某型航空涡轮发动机低压涡轮后框架应力比较分析

冯 晨 唐庆如

（中国民航飞行学院 航空工程学院，广汉 618307）

某型航空涡轮发动机低压涡轮后框架应力比较分析

冯 晨 唐庆如

（中国民航飞行学院 航空工程学院，广汉 618307）

通过有限元分析方法，计算某型航空涡轮发动机低压涡轮后框架及其改型的热应力分布情况，比较两种低压涡轮后框架的结构优劣，为航空公司关于该型发动机低压涡轮后框架的升级提供参考和建议。

航空涡轮发动机 低压涡轮后框架 有限元分析 热应力

前言

低压涡轮后框架位于发动机尾部，共12个后框架，与低压涡轮相连接，用于支撑整个发动机，是航空涡轮发动机的重要结构部件之一。目前，某型发动机的低压涡轮后框架strut大多是呈非径向方向排列，这也是该型发动机的原始设计样式。但是，该发动机生产厂商曾两次发布SB提供低压涡轮后框架的升级建议，以解决strut与outer casing间的应力集中问题。作为发动机的寿命件之一，低压涡轮后框架未到寿而因为安全问题进行升级或者改装，都会对航空公司的运营产生计划外的支出。所以，本文就该型航空发动机的低压涡轮后框架两种改型进行热应力方面的有限元计算，比较两种低压涡轮后框架的热应力集中现象，为航空公司对于该型发动机低压涡轮后框架的升级提供一定的建议。

低压涡轮后框架是航空发动机的主要结构部件，承载着十分复杂的热载荷和机械载荷。在飞行过程中，低压涡轮后框架后框架内部承受非常高的飞机排气温度，外部处于极低的高空低温环境中，所以风扇后后框架的工作环境十分恶劣，所受载荷也相对复杂。这对其结构的合理性和实用性有着很高的要求。

1 数学模型

低压涡轮后框架在高空中收到的热载荷，可以看作是由发动机尾气和外界低温两个稳定热源产生的热传导问题。根据热平衡理论，可以得到稳态热分析平衡方程：

K为热传导矩阵，R为辐射对流矩阵，u是一个待求的温度向量，Tabs是绝对温度的偏置温度值，P是稳定的热流量向量，N是依赖于温度的热流量向量。

对于上面的热平衡方程，可以应用牛顿拉普森迭代法对温度场进行分析计算。牛顿拉普森迭代方程为：当=切向热传导矩阵时，

abs向量Δui，就可以得到迭代后的温度ui+1：

式中，ui为迭代前的温度。

2 物理模型

本文采用的低压涡轮后框架各尺寸参数为实际测量所得，建立低压涡轮后框架的物理模型，如图1、图2所示。

图1 I型低压涡轮后框架模型

图2 II型低压涡轮后框架模型

在该型航空涡轮发动机中，低压涡轮后框架是主要的结构组件之一，安装于发动机的尾部。它的outer casing上有发动机的后部安装结构，inner hub穿过发动机5号轴承连接于LPT转子，strut连接于outer casing和inner hub之间。该型发动机低压涡轮后框架两种升级改型的主要区别就是strut的排列方式不同。一种是沿径向分布的strut排列方式，如图1所示，为了便于描述，本文暂且称其为I型；另一种是沿非径向分布的strut排列方式，如图2所示，本文暂且称其为II型。

低压涡轮后框架的outer casing和低压涡轮外机匣相连。outer casing上有发动机的吊装位，起支撑起发动机后部的作用。但是，该型发动机低压涡轮后框架屡次升级的目的，是解决其strut与outer casing由于热膨胀不均匀产生的热应力问题，和其负担的发动机重量问题关系不大。所以，本文为了便于计算，将模型上位于outer casing的发动机吊装位，inner hub里后框架5号轴承的结构等对热应力计算没有影响的结构和孔位都去掉，做出如图1、2所示的两种低压涡轮后框架简化模型。

3 计算方法

3.1 网格的划分

基于有限元方法对控制方程进行离散，采用非均匀结构化网格，分别在strut和out casing及inner hub的连接处局部加密，其他部位采用均匀化网格，分别产生70749个节点38442个单元体和99207个节点55056个实体单元。

3.2 载荷施加

温度载荷以节点温度形式施加。设置out casing外壁面温度为-40℃，inner hub及strut温度为200℃，通过计算获得涡轮后后框架的温度分布。然后，根据温度分布计算结果，定义一个连续的温度场，用以求解温度产生的应力。

3.3 边界条件

约束inner hub和outer casing后端的轴向和周向位移。

4 结论

本文的计算结果说明，该型航空涡轮发动机II低压涡轮后框架的结构形式能更好地减小strut与outer casing连接处应力集中现象，但是长期使用会出现strut的弯曲现象；I型低压涡轮后框架的结构形式会使其在strut与outer casing连接处的热应力高于II型，但在整体结构的平衡和strut的形态保持方面更具优势。

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Comparison and Analysis of the Stress of A Certain Type of Aero Turbine Engine After the Low Pressure Turbine

FENG Chen,TANG Qingru
(Aviation Engineering College, China Civil Aviation Flight College, Guanghan 618307)

Through finite element analysis method, the calculation for a certain type of aero turbine low pressure turbine engine frame and the modification of the thermal stress distribution and comparison of two kinds of low pressure turbine framework structure of the merits of the, the airlines on the low pressure turbine engine after framework upgrades provided reference and suggestions.

aero turbine engine, low pressure turbine rear frame, finite element analysis, thermal stress

国家自然科学基金民航联合基金重点项目（U1233202）。