航空发动机试验舱应力分析和强度设计

航空发动机试验舱应力分析和强度设计

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。关于风洞的建设和性能研究，*****等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。*****CA等对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。虞择斌等和解亚军等分别对具有类似复杂舱体结构的2 m超声速风洞整体和NF6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。宿希慧和沈雪敏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），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*****5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

SⅡ=171.7 MPa1.5Sm;

SⅣ=214.4 MPa3.0Sm。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，