航空發(fā)動機(jī)管路振動應(yīng)力原位抑制試驗(yàn)

黃 發(fā)，郭 壘，賈鵬超

（中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500）

0 引言

航空發(fā)動機(jī)管路系統(tǒng)主要作用是根據(jù)燃油系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、空氣系統(tǒng)、防冰系統(tǒng)等要求，為發(fā)動機(jī)輸送燃油、滑油、氣體等工作介質(zhì)，保證發(fā)動機(jī)各系統(tǒng)正常工作。管路系統(tǒng)不僅受到來自發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子不平衡力、流體脈動壓力等方面造成的振動以及發(fā)動機(jī)高溫、高壓等惡劣環(huán)境因素的影響，同時必須面對由加工、焊接和安裝等不確定因素引起的損傷、裝配應(yīng)力的問題。在中國正在使用的現(xiàn)役飛機(jī)（含發(fā)動機(jī)）管路失效的故障率占總故障率的52%。長期以來，航空發(fā)動機(jī)管路失效一直是影響其可靠性的重要問題之一。

管路振動應(yīng)力是評定管路可靠性的直接判據(jù)。美國《航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)通用規(guī)范》（MIL-E-5007D）明確指出應(yīng)在發(fā)動機(jī)上進(jìn)行管路系統(tǒng)的振動應(yīng)力測量，英國EGD-3 應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)也對管路系統(tǒng)提出了應(yīng)力要求，但中國無法獲得具體的管路振動應(yīng)力測試、抑制等相關(guān)內(nèi)容。中國諸多學(xué)者對管路振動應(yīng)力進(jìn)行了理論和試驗(yàn)研究。文獻(xiàn)[4]介紹了航空發(fā)動機(jī)管路系統(tǒng)振動應(yīng)力測試的一般方法；郝兵等介紹了一種利用快干膠結(jié)合常規(guī)應(yīng)變片進(jìn)行管路振動測量的方法；劉濤等介紹了發(fā)動機(jī)不同管型導(dǎo)管的振動應(yīng)力測試試驗(yàn)；石立等、史杰等、王鴻鑫針對飛機(jī)液壓管路進(jìn)行了應(yīng)力測試和優(yōu)化分析；李鑫等、王晶等、劉偉等分別分析了卡箍位置對管路振動的影響；程小勇對飛機(jī)液壓導(dǎo)管進(jìn)行了疲勞試驗(yàn)，并分析了裝配應(yīng)力對管路的影響；陳志英等對航空發(fā)動機(jī)空氣管路系統(tǒng)進(jìn)行了3 維全尺寸彈塑性分析及優(yōu)化設(shè)計；齊曉燕等對某民機(jī)液壓管路系統(tǒng)進(jìn)行了振動應(yīng)力試驗(yàn)及疲勞壽命分析。上述研究主要集中于飛機(jī)液壓管路，而對航空發(fā)動機(jī)管路系統(tǒng)的報告較少，同時中國學(xué)者的研究主要集中于數(shù)值仿真方面，很少結(jié)合發(fā)動機(jī)整機(jī)試驗(yàn)，在發(fā)動機(jī)真實(shí)工作環(huán)境下進(jìn)行管路系統(tǒng)振動應(yīng)力測試、分析和抑制工作。

本文以某型航空發(fā)動機(jī)管路系統(tǒng)為研究對象，提出振動應(yīng)力原位抑制的概念，建立管路振動應(yīng)力原位抑制的流程和方法，基于發(fā)動機(jī)整機(jī)試驗(yàn)，在發(fā)動機(jī)真實(shí)工作環(huán)境下對管路系統(tǒng)振動應(yīng)力的測試截面選取、試車程序確定進(jìn)行研究。

1 管路振動應(yīng)力原位抑制

1.1 管路振動應(yīng)力原位抑制概念

目前在國內(nèi)，管路振動應(yīng)力原位抑制研究僅限于在船舶管路中開展，在航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域尚未有相關(guān)研究。本文基于管路系統(tǒng)振動應(yīng)力測試及抑制的工程實(shí)踐，提出航空發(fā)動機(jī)管路振動應(yīng)力原位抑制的概念。

航空發(fā)動機(jī)管路振動應(yīng)力原位抑制是指在保證管路系統(tǒng)整體布局不變，同時不改變管路管型的前提下，在試驗(yàn)現(xiàn)場或裝配現(xiàn)場進(jìn)行振動應(yīng)力超限管路的應(yīng)力控制，使管路系統(tǒng)滿足振動應(yīng)力限制值要求，保證管路系統(tǒng)的可靠性。

管路振動應(yīng)力原位抑制必須結(jié)合管路振動應(yīng)力測試進(jìn)行。航空發(fā)動機(jī)管路振動應(yīng)力測試一般采用成熟的動態(tài)信號測試系統(tǒng)，由電阻應(yīng)變計片、動態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、計算機(jī)等組成。首先在測量構(gòu)件被測位置粘貼電阻應(yīng)變片，通過應(yīng)變片柵絲電阻的變化反映振動給構(gòu)件表面帶來的變形，然后通過動態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)同時接入應(yīng)變信號和發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速信號，由計算機(jī)同步采集和數(shù)據(jù)處理。

最終振動應(yīng)力根據(jù)胡克定律并考慮溫度后進(jìn)行計算

式中：為管路振動應(yīng)力；E為溫度下的彈性模量；為測量應(yīng)變；k為應(yīng)變橋路靈敏度系數(shù)；為應(yīng)變片靈敏度系數(shù)；為導(dǎo)線電阻；為應(yīng)變片電阻。

1.2 管路振動應(yīng)力原位抑制流程

根據(jù)某型航空發(fā)動機(jī)管路振動應(yīng)力測試及原位抑制試驗(yàn)，建立管路振動應(yīng)力原位抑制的一般流程，如圖1所示。

圖1 管路振動應(yīng)力原位抑制流程

首先，針對所要進(jìn)行振動應(yīng)力測試的管路，根據(jù)其工作溫度合理選取應(yīng)變片的類型，對需要重點(diǎn)關(guān)注的測試截面按規(guī)定的工藝方法進(jìn)行應(yīng)變片的貼片。將完成貼片后的管路安裝到發(fā)動機(jī)上，根據(jù)確定的試車程序隨發(fā)動機(jī)進(jìn)行測試。對于滿足應(yīng)力限制值的管路，允許裝機(jī)使用；對于不滿足應(yīng)力限制值的管路，直接在發(fā)動機(jī)上進(jìn)行振動應(yīng)力原位抑制。

其次，對于振動應(yīng)力超限的管路，先對管路的支承方案、卡箍的約束方式進(jìn)行分析，對于存在不合理支承、約束的情況，根據(jù)管路安裝實(shí)際位置和發(fā)動機(jī)空間允許條件，通過增減卡箍、增大阻尼以及移動卡箍的方法，調(diào)整管路的支承剛性及支承位置，實(shí)現(xiàn)振動應(yīng)力的原位抑制，以縮短發(fā)動機(jī)上、下臺架或分解、裝配的時間，同時最大限度地保證發(fā)動機(jī)管路系統(tǒng)方案不做變動。

最后，對于振動應(yīng)力原位抑制后仍超出限制值的管路，重新調(diào)整管型，重復(fù)上述過程合格后方能裝機(jī)使用。

1.3 管路振動應(yīng)力原位抑制方法

合適、有效的卡箍形式和卡箍布局是管路系統(tǒng)進(jìn)行振動抑制最通用、最方便和最經(jīng)濟(jì)適用的方式。某型發(fā)動機(jī)針對振動應(yīng)力超限的管路，在分析管路管型、振動應(yīng)力超限位置和空間安裝位置的基礎(chǔ)上，采用增減卡箍、增大管路阻尼以及移動卡箍位置3方面直接在發(fā)動機(jī)整機(jī)上進(jìn)行振動應(yīng)力原位抑制。

首先，分析振動應(yīng)力超限管路是否存在不恰當(dāng)?shù)闹С蟹绞?。根?jù)管路系統(tǒng)的構(gòu)型，可以將管路簡化為一字型、L 型、Z 型和U 型4 種基本管型，如圖2 所示。在進(jìn)行管路振動應(yīng)力抑制分析時，對于一字型管路，當(dāng)管路支承間距>（30~40）（為管路的外徑）時，應(yīng)在管路中間區(qū)域增加卡箍，限制管路的振幅，以降低振動應(yīng)力；對于L 型管路，當(dāng)A、B 處未同時布置卡箍而振動應(yīng)力超限時，可通過將卡箍往振動應(yīng)力超限方向移動，或增加卡箍保證在A、B 處同時有卡箍約束，降低振動應(yīng)力；對于Z 型和U 型管路，應(yīng)至少保證在A、B或B、C處布置卡箍。卡箍應(yīng)盡量靠近折彎處，但不應(yīng)卡在管路的彎曲段。可通過調(diào)整基本管型直線段卡箍數(shù)量和位置，進(jìn)行振動應(yīng)力抑制。對于管型復(fù)雜的空間管路，可分解為一種或多種基本管型的組合，按上述方法進(jìn)行分析。

圖2 管路基本管型的約束

其次，分析振動應(yīng)力超限管路的卡箍約束是否合理。航空發(fā)動機(jī)卡箍的約束方式可分為4 種基本類型（如圖3 所示）：卡箍-機(jī)匣型、卡箍-支架-安裝邊型、卡箍-支架-機(jī)匣型和懸空型?？ü?支架-安裝邊型（卡箍通過支架約束在機(jī)匣安裝邊上）和卡箍-支架-機(jī)匣型（卡箍通過支架約束在機(jī)匣上），由于支架本身具有一定的阻尼，因此在振動應(yīng)力測試中，這2 類卡箍位置處的振動應(yīng)力比卡箍-機(jī)匣型（卡箍直接安裝在機(jī)匣上）的情況要小。尤其是通過卡箍直接約束在旋轉(zhuǎn)部件靜子機(jī)匣（如風(fēng)扇機(jī)匣、壓氣機(jī)機(jī)匣）上的管路，在測試中發(fā)現(xiàn)振動應(yīng)力較大。進(jìn)行振動應(yīng)力原位抑制時，由于卡箍-機(jī)匣型、卡箍-支架-安裝邊型和卡箍-支架-機(jī)匣型卡箍約束位置不可調(diào)整，可在機(jī)匣與卡箍或卡箍與支架之間增加金屬墊片、襯墊以增大阻尼的減振效果；懸空型卡箍約束可通過增減卡箍、移動卡箍位置進(jìn)行振動應(yīng)力原位抑制。

圖3 卡箍基本約束方式

排除上述2 種不合理情況造成的振動應(yīng)力超限后，向振動應(yīng)力較大或超限位置處的管接頭、折彎處移動卡箍位置，可以有效降低振動應(yīng)力。

考慮到管路系統(tǒng)的復(fù)雜性，采用單一的振動應(yīng)力原位抑制方法如不能得到很好的效果，此時，應(yīng)綜合使用上述方法進(jìn)行抑制。

2 振動應(yīng)力測試關(guān)鍵技術(shù)

管路振動應(yīng)力測試是進(jìn)行管路振動應(yīng)力原位抑制的前提，同時也是驗(yàn)證振動應(yīng)力原位抑制是否有效的必要手段。在進(jìn)行振動應(yīng)力測試時，測試截面的選取直接關(guān)系到測試結(jié)果是否真實(shí)反映實(shí)際應(yīng)力狀態(tài)，合適的試車程序可節(jié)約測試時間與成本，而振動應(yīng)力限制值則是判斷測試結(jié)果是否需要進(jìn)行原位抑制的依據(jù)。因此，有必要對這3 項(xiàng)與振動應(yīng)力原位抑制直接相關(guān)的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行研究。

2.1 振動應(yīng)力測試截面

一般采用有限元軟件對管路進(jìn)行數(shù)值仿真的方法來確定振動應(yīng)力測試截面。由于管路系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，連接及約束形式多樣，有限元仿真時不可能模擬整個管路系統(tǒng)，而多采用單管模型，分析模型相對實(shí)際管路系統(tǒng)采用了過多假設(shè)，導(dǎo)致邊界條件難以準(zhǔn)確地模擬真實(shí)發(fā)動機(jī)管路的安裝狀態(tài)，同時管路應(yīng)力受到壓力、溫度、振動、結(jié)構(gòu)變形、安裝應(yīng)力等多物理場耦合交叉因素影響，采用有限元分析來確定振動應(yīng)力測試截面存在一定的局限性。

據(jù)統(tǒng)計，管路的主要故障模式為大應(yīng)力、疲勞所引起的裂紋和斷裂，故障多發(fā)生在導(dǎo)管與管接頭的焊縫處。在某型發(fā)動機(jī)管路系統(tǒng)設(shè)計初期，為了獲得管路系統(tǒng)振動應(yīng)力測試數(shù)據(jù)，對共計203 根管路組件在4 臺發(fā)動機(jī)上進(jìn)行了測量，不僅對管路兩端管接頭焊縫處進(jìn)行貼片測試，同時增加卡箍、三通兩側(cè)以及角度小于90°彎管的內(nèi)側(cè)截面進(jìn)行全面測試，每個測試截面布置2 個相互垂直的測點(diǎn)，選取實(shí)測最大振動應(yīng)力作為該測試截面的振動應(yīng)力值。整個管路系統(tǒng)布置振動應(yīng)力測點(diǎn)約2000 點(diǎn)，在發(fā)動機(jī)真實(shí)試車環(huán)境下檢測管路的振動應(yīng)力水平。統(tǒng)計分析了管路振動應(yīng)力超出限制值的位置、管徑等信息，見表1。

表1 振動應(yīng)力超限管路統(tǒng)計

從表中可見，振動應(yīng)力超限位置集中在管路兩端管接頭、剛性卡箍處。振動應(yīng)力峰值最大的第86號管路管型及各測試截面的振動應(yīng)力分布如圖4、5所示。圖中接地卡箍指用于管路與機(jī)匣之間的相對固定的卡箍，懸空卡箍指用于管路與管路之間的相對固定的卡箍，一般認(rèn)為雙聯(lián)卡箍為剛性卡箍，Ω 型單聯(lián)卡箍為柔性卡箍。從圖5 中可見，振動應(yīng)力在連接附件和其他管路的管接頭處相對懸空卡箍處較大；對于剛性接地卡箍，尤其是固定在機(jī)匣（測試截面5、6處）上的振動應(yīng)力最大。

圖4 第86號管路管型

圖5 第86號管路各測試截面應(yīng)力分布

通過某型發(fā)動機(jī)管路振動應(yīng)力的測試和大量實(shí)測數(shù)據(jù)統(tǒng)計發(fā)現(xiàn)：懸空卡箍處的振動應(yīng)力相對較小；在管路兩端管接頭焊接處、與附件相連接頭處、剛性接地卡箍處，是應(yīng)力較大的區(qū)域，應(yīng)選為貼片截面進(jìn)行重點(diǎn)監(jiān)控。

2.2 振動應(yīng)力試車程序

進(jìn)行管路系統(tǒng)振動應(yīng)力測試以及振動應(yīng)力原位抑制驗(yàn)證測試時，應(yīng)保證測試在發(fā)動機(jī)所有工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)進(jìn)行，可以結(jié)合發(fā)動機(jī)性能錄取、專項(xiàng)測量等試驗(yàn)開展。目前對于振動應(yīng)力試車程序尚沒有統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)和規(guī)范，一般采用7~8 min 掃頻進(jìn)行測試，但這種方法存在測試時間較長、效率較低的弊端。

為確定試車程序，探索測試時間對振動應(yīng)力測試的影響，選取了2 種不同管路振動應(yīng)力測試時間的方案，結(jié)合發(fā)動機(jī)性能錄取試驗(yàn)譜開展了測試。

（1）方案1：在3 min 內(nèi)勻速調(diào)節(jié)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速從慢車到中間狀態(tài)，錄取所測外部管路的振動應(yīng)力數(shù)據(jù)。

（2）方案2：在7 min 內(nèi)勻速調(diào)節(jié)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速從慢車到中間狀態(tài)，錄取所測外部管路的振動應(yīng)力數(shù)據(jù)。

某一管路組件在2 種不同試車方案下的測量數(shù)據(jù)如圖6、7所示。從圖中可見，同一管路不同截面的振動應(yīng)力在2 種試車方案下，趨勢基本一致，數(shù)值略有差異，但相差較小。在保證獲取有效測試數(shù)據(jù)的前提下，方案1 測試時間短，應(yīng)變計在較短的有效工作時間內(nèi)完成測試，增加了存活率，同時降低了測試成本，且測試效率提高了1倍。

圖6 同一管路在不同試車程序下的振動應(yīng)力測試

圖7 同一管路在不同試車程序下的振動應(yīng)力對比

2.3 振動應(yīng)力限制值

目前，在中國航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域，外部管路的振動應(yīng)力限制值沒有統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)。文獻(xiàn)[18]對飛機(jī)液壓導(dǎo)管系統(tǒng)的振動應(yīng)力臨界值進(jìn)行了分析，確定其臨界應(yīng)力值為40 MPa。根據(jù)國外有關(guān)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定，航空發(fā)動機(jī)外部管路振動應(yīng)力合格標(biāo)準(zhǔn)為50 MPa以下。

管路系統(tǒng)振動應(yīng)力限制值通過考慮安全系數(shù)后對應(yīng)力水平進(jìn)行控制來保證導(dǎo)管有足夠的振動疲勞壽命。某型發(fā)動機(jī)管路系統(tǒng)的導(dǎo)管規(guī)格（外徑×壁厚）為Φ6×1~Φ32×1，材料均為0Cr18Ni9，導(dǎo)管與管接頭、三通等零件統(tǒng)一采用氬弧焊搭接焊接，參考文獻(xiàn)[3]中搭接氬弧焊疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，同時考慮到管路加工、校形和裝配等不確定因素，按疲勞強(qiáng)度儲備系數(shù)=3計算，安全工作的應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)為31~43 MPa。因此，某型發(fā)動機(jī)在進(jìn)行管路振動應(yīng)力測試時，選取振動應(yīng)力限制值為30 MPa。

3 振動應(yīng)力原位抑制實(shí)例

第86號管路管型可分解為2個L管型：截面1～8為第1 個L 管型，截面8～16 為第2 個L 管型。從圖4中可見，2 個L 管型的卡箍布局較為合理，但第1 個L管型測試截面的應(yīng)力明顯大于第2 個的，且振動應(yīng)力峰值超出限制值1倍多。分析卡箍約束發(fā)現(xiàn)，截面5、6 之間的卡箍通過螺栓直接連接在風(fēng)扇機(jī)匣的安裝孔上。為此，在卡箍與機(jī)匣之間增加了金屬墊片，同時將截面1、2 之間的卡箍向接頭移動，實(shí)測抑制后的各截面振動應(yīng)力測量值均合格。

第88 號管路振動應(yīng)力原位抑制如圖8 所示。接頭F 連接在附件上，接頭A 連接其他管路，卡箍C 為連接在機(jī)匣安裝邊上的剛性卡箍，卡箍B、D為懸空卡箍，實(shí)際測試中發(fā)現(xiàn)管接頭F 處的8B 測點(diǎn)振動應(yīng)力達(dá)到了43 MPa。其管型類似于Z型管路，管型約束上滿足Z 型管路的要求，但管路原始設(shè)計時在卡箍D 和接頭F之間（距離達(dá)到了490 mm）沒有卡箍E，約束間距遠(yuǎn)大于（30~40）。為此，增加卡箍E 調(diào)節(jié)約束間距，進(jìn)行第1 輪振動應(yīng)力抑制后的測試，振動應(yīng)力降低到24 MPa，但仍處于限制值邊緣；進(jìn)行第2 輪振動應(yīng)力抑制時，將卡箍E 向管路折彎處移動，移動卡箍后8B測點(diǎn)振動應(yīng)力降低到9 MPa，滿足要求。

圖8 第88號管路振動應(yīng)力原位抑制

經(jīng)振動應(yīng)力原位抑制后的某型發(fā)動機(jī)管路系統(tǒng)，所有超限管路振動應(yīng)力均得到有效抑制，見表2。發(fā)動機(jī)經(jīng)過初始飛行前的考核試驗(yàn)，并配裝飛機(jī)進(jìn)行多架次的飛行試驗(yàn)，所有管路經(jīng)受住了實(shí)際工作的考驗(yàn)，證明了原位抑制方法的有效性。

表2 振動應(yīng)力原位抑制試驗(yàn)結(jié)果

4 結(jié)論

（1）提出了航空發(fā)動機(jī)管路振動應(yīng)力原位抑制概念，制定了管路振動應(yīng)力原位抑制的流程，基于4 種管路基本管型以及4 類卡箍基本約束方式，給出了振動應(yīng)力原位抑制一般方法。

（2）結(jié)合發(fā)動機(jī)整機(jī)試驗(yàn)，確定了管路振動應(yīng)力測試截面：管路兩端管接頭焊接處、與附件相連接頭處、剛性接地卡箍處，是應(yīng)力較大的區(qū)域，應(yīng)進(jìn)行重點(diǎn)監(jiān)控。

（3）通過試驗(yàn)比較了2 種不同振動應(yīng)力試車程序，結(jié)果表明：采用3 min試車方案可在保證測量數(shù)據(jù)準(zhǔn)確有效的前提下，不僅降低了測試成本，還可提高1倍的測試效率。

（4）結(jié)合建立的管路系統(tǒng)振動應(yīng)力原位抑制分析流程和方法，實(shí)現(xiàn)了某型發(fā)動機(jī)管路系統(tǒng)振動應(yīng)力的原位抑制，振動應(yīng)力原位抑制后的管路系統(tǒng)承受住了實(shí)際工作環(huán)境的考驗(yàn)，驗(yàn)證了方法的有效性。