劉長(zhǎng)春，劉 瑩，儲(chǔ)建恒，曹 航，張 勇，楊 雷

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015；2.北京航天動(dòng)力研究所，北京100076）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)輔助安裝節(jié)吊耳結(jié)構(gòu)優(yōu)化及試驗(yàn)驗(yàn)證

劉長(zhǎng)春1，劉 瑩2，儲(chǔ)建恒1，曹 航1，張 勇1，楊 雷1

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015；2.北京航天動(dòng)力研究所，北京100076）

安裝節(jié)是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵件，若其失效將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)從飛機(jī)上脫開的嚴(yán)重后果。基于安全性和可靠性考慮，同時(shí)不改變安裝節(jié)整體外廓結(jié)構(gòu)尺寸，對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)的輔助安裝節(jié)吊耳進(jìn)行了結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)。基于有限元應(yīng)力分析以及靜強(qiáng)度和疲勞壽命試驗(yàn)，對(duì)原結(jié)構(gòu)和優(yōu)化后的輔助安裝節(jié)吊耳進(jìn)行了對(duì)比，結(jié)果表明：其靜強(qiáng)度和疲勞壽命均大幅提高，優(yōu)化后的結(jié)構(gòu)更合理。

輔助安裝節(jié)；吊耳；優(yōu)化設(shè)計(jì)；疲勞壽命；試驗(yàn)驗(yàn)證；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

安裝系統(tǒng)是航空發(fā)動(dòng)機(jī)在飛機(jī)上實(shí)現(xiàn)安裝要求的機(jī)械構(gòu)件系統(tǒng)，其功能是將發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和各種附加載荷傳遞給飛機(jī)，保證發(fā)動(dòng)機(jī)在整個(gè)飛行包線內(nèi)能夠可靠定位，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的各種安裝要求。若其失效將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)從飛機(jī)上脫開的嚴(yán)重后果，對(duì)飛機(jī)造成危險(xiǎn)性影響（Hazardous Engine Effects）。因此歐洲航空安全局（EASA）的發(fā)動(dòng)機(jī)合格證規(guī)范（CS-E）和美國(guó)聯(lián)邦航空局（FAA）的聯(lián)邦航空條例（FAR33部）都將無冗余設(shè)計(jì)的安裝節(jié)定為發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵件，嚴(yán)格控制其失效概率 (每飛行小時(shí)最大允許發(fā)生次數(shù)為10-7～10-9)[1-4]。

型航空發(fā)動(dòng)機(jī)采用3個(gè)安裝節(jié)，其中前部的承力框架上設(shè)2個(gè)主安裝節(jié)，分別承受3向和2向載荷；后部的加力擴(kuò)散器上設(shè)1個(gè)輔助安裝節(jié)，僅承受垂向載荷。

為了提高輔助安裝節(jié)的可靠性和安全性，本文優(yōu)化設(shè)計(jì)了其吊耳結(jié)構(gòu)，并通過靜強(qiáng)度和疲勞壽命試驗(yàn)進(jìn)行了驗(yàn)證。

1 結(jié)構(gòu)優(yōu)化

某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)輔助安裝節(jié)結(jié)構(gòu)如圖1所示。從圖中可見，該結(jié)構(gòu)即是在機(jī)械加工形成的承力環(huán)上焊接的2個(gè)凸臺(tái)。凸臺(tái)位置存在結(jié)構(gòu)突變，有較大的應(yīng)力集中；輔助安裝節(jié)承力環(huán)根部壁較薄，但需承受較大的彎曲應(yīng)力。上述問題嚴(yán)重影響輔助安裝節(jié)的強(qiáng)度、剛度與疲勞壽命，需要進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化。

圖1 輔助安裝節(jié)結(jié)構(gòu)

一般的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)按照難易層次分為有截面（或尺寸）優(yōu)化、形狀優(yōu)化、拓?fù)鋬?yōu)化、布局優(yōu)化和類型優(yōu)化[5-10]。作為發(fā)動(dòng)機(jī)的輔助安裝節(jié)結(jié)構(gòu)，為了滿足與飛機(jī)的安裝要求，其位置不能改變，相關(guān)結(jié)構(gòu)尺寸也受到其他零件的限制，不能按照慣常的結(jié)構(gòu)優(yōu)化思想進(jìn)行設(shè)計(jì)，必須在結(jié)構(gòu)限制條件下，根據(jù)受力或強(qiáng)度分析結(jié)果進(jìn)行局部?jī)?yōu)化[11]，以提高結(jié)構(gòu)的可靠性和安全性。

根據(jù)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析結(jié)果確定優(yōu)化設(shè)計(jì)的思想，來增加安裝節(jié)承力環(huán)的局部剛度，將安裝座根部與機(jī)匣筒體相連，以增加根部寬度，從而降低彎曲應(yīng)力，優(yōu)化結(jié)構(gòu)如圖2所示。從圖中可見，優(yōu)化后的輔助安裝節(jié)吊耳與承力環(huán)為整體機(jī)加結(jié)構(gòu)，比優(yōu)化前降低了應(yīng)力集中，增加了結(jié)構(gòu)剛性，有利于提高結(jié)構(gòu)的可靠性和安全性。

圖2 輔助安裝節(jié)優(yōu)化結(jié)構(gòu)

2 強(qiáng)度驗(yàn)證

利用計(jì)算和試驗(yàn)驗(yàn)證優(yōu)化后的輔助安裝節(jié)吊耳。首先保證該結(jié)構(gòu)能夠承受發(fā)動(dòng)機(jī)工作包線內(nèi)的最大載荷，具有足夠的靜強(qiáng)度；其次保證在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)使用的整個(gè)壽命期內(nèi)不會(huì)由于產(chǎn)生疲勞裂紋而失去承載能力。

2.1 最大載荷

作為發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)之間的傳力、承力系統(tǒng)，安裝系統(tǒng)要承受來自發(fā)動(dòng)機(jī)自身以及飛機(jī)作用的多種載荷，主要包括：發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的推力；飛機(jī)進(jìn)行各種飛行動(dòng)作時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)質(zhì)量產(chǎn)生的慣性力和力矩，包括橫滾、俯仰、偏航以及俯仰和偏航角速度和角加速度[12]。

某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)載荷和尺寸如圖3所示。從圖中可見，G為發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)心位置，現(xiàn)已知L1～L6，則根據(jù)達(dá)朗貝爾原理得空間力系平衡方程（式（1）），求得F3z為發(fā)動(dòng)機(jī)輔助安裝節(jié)的單位載荷，由各向過載系統(tǒng)得最大載荷為86 kN，方向垂直向上。

圖3 安裝系統(tǒng)載荷和尺寸

2.2 計(jì)算分析

運(yùn)用Ansys分析軟件，采用有限單元法對(duì)輔助安裝節(jié)進(jìn)行應(yīng)力分析，單元類型為Solid186，施加86 kN載荷，優(yōu)化前最大應(yīng)力為1357 MPa，其應(yīng)力分布如圖4所示。結(jié)構(gòu)優(yōu)化后最大應(yīng)力為276 MPa，應(yīng)力分布如圖5所示。從圖中可見，結(jié)構(gòu)優(yōu)化后有效地改善了輔助安裝節(jié)的應(yīng)力分布情況，最大應(yīng)力降低80%。

2.3 試驗(yàn)驗(yàn)證

輔助安裝節(jié)承力環(huán)位于加力擴(kuò)散器上，因此以加力擴(kuò)散器以及加力筒體組件為試驗(yàn)件，試驗(yàn)裝置如圖6所示。從圖中可見，模擬前安裝邊將試驗(yàn)件固定在基礎(chǔ)平臺(tái)上，模擬拉桿施加安裝節(jié)載荷于承力環(huán)上，后安裝邊和關(guān)節(jié)軸承施加后安裝邊的軸向和垂向載荷于加力筒體的后安裝邊上，所有載荷均通過作動(dòng)筒施加，通過測(cè)力計(jì)進(jìn)行反饋。

圖4 優(yōu)化前安裝節(jié)局部應(yīng)力分布

圖5 優(yōu)化后安裝節(jié)局部應(yīng)力分布

2.3.1 靜強(qiáng)度

對(duì)優(yōu)化前、后的輔助安裝節(jié)吊耳進(jìn)行靜強(qiáng)度試驗(yàn)，包括屈服強(qiáng)度（發(fā)動(dòng)機(jī)使用載荷）、極限強(qiáng)度（1.5倍使用載荷）以及承載能力試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果見表1。從表中可見，優(yōu)化后的輔助安裝節(jié)完成屈服強(qiáng)度和極限強(qiáng)度試驗(yàn)后，繼續(xù)加載至243 kN時(shí)試驗(yàn)件仍未破壞（由于試驗(yàn)裝置無法繼續(xù)加載，停止試驗(yàn)），而優(yōu)化前輔助安裝節(jié)在加載至217 kN時(shí)安裝座從承力環(huán)上完全脫落，破壞形式如圖7所示。可見優(yōu)化結(jié)構(gòu)輔助安裝節(jié)的承載能力遠(yuǎn)高于優(yōu)化前結(jié)構(gòu)的。

圖6 試驗(yàn)裝置

表1 輔助安裝節(jié)靜力試驗(yàn)載荷對(duì)比 kN

圖7 安裝座破壞形式

極限強(qiáng)度試驗(yàn)后對(duì)優(yōu)化前、后的輔助安裝節(jié)銷釘進(jìn)行直線度測(cè)量，對(duì)比結(jié)果如圖8所示。優(yōu)化前輔助安裝節(jié)試驗(yàn)用銷釘?shù)臍堄嘧冃螢?.01mm，而優(yōu)化后僅為0.088mm，相差11倍左右，可見優(yōu)化后輔助安裝節(jié)的剛度強(qiáng)于優(yōu)化前的。

圖8 銷釘軸心位置對(duì)比

2.3.2 疲勞壽命

為考察結(jié)構(gòu)優(yōu)化前、后輔助安裝節(jié)的抗疲勞能力[13-15]，進(jìn)行了疲勞壽命試驗(yàn)，優(yōu)化前結(jié)構(gòu)施加83 kN載荷，完成15000次循環(huán)后，試驗(yàn)件出現(xiàn)裂紋，如圖9所示。試驗(yàn)載荷與循環(huán)數(shù)的對(duì)比見表2。優(yōu)化后結(jié)構(gòu)施加88 kN載荷，完成30000次循環(huán)后，載荷增至110 kN，繼續(xù)完成了40000次循環(huán)，未出現(xiàn)裂紋。可見優(yōu)化結(jié)構(gòu)輔助安裝節(jié)的抗疲勞能力遠(yuǎn)高于優(yōu)化前結(jié)構(gòu)的。

圖9 疲勞裂紋

表2 輔助安裝節(jié)抗疲勞能力試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

3 總結(jié)

針對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)輔助安裝節(jié)吊耳存在的主要問題，對(duì)局部結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化。由優(yōu)化前、后的強(qiáng)度分析以及試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果可知，結(jié)構(gòu)優(yōu)化后的輔助安裝節(jié)強(qiáng)度、剛度和疲勞壽命均比優(yōu)化前有較大提高，優(yōu)化后的結(jié)構(gòu)受力更合理、安全可靠。輔助安裝節(jié)吊耳結(jié)構(gòu)優(yōu)化方法可對(duì)該類安裝節(jié)的設(shè)計(jì)具有借鑒意義。

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（編輯：肖磊）

Optimization and Experimental Validation of Rear-Mount Structure for an Aeroengine Auxiliary Installation System

LIU Chang-chun1，LIU Ying2,CHU Jian-heng1，CAO Hang1，ZHANG Yong1，YANG Lei1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China;2.Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing 100076,China）

Installation system is a key part in aeroengine,which failure would cause engine detached from aircraft.In consideration of security and reliability,the structure optimization of rear-mount for an aeroengine auxiliary installation system was designed on unchanging its overall structure size conditions.Based on finite stress analysis,static strength and fatigue experiment,and the optimized structure of rear-mount for auxiliary installation system was compared with that of the primary structure.The results show that the static strength and fatigue life are increased,and the optimized structure is more reasonable.

auxiliary installation system；rear-mount；optimization design；fatigue life；experimental validation；aeroengine

V 231.9

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.05.012

2014-06-09 基金項(xiàng)目：國(guó)家重大基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

劉長(zhǎng)春（1976），女，博士，高級(jí)工程師，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)工作；E-mail：liuchangchun1976@163.com。

劉長(zhǎng)春，劉瑩，儲(chǔ)建恒，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)輔助安裝節(jié)吊耳結(jié)構(gòu)優(yōu)化及試驗(yàn)驗(yàn)證[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2015，41（4）：58-61.LIU Changchun，LIU Ying, CHU Jianheng，et al.Optimization and experimental validation ofrear- mount structure for an aeroengine auxiliaryinstallation system [J]. Aeroengine，2015，41（4）：58- 61.