直邊端的長(zhǎng)邊。由此可以看出，在艙門長(zhǎng)圓形直邊端長(zhǎng)邊中心位置出現(xiàn)28.62 mm的垂直變形。如此大的變形量無(wú)法保證艙門處密封，并且艙門會(huì)無(wú)法行走而影響開(kāi)閉。為此，在艙門長(zhǎng)圓形直邊端部增加2個(gè)止口，長(zhǎng)為2 000 mm、寬為50 mm、高為10 mm，見(jiàn)圖13。在相同工況條件下，改進(jìn)后試驗(yàn)艙整體變形分布見(jiàn)圖14，試驗(yàn)艙的y方向變形見(jiàn)圖15。由此可知，試驗(yàn)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(yàn)艙的密封，滿足艙門行走機(jī)構(gòu)的剛度要求。

4?結(jié)?論

對(duì)某大型航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙進(jìn)行有限元數(shù)值分析，解決因結(jié)構(gòu)、載荷復(fù)雜而無(wú)法依據(jù)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行精確強(qiáng)度設(shè)計(jì)的問(wèn)題，主要結(jié)論如下。

（1）建立航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙整體有限元模型，進(jìn)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(jì)標(biāo)準(zhǔn)》（JB 4732—1995，2005確認(rèn)版）進(jìn)行強(qiáng)度評(píng)定，保證航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙強(qiáng)度安全。

（2）通過(guò)多次分析并調(diào)整加強(qiáng)筋布置，得到的發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙1階線性失穩(wěn)模態(tài)對(duì)應(yīng)的臨界壓力為0.779 MPa，失穩(wěn)出現(xiàn)在外加強(qiáng)圈上，滿足對(duì)該航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)艙外壓失穩(wěn)安全系數(shù)大于7的嚴(yán)格要求。

（3）對(duì)原設(shè)計(jì)的多處不合理結(jié)構(gòu)進(jìn)行局部改進(jìn)，其中針對(duì)艙門長(zhǎng)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(yàn)艙的密封，滿足艙門行走機(jī)構(gòu)的剛度要求。

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（編輯?武曉英）