基于飞行数据的功率分出轴强度和疲劳分析

李卢丹， 王 真

(中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089)

0 引 言

航空发动机功率分出轴是一根柔性轴，发动机附件和飞机附件通过功率分出轴连接，在发动机和飞机附件之间传递扭矩。主要工作过程包括：发动机起动时，传动飞机附件并将起动机的转动经发动机附件机匣传给发动机高压转子；发动机工作时，将发动机附件机匣的旋转运动传递给飞机附件。功率分出轴是飞机和发动机之间的关键动力连接，并且无法备份[1-2]，在试飞中一旦产生故障，发动机动力无法传递到飞机附件，发动机停车后也无法进行启动，所以其工作可靠性、变形补偿能力等特性直接关系到飞行安全。

此研究对象为采用膜盘联轴器结构的功率分出轴，结构特征见图1所示。

功率分出轴安装设计要求为轴向单侧固定和径向容差6mm。另外安装之初，功率分出轴需承受安装时的轴弯曲和两端不对中等径向偏差[3]，因此在初始使用时，膜盘往往就是变形状态，主要是轴的弯曲和不对中造成的膜盘一侧受拉一侧受压的情况，旋转过程会形成高低应力交替变化，变形越严重，膜盘联轴器的工作状态越差，引发疲劳损伤甚至破坏。

图1 功率分出轴连接示意图

1 飞行中的测量结果

为了获得实际飞行条件下的功率分出轴变形情况和环境振动，对装机条件下的发附和飞附间的距离变化和环境振动进行了进行测量。通过对各飞行架次数据统计，获得各次飞行中，轴向位移最大值，即膜盘联轴器轴向变形量数据，如图2所示。

2 静强度分析

2.1 承载和变形的初步分析

根据轴的受力特点，功率分出轴承受的主要载荷见图3，主要包括：离心力、由于不对中造成的径向力和弯矩、扭矩、轴向力等。

图2 飞行中轴向位移测量结果

图3 功率分出轴承载情况示意图

2.2 有限元分析

采用有限元分析软件ANSYS对全尺寸模型进行结构特性分析[3]。为了获得畸变较小的网格，划分网格之前对几何模型进行了剖分，采用自动划分对几何模型进行网格划分。采用带中间节点的高阶四面体、高阶六面体单元，最终单元数量为：75.7万，节点数量为：125.0万。

部件材料主要有不锈钢和钛合金TC4，主要参数见表2所列。

表2 部件材料主要参数表

离心力通过施加转速载荷(Rotational Velocity)实现；额定转速换算后为1 347 rad/s；不对中变形按照设计要求能在6 mm径向位移情况下安全可靠工作，轴向变形按照飞行数据中最大轴向变形量4 mm。按照最严苛工况施加边界条件，如图6所示。为便于区分结果，靠近固定支撑一侧的膜盘联轴器定义为1号膜盘，另一端定义为2号膜盘，见图4。考虑到膜盘厚度较小，计算过程采用大变形非线性迭代计算。

整体变形情况应力分布如图5所示。由图可知：整个功率分出轴变形最严重的位置是四个膜盘；并且各膜盘的变形情况也不完全相同。

图6为1#和2#膜盘的VonMises应力分布，可综合评价膜盘应力情况。

图4 边界条件

图5 总体变形

图6 两个膜盘的VonMises 应力分布

由图6可知，1#膜盘最大应力约370 MPa，2#膜盘最大应力约540 MPa，应力较大位置为膜盘最外侧，沿圆周方向分布。膜盘所用材料为TC4的屈服极限为825 MPa，大于计算所得最大等效应力，认为该膜盘静强度是足够的，但在轴旋转过程中，膜盘上的应力呈现周期性变化，有必要进行疲劳分析。

2.3 疲劳分析

由静强度分析可知，整个功率分出轴上，膜盘的应力较大，因此重点对膜盘的疲劳寿命情况进行分析。采用ANSYS Fatigue工具对功率分出轴进行疲劳分析，应力载荷比例按照按图4中数据计算平均值，取0.68，平均应力修正方法采用偏于保守的Goodman方法[4]。按照线性插值方法得到材料疲劳曲线见图7所示[5]。

功率分出轴和2#膜盘组寿命情况见图8所示。由图可知，2#膜盘组的疲劳寿命更短最易发生疲劳破坏的位置为膜盘外延内侧，沿圆周方向产生裂纹的可能性较大。

图7 TC4的S-N曲线

图8 疲劳寿命计算结果

3 结 语

根据飞行中实测分出轴的轴向变形情况，结合工况分析和设计要求，通过对功率分出轴的有限元分析，可知功率分出轴在随发动机装机后的使用过程中，膜盘联轴器会产生较大变形，膜盘外侧沿圆周方向，易发生疲劳破坏。

参考文献：

[1] 航空发动机设计手册[M]．北京:航空工业出版社，2000．

[2] 衡井武．金属膜盘式挠性联轴器在航空上的应用[C].中国航空学会(动力)第三届小发动机,中国航空学会(直升机)第三届动力与传动学术讨论会[A].北京:中国航空学会2000:164-167.

[3] 陈雪峰，李兵，曹宏瑞．有限元方法及其工程案例[M].北京：科学出版社，2014.

[4] Adam Niestony, Michael BÖhm. Mean Stress Effect Correction Using Constant Stress Ratio S-N Curves[J].International Journal of Fatigue,2013(52):49-56.

[5] 王雪飞.某型航空发动机-飞机附件传动轴的动力特性研究[D].南京：南京航空航天大学，2012.