航空发动机试验舱应力分析和强度设计

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　　摘要：针对航空发动机试验舱结构和载荷复杂、常规计算很难做到精确的强度设计和进行疲劳分析的问题，对某航空发动机大型试验舱进行有限元数值模拟，分析不同工况下的应力大小和分布，并依据压力容器设计标准进行强度评定。为保证试验舱的密封性和结构完整性，研究试验舱变形和外压失稳，并对结构薄弱位置进行改造。结果表明，在不同工况下，改造后航空发动机试验舱的强度、变形和稳定性均满足要求。
　　关键词：
　　试验舱; 应力分析; 强度评定; 校核; 改造; 有限元
　　中图分类号：V211.742; TB115.1
　　文献标志码：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
　　航空發动机试验舱是航空工业的重要装备，其本质上为风洞结构。风洞试验是飞机设计验证的可靠手段，可以实现各类动态模拟，用于在各种流速和运行条件下的空气动力学模拟试验，可为飞机设计和优化提供试验数据。[1 2]关于风洞的建设和性能研究，GEBBINK等[3]为预测和验证跨声速马赫数飞机的空气动力学性能，在德国 荷兰风洞的高速隧道中进行试验。MUGGIASCA等[4]对2个轻型细长的拱形结构进行风洞试验，证实其在低于设计风速下会发生动态不稳定现象，提出控制该现象所需的结构阻尼。YU等[5]采用数值模拟方法，研究超声速风洞与进气道模型相结合的飞机起动特性和现象。SHIN等[6]利用离子风控制边界层局部传热，并进行温度和速度测量，以分析离子风对风洞中加热板的影响。航空发动机试验舱结构复杂，有很多接管和不同形式的支座，并有大量纵横筋板，壳体可能承受内压、外压等多种载荷，基于常规计算很难做到精确的强度设计，而数值分析可为航空发动机试验舱的强度设计提供可行方法。虞择斌等[7]和解亚军等[8]分别对具有类似复杂舱体结构的2 m超声速风洞整体和NF 6高速增压连续式风洞洞体进行有限元计算，分析舱体应力和应变的静态和动态特性。解亚军等[8]还对比水压试验结果，认为合理简化有限元模型和边界条件可以得到合理的数值模拟结果。曲明等[9]对某环境风洞主体结构进行有限元计算，获得静力学和模态分析结果，验证其支座结构和分布位置的合理性。此外，在实际试验环境中，温度场的变化会产生热膨胀，因此航空发动机试验舱除受到压力和外载荷引起的机械应力外，还可能产生热应力。在对试验舱进行强度计算时，往往还须考虑由于温度变化造成的热膨胀和热应力，进行热 结构耦合分析。宿希慧[10]和沈雪敏[11]对不同结构的航空试验舱进行包括机械载荷和热载荷在内的多种载荷组合作用下的数值模拟，完成结构设计，可满足工程建造要求。
　　本文基于《钢制压力容器——分析设计标准》（JB 4732—1995，2005确认版）[12]，应用有限元法，对承受内压、外压、热载荷和管道载荷等多种载荷作用的某航空发动机试验舱进行应力分析和强度、刚度及稳定性评定，并对结构不合理之处进行改进。
　　1 有限元分析模型的建立 　　1.1 几何模型和设计参数
　　航空发动机试验舱主要结构包括前室、舱体、舱门、加强筋、支座和接管等，总长为18 950 mm，总高为7 535 mm，舱体直径为5 700 mm，前室直径为3 000 mm。部分结构的设计参数见表1，主要受压元件材料见表2，建立的试验舱整体结构有限元几何模型见图1。
　　整体模型中简化不影响计算的各接管法兰螺栓孔，支座部分滑动螺栓简化为螺柱，以减小建模难度和简化计算。考虑材料的腐蚀性，建模过程中试验舱舱体与接管扣除2.0 mm腐蚀裕量和0.5 mm厚度负偏差，前室筒体扣除0.5 mm厚度负偏差。
　　为方便发动机的装卸操作，在航空发动机试验舱舱体上开1个长9 500 mm、宽3 000 mm的长圆形大开孔接管，并配有1个大舱门。舱门几何模型见图2。
　　通过水平轨道移送开闭舱门，因此除要求保证该舱门在内压和外压作用下有足够的强度外，还必须保证有足够的刚度，以保证舱门和大开孔接管可靠密封及舱门行走顺畅。不采用数值模拟很难满足这种结构和设计要求。
　　采用ANSYS进行数值模拟，前室筒体和舱体筒体采用SOLID SHELL实体壳单元划分网格，加强筋、接管、人孔、舱门直边和舱门等其他结构采用SOLID185实体单元划分网格，并进行网格无关性检验，最终模型单元数量为6 550 675个，节点数量为3 334 831个。经单元质量检查，单元质量平均值为0.76，偏态因数平均值为0.27，网格质量满足计算要求。试验舱整体结构有限元网格模型见图3。
　　1.2 载荷与约束
　　该航空发动机试验舱设计要考虑的载荷包括重力、内压、外压、接管载荷、热载荷和疲劳载荷，基于不同载荷大小的组合共有12种载荷工况。由于篇幅限制，本文仅给出其中1种包含重力、压力、温度载荷和管道推力载荷的组合工况的分析过程和分析结果。各载荷设置如下。
　　（1）重力：在模型全局施加竖直向下的重力加速度。
　　（2）压力：在前室与舱体内表面施加-0.1 MPa外压;同时在前室入口、前室出口、舱体出口、各人孔和接管口端面分别施加压力，等效压力计算公式为
　　[WTBX]P[WTBX]i=piπr2i/Si
　　（1）
　　式中：Pi为接管端面等效压力;pi为设计压力;ri为等效压力施加端面内圆半径;Si为等效压力施加端面面积。
　　（3）温度载荷：前室内表面温度为-53.15 ℃，试验舱整体为-53.15～120.00 ℃渐变温度，支架底部为22.00 ℃。前室与舱体内表面温度载荷施加剖视图见图4。
　　（4）管道推力：前室入口、舱体中心固定支座和二股流接口A处的管道载荷见表3。
　　模型中的约束根据实际支座的约束条件确定。航空发动机试验舱支座较多，为保证结构稳定，各支座均通过地脚螺栓接地;为消除热应力，所有支座都采用不同结构的中间滑板和键槽，使整体结构水平固定但支座间没有相互限制。试验舱滑动支座几何模型见图5，滑动支座各滑板结构见图6。各滑板通过螺栓连接，但能进行特定方向的滑动。在有限元模拟中，滑板和键槽接触面采用不分离接触。
　　2 有限元分析结果
　　2.1 温度场和应力场分布
　　在上述載荷工况作用下，试验舱整体温度分布云图见图7。试验舱左端温度低，模拟恶劣的发动机应用环境;右端温度高，模拟发动机喷射出的高温气体温度。在该工况作用下试验舱的整体应力分布云图见图8。显然，除外加强筋相互连接处的局部区域外，试验舱整体应力较低。试验舱壳体应力分布云图见图9。按压力容器分析设计法进行评定，该壳体强度裕量较大，但是由于该设备投资大、等级高，对受压件强度安全系数要求较高，因此没有刻意进行轻量化设计。
　　2.2 应力强度校核
　　试验舱受压力作用，属于压力容器，因此按照《钢制压力容器——分析设计标准》（JB 4732—1995，2005确认版）进行强度校核，采用按最大剪应力理论得到的应力强度进行评定。该标准根据载荷性质和应力分析范围与形式，定义5类应力强度，分别为一次总体薄膜应力强度SⅠ、一次局部薄膜应力强度SⅡ、一次局部薄膜应力加一次弯曲应力的应力强度SⅢ、一次局部薄膜应力加一次弯曲应力和二次应力的应力强度SⅣ，以及峰值应力强度SⅤ，不同的应力强度给予不同的限制。此外，对于采用实体或实体壳单元建模的结构，应当在可能的危险点沿壳体厚度进行应力线性化，分解膜应力、弯曲应力和膜应力加弯曲应力，然后进行应力分类。
　　本文分析的航空发动机试验舱结构复杂，需进行应力线性化的区域和危险点很多，此处对应力线性化过程不展开介绍，只给出最大应力强度及其校核结果：
　　SⅠ=36.1 MPa<Sm;
　　SⅡ=171.7 MPa<1.5Sm;
　　SⅣ=214.4 MPa<3.0Sm。Sm为设计应力强度，取决于材料的牌号、使用温度和板材厚度，可从JB 4732—1995标准中查到。
　　由于试验舱的最大SⅠ、SⅡ和SⅣ均小于对应的许用值，因此可认为在该载荷工况作用下试验舱满足强度要求。
　　2.3 外压稳定性和疲劳强度校核
　　航空发动机试验舱运行会承受外压作用，因此须进行外压稳定性计算。设备建造成本高，因此要求提高外压失稳安全系数，使其达到7以上。为此，经多次分析并调整加强筋布置，最终得到的1阶线性失稳模态见图10。1阶线性失稳模态对应的临界压力为0.779 MPa，失稳出现在外加强圈上，满足航空发动机试验舱外压失稳的严格要求。
　　另外，经有限元计算得到12种工况下设备的峰值应力强度Sv，由式Salt=Sv/2求得交变应力幅。由《钢制压力容器——分析设计标准》（JB 4732—1995，2005确认版）相关图表，插值计算得到各交变应力幅下的允许循环次数，见表4。由各工况下设计交变次数n=32 850次，求得各工况下的使用系数U，累加后得到试验舱的总使用系数U=0.91<1.00，表明航空发动机试验舱设备满足疲劳强度要求。 　　3 结构改进
　　航空发动机试验舱的结构首先要满足功能要求，其次应安全可靠。航空发动机试验舱一般依据相关规范或经验并参考类似结构进行结构设计，但是数值分析发现，在航空发动机试验舱的原始设计中，有些局部结构不合理，例如：滑动支座中滑板上的长圆孔大小不合理，不能消除整体热应力;加强筋大小和分布不太合理，有些加强筋受载很大，有些几乎没有作用;舱门处由于变形过大，可能无法密封和保证舱门行走顺畅。针对这些问题进行分析研究并提出解决措施。鉴于文章篇幅限制，此处只介绍如何解决舱门处变形过大的问题。
　　在负压工况下，由于压力作用，舱门与长圆形直边端接触面可以完全接触，在正压工作工况下舱门与长圆形直边端由快开结构压紧，因此分析中采用不分离接触模拟舱门与长圆形直边端的接触。不分离接触可模拟结构之间法向不分离的实际状态，但分析过程中发现，舱门长圆形直边端在压力作用下会产生较大的位移，航空发动机试验舱在0.1 MPa外压作用下的整体变形云图见图11，试验舱y方向的变形云图见图12，其中y方向为垂直于舱门长圆形直边端的长边。由此可以看出，在舱门长圆形直边端长边中心位置出现28.62 mm的垂直变形。如此大的变形量无法保证舱门处密封，并且舱门会无法行走而影响开闭。为此，在舱门长圆形直边端部增加2个止口，长为2 000 mm、宽为50 mm、高为10 mm，见图13。在相同工况条件下，改进后试验舱整体变形分布见图14，试验舱的y方向变形见图15。由此可知，试验舱最大变形量降为5.81 mm，舱门密封处的横向变形更小，可保证试验舱的密封，满足舱门行走机构的刚度要求。
　　4 结 论
　　对某大型航空发动机试验舱进行有限元数值分析，解决因结构、载荷复杂而无法依据相关标准进行精确强度设计的问题，主要结论如下。
　　（1）建立航空发动机试验舱整体有限元模型，进行多种工况作用下的应力分析，并依据《钢制压力容器——分析设计标准》（JB 4732—1995，2005确认版）进行强度评定，保证航空发动机试验舱强度安全。
　　（2）通过多次分析并调整加强筋布置，得到的发动机试验舱1阶线性失稳模态对应的临界压力为0.779 MPa，失稳出现在外加强圈上，满足对该航空发动机试验舱外压失稳安全系数大于7的严格要求。
　　（3）对原设计的多处不合理结构进行局部改进，其中针对舱门长圆形直边端部出现的大变形设置止口，从而有效降低直边端部变形，保证试验舱的密封，满足舱门行走机构的刚度要求。
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　　[12] 钢制压力容器——分析设计标准： JB 4732—1995[S].2005确认版.
　　（编辑 武晓英）
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