左泽敏，刘　涛，王　欢

(中国飞行试验研究院，陕西西安710089)



某型航空发动机高温测头应力研究

左泽敏，刘涛，王欢

(中国飞行试验研究院，陕西西安710089)

对被试航空发动机内涵涡轮处测头进行应力分析是测头强度计算及寿命准确预测的关键。针对某型航空发动机涡轮前的高温压力测头，分析了其工作时受到的载荷情况，通过试验数据及基于有限元软件进行分析计算，得出了该高温测头工作时受到基础载荷、气动载荷和热载荷作用下的合应力及各载荷对合应力的贡献，分析计算表明，热载荷是高温测头工作时应力的主要贡献者，计算结果为该高温测头设计和加工提供依据，保证了试飞试验安全。

高温测头航空发动机应力分析有限元

0　引言

航空发动机高温测头一般安装于航空发动机内涵道内，测量被试航空发动机燃烧室及涡轮处流场压力和温度，是航空发动机地面台架试验和飞行试验的重要测试设备[1]。安装在发动机内涵道燃烧室后和涡轮处的测头处于燃气的高温、高压及发动机振动的恶劣环境中，长时间使用会导致测头结构发生失效、破坏，影响发动机工作安全，甚至危胁到试飞试验安全[2-4]。

对高温处的测头的准确应力分析，有助于设计出更为合理的结构并满足使用寿命要求，保证测头结构安全[5]。文献[6,7]考虑了航空发动机在基础载荷激励作用下的应力情况，并分析了相应测头疲劳寿命，以及作用于测头的其它载荷。航空发动机内涵流道高温区处测头，在发动机工作时，实际会受到三个方面的载荷作用，分别为发动机本体振动时产生的基础激励载荷、高温燃气对测头进行作用时温度载荷和气流冲击产生的气动力载荷。这些载荷所产生的合应力直接决定了测头的强度和寿命，因此，本文针对某型航空发动机内涵流道的高温区测头，使用有限元软件对其进行三维建模和网络划分；并通过结合发动机相关试验数据，分析了高温测头所受到的温度、气动力、基础激励这三个载荷下的合应力，计算出各个载荷对合应力的贡献大小。

1　建立测头模型

图1　某型高温测头

某型高温区测头的实体图片见图1，该测头采用镍基抗氧化合金材料制造，该材料主要用于制造航空发动机主燃烧室和加力燃烧室零部件以及隔热屏、导向叶片等[8]，其热性能和力学性能参数可通过查询《中国航空材料手册》。

根据测头实际尺寸，在有限元软件ANSYS里进行建模，对不影响计算结果的倒角，外接压力管接嘴，内部的测压导管等部位进行简化处理，内部导压管安装位置遵循内部结构，采用了热固耦合单元SOLID95单元对三维模型进行网格划分。图2(a)为该测头安装在发动机匣简图，通过两个螺栓固定在发动机机匣上，整体相当于悬臂梁结构。图2(b)为该测头三维模型的网格划分。

图2　某型测头安装示意模型和测头网络划分

2　基于ANASYS测头应力计算

2.1测头载荷分析

采用安装在某被试发动机低压涡轮前的高温测头，被试发动机试车试验时，使得发动机本体产生振动，该本体机匣振动对安装在机匣上的测头产生一个基础激励力载荷，经过燃烧后的混合高温燃气通过内涵流道快速排出时，对高温测头的压力受感部位产生冲击的气动载荷，同时，高温燃气对测头进行加热，对测头产生热载荷。基础激励载荷、气动载荷和热载荷均会对测头产生相应的应力。测头基础载荷的大小与发动机的工作特性有关，被试发动机随着发动机状态增加，基础激励增加，因此，测头受到的最大基础载荷在发动机的最大转速即最大状态时；气动载荷大小与被试发动机内涵流道的气流压力和速度相关，气流压力和速度最大时，气动载荷最大；测头的热载荷主要随测头整体受到的温度分布有关，温度差越大，热载荷越大。测头温度差及气动载荷最大时，与基础载荷最大时相同，同样出现在被试发动机最大状态，此时发动机内部环境最为恶劣，因此，本文仅需计算在发动机最大工作状态时，对测头在各载荷下的作用的应力进行分析。

2.2热载荷-气动载荷耦合应力

在ANSYS有限元里，可以进行热载荷和气动载荷耦合作用下的应力计算，同时加载气动载荷和温度热载荷分析计算，但为了更好说明各载荷在结构应力中作用的大小，分别对热载荷和气动载荷进行了计算。

根据试验数据统计分析，该测头工作时，内涵流道内的部分即受感部承受燃气的最高温度达到940℃，其安装座通过两个螺钉固定涡轮机匣上，可认为其安装座及外部的温度与发动机涡轮机匣温度相同，而对应受感部940℃时，安装座的温度大于600℃。对于悬臂梁结构，热应力主要由于零部件受热不均匀而导致温度差，使各处膨胀或收缩变形量不一致而产生的内应力。为了使计算结果更为可靠，设定受感部的温度为940℃,而安装座及机匣以外为600℃。在ANSYS有限元软件中，输入材料力学性能及热性能的温度值并进行分析计算，得到测头的温度场分布和应力分布如图3所示，可以看出，测头受感部与基座之间温度分布逐渐减小；测头根部前方有温度变化，但其结构均匀分布且由于整体结构是悬臂梁结构，膨胀或收缩变形量不受限制，故无应力产生，热应力主要集中在材料结构尺寸变化的测头中部和根部位置，其最大值为44.4 MPa，位于测头根部柱状与底座结合的突变位置。

图3　600℃-940℃热载荷和热应力

测头受到的气动载荷作用时，该气动力的大小主要根据发动机内涵流道高温燃气作用在测头受感部迎面和背面形成的压力差载荷。根据前面分析，最大气动载荷发生在发动机最大状态时，对应测头受感部为最高温度，可通过相关流道参数计算出发动机最大状态时受感部前后压差值不大于40 kPa；将材料的热性能参数和对应温度下力学参数及气动载荷压差代入有限元模型，进行分析计算，如图4所示，应力最大值为57 MPa，位于基础约束点处。

图4　最大状态的气动载荷和应力

在有限元模型中，对测头同时加载温度载荷和气动载荷，计算出测头的耦合应力，如图5所示，最大值为63.3 MPa，出现测头的根部，该位置与最大热应力出现位置相同。

2.3基础激励应力

基础激励载荷主要由发动机本体振动对其激励产生的作用，测头相当于安装在一个相对于自身无限大的质量基础上，测头的质量对发动机本体振动的影响可忽略，因此，可认为机匣振动通过安装点对测头产生了一个激励，根据被试发动机振动量值与转速特点可知，同样是在发动机的最大状态时，机匣的振动量值最大，对测头的基础载荷最大，分析统计多架次飞行数据，计算发动机最大状态最大温度区间测头基础激励的功率谱密度[9]，进行分析计算，得到基础激励最大等效应力，如图6所示。最大等效应力值为4.67 MPa，位于测头的根部和安装孔约束位置。

2.4测头合应力分析

通过以上分析可知，发动机工作在最大状态时，测头受到温度气动载荷作用时的耦合应力和基础载荷下最大应力值均存在于根部，为了偏于安全的计算，可以认为热-气动耦合应力值与基础载荷下应力值之和的最大值67.97 MPa，是测头结构在发动机工作时的最大应力，位于测头的根部。因此，可以计算出测头工作时受到的最大应力中，各个应力占总应力大小的比例：

热载荷气动载荷耦合应力占比：93.1%；

基础载荷应力占比：6.9%。

3　结论及展望

通过等效应力云图，测头的最大应力位置位于测头底座的根部，装机前应该着重检查该位置加工质量；

热载荷-气动载荷耦合应力占测头的应力的93.1%，由此可知，热载荷和气动载荷是测头应力的主要因素，基础载荷产生的应力较小，因此，在相关高温测头设计中，应该着重考虑热载荷和气动载荷对其影响。

[1]和永进，史建邦，邢雁，等.某型飞机进气道测量耙研制[J].燃气涡轮试验与研究，2008,21(3):59-62.

[2]林伟,罗贵火，王海涛. 某微型航空发动机涡轮强度的计算分析[J].现代机械, 2009(4)：5-6.

[3]叶大荣. 某型发动机涡轮盘强度与疲劳寿命计算[J]. 航空发动机, 2006, 32(4)：16-18.

[4]可成河,巩孟祥,赵鑫.某型发动机高压压气机第6级静子叶片掉角故障分析[J]．航空发动机,2012，38(2):55-58.

[5]李春旺，孙强，刘京春，等.某型航空发动机低压压气机转子二级叶片盘应力分析[J]. 空军工程大学学报(自然科学版),2007,8(3):4-6.

[6]左泽敏,武瑞娟,郭斌.某型航空发动机高温总压探针基础激励疲劳寿命研究[J].机械强度， 2015(2)：355-359.

[7]左泽敏,武瑞娟，郭斌. 某型航空发动机高温总压探针模态分析及强度校核[J].现代机械, 2015(2)26-29.

[8]颜鸣皋 .中国航空材料手册:第2版[M]. 中国标准出版社,2002:203-214.

[9]董保童，施荣明，朱广荣.随机振动载荷作用下的结构疲劳寿命估算[J]．飞机设计，2001(3)：36-41.

Stress analysis of the high temperature probe of an aero engine

ZUO Zemin, LIU Tao, WANG Huan

Stress analysis of the high temperature probe installed at the turbine of the aero engine is the key to the strength check and service life prediction of the probe. In this study, we analyzed the operation loads of the high temperature probe of an aero engine. Based on the testing data and finite element analysis, we acquired the total stress of the probe under basic load, aerodynamic load and thermal load, as well as the proportion each load took in the total stress. The results showed that, thermal load was the major contributor to the stress of the high temperature probe. The results provided reference for the design and manufacture of high temperature probes, and ensured the safety of flight tests.

high temperature probe，aero engine，stress analysis，finite element

V231.95

A

1002-6886(2016)04-0058-03

左泽敏(1985-)，男,汉族，安徽安庆人，硕士研究生，主要研究方向为航空发动机飞行试验测试技术。

2016-01-18