航空發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣靜強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)研究

程歡歡，柳翰羽，劉 韜，霍成民，魏洪吉

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，遼寧 沈陽 110015）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣是連接中介機(jī)匣和渦輪后機(jī)匣的承力件，形成外涵氣流通道，固定內(nèi)涵穿出的傳感器、管路以及外部附件、支架和管路等構(gòu)件[1-2]。外涵機(jī)匣在使用時(shí)承受氣體壓力和各種機(jī)械載荷的綜合作用，因此外涵機(jī)匣的強(qiáng)度儲備關(guān)系著飛行安全。某型發(fā)動(dòng)機(jī)在研制過程中為了減輕發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量，采用復(fù)合材料制造發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣[3]，復(fù)合材料機(jī)匣的可靠性需要進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。本文以某型發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料外涵機(jī)匣后段為例，設(shè)計(jì)強(qiáng)度試驗(yàn)加載方案，并進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 外涵機(jī)匣后段機(jī)匣結(jié)構(gòu)及載荷

外涵機(jī)匣后段結(jié)構(gòu)及承載示意圖如圖1所示。試驗(yàn)時(shí)約束機(jī)匣前安裝邊，對機(jī)匣施加內(nèi)壓載荷和后安裝邊軸向力、側(cè)向力、彎矩和扭矩載荷。

圖1 外涵機(jī)匣后段試驗(yàn)件承載示意圖

2 試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

2.1 內(nèi)壓載荷q加載方法

2.1.1 內(nèi)壓加載結(jié)構(gòu)

在傳統(tǒng)的機(jī)匣壓力試驗(yàn)加載方法中，對機(jī)匣側(cè)壁施加內(nèi)壓載荷的同時(shí)，內(nèi)壓載荷也會對機(jī)匣產(chǎn)生軸向力，該軸向力大小與內(nèi)壓載荷關(guān)聯(lián)，不能單獨(dú)控制，且該軸向力大小往往與試驗(yàn)要求的軸向力載荷不一致。因此，本文設(shè)計(jì)了如圖2所示的內(nèi)壓載荷加載結(jié)構(gòu)。底板、支撐機(jī)匣、外涵機(jī)匣、模擬機(jī)匣和內(nèi)壓承載板形成一個(gè)封閉腔體，試驗(yàn)時(shí)由油源向封閉腔體內(nèi)充液壓油施加內(nèi)壓載荷。該加載結(jié)構(gòu)中，由內(nèi)壓承載板、承載螺桿、密封螺母和對應(yīng)部位的密封圈組成了承載全部內(nèi)壓產(chǎn)生的軸向力的承載裝置，細(xì)節(jié)如圖3所示。內(nèi)壓承載板與模擬機(jī)匣間通過密封圈保證封閉腔體密封要求，內(nèi)壓作用在承載板上產(chǎn)生的軸向力通過承載螺桿和底板作用在基礎(chǔ)平臺上，消除內(nèi)壓對試驗(yàn)件后安裝邊軸向力加載的影響。

圖2 內(nèi)壓載荷加載結(jié)構(gòu)示意圖

圖3 內(nèi)壓軸向力承載裝置細(xì)節(jié)

2.1.2 內(nèi)壓密封

為滿足外涵機(jī)匣后段靜強(qiáng)度試驗(yàn)中內(nèi)壓載荷的加載要求，需要進(jìn)行內(nèi)壓密封設(shè)計(jì)。試驗(yàn)加載過程中大多數(shù)情況為靜密封，承載板軸向密封處可看作線速度很低的動(dòng)密封，均屬于接觸型密封，因此采用O形密封圈密封。O形密封圈在低壓時(shí)主要依靠橡膠的彈性密封，而當(dāng)壓力提高時(shí)，則靠密封圈預(yù)壓縮變形和液壓油作用下的變形來實(shí)現(xiàn)密封。一般情況下，密封圈的預(yù)壓縮量為斷面直徑的15%～30%，選擇內(nèi)壓承載板處密封圈規(guī)格時(shí)，可按公式（1）對由預(yù)壓縮和液壓油壓力引起的O形密封圈的摩擦力[4]進(jìn)行計(jì)算：

式（1）中：f為O形密封圈與接觸面間的摩擦系數(shù)；D為密封面直徑，mm；w為O形密封圈截面直徑，mm；μ為密封圈泊松比；E為密封圈彈性模量，MPa；e為密封圈壓縮率；P為密封圈工作壓力，MPa。

2.2 機(jī)械載荷加載方法

外涵機(jī)匣后段靜強(qiáng)度試驗(yàn)中，機(jī)匣后安裝邊側(cè)向力、軸向力、彎矩和扭矩均采用了如圖4所示的加載單元形式加載。

圖4 加載單元結(jié)構(gòu)

試驗(yàn)考核試驗(yàn)件在各路載荷綜合作用下的承載能力，為了簡化結(jié)構(gòu)，便于加載，將My和Mz合成為Myz，并將軸向力Fx通過彎矩加載裝置一同施加，即通過圖5中的加載單元結(jié)構(gòu)在加載板上加載，由公式（5）可以得到兩個(gè)加載點(diǎn)的角向位置（與z軸夾角）。

圖5 軸向力Fx和彎矩Myz加載結(jié)構(gòu)示意圖

扭矩Mx通過模擬機(jī)匣安裝邊加載，其結(jié)構(gòu)如圖6所示。通過公式（6）可得到液壓作動(dòng)器載荷FMx，其中L′為扭矩加載力臂長度。為保證加載精度，兩個(gè)油缸所施加載荷必須同步且大小相等，因此采用兩套完全相同的加載單元結(jié)構(gòu)，同時(shí)接入一路液壓伺服閥，以此使兩路加載單元結(jié)構(gòu)輸出的作用力相同。

圖6 扭矩Mx加載結(jié)構(gòu)示意圖

側(cè)向力Fy、Fz通過模擬機(jī)匣安裝邊加載，如圖7所示。

圖7 側(cè)向力加載結(jié)構(gòu)示意圖

3 加載結(jié)構(gòu)有限元分析

靜強(qiáng)度試驗(yàn)中，只有加載工裝具有足夠的強(qiáng)度儲備，才能保證試驗(yàn)順利開展。為驗(yàn)證上述外涵機(jī)匣后段靜強(qiáng)度試驗(yàn)加載結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度，保證試驗(yàn)裝置的可靠性，利用UG NX高級仿真模塊建立了加載工裝的有限元模型。加載板、模擬機(jī)匣上下安裝邊、模擬機(jī)匣筒體和加強(qiáng)筋的有限元模型均采用六面體單元?jiǎng)澐值姆绞?，螺紋連接處采用一維梁單元來模擬，如圖8所示。經(jīng)計(jì)算分析，加載結(jié)構(gòu)的最大主應(yīng)力云圖如圖9所示，加載結(jié)構(gòu)滿足靜強(qiáng)度試驗(yàn)的使用要求。

圖8 加載結(jié)構(gòu)有限元模型

圖9 加載結(jié)構(gòu)最大主應(yīng)力云圖

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

利用本文加載方案設(shè)計(jì)的試驗(yàn)器，完成了外涵機(jī)匣后段靜力試驗(yàn)。表1為屈服試驗(yàn)狀態(tài)下應(yīng)變的試驗(yàn)測量結(jié)果和計(jì)算結(jié)果的對比。通過對比可知，試驗(yàn)件屈服強(qiáng)度試驗(yàn)測得的最大應(yīng)變與試驗(yàn)仿真分析計(jì)算得到的對應(yīng)部位最大周向應(yīng)變符合性較好?？梢姡疚奶岢龅耐夂瓩C(jī)匣后段靜力試驗(yàn)方案可以滿足對外涵機(jī)匣后段的靜強(qiáng)度考核要求。

5 結(jié)論

為研究航空發(fā)動(dòng)機(jī)外涵機(jī)匣靜強(qiáng)度試驗(yàn)加載技術(shù)，本文進(jìn)行了試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)，并對加載結(jié)構(gòu)進(jìn)行了有限元校核。通過某型外涵機(jī)匣后段靜強(qiáng)度試驗(yàn)，驗(yàn)證了試驗(yàn)方案可以達(dá)到外涵機(jī)匣后段靜強(qiáng)度考核的目的。