航空发动机进口测头装机的强度及气动分析

郭政波 刘振刚 杨雄

摘要：在飞行试验中考核航空发动机的性能特性时，发动机进口的大气总温和总压是必不可少的关键参数，需要在进气道出口加装总温总压测头。为了确保测头的结构强度能够满足要求，同时不造成大的总压损失和进气畸变，需要对测头装机的强度及气动性能进行分析，主要包括测头的强度校核和模态分析以及测头对发动机进气道性能及稳定性的影响评估两个方面。通过以上分析确保了测头装机的安全性和功能性能指标，推进了航空发动机试飞工作的顺利开展，同时也为后续航空发动机型号中测头的设计和使用等提供依据。

关键词：性能特性;总温总压测头;总压损失;进气畸变;模态分析

中图分类号：V231.3 文献标识码：A

现代航空燃气涡轮发动机是集热机与推进器于一体的复杂机械系统，涉及气动、结构强度、材料、控制等多学科，具有高温、高压、高转速等苛刻的工作条件，为了验证新研发动机的功能和性能，在发动机设计定型试飞期间，通常需要在航空发动机进口与进气道出口之间的位置加装专用测头测量航空发动机进口截面的压力参数和温度参数[1]。由于加装测头会带来一定的进气道总压损失和进气畸变，降低进气道的稳定性，因此在确定方案前，有必要分析和评估测头装机后对进气道性能及稳定性的影响[2]，以保证测头装机后的可靠性。

考虑到若测头固有频率与发动机振动或气流激励频率相吻合，则会产生谐共振现象，容易造成测头损伤甚至断裂，危及飞行安全。因此，必须对其进行模态分析、强度校核等工作，以保证测头装机后的安全性[3]。

1 测头安全性分析

测头三维数模图如图1所示。测头由测头主体、管接嘴、热电阻、总压管、端面堵盖等零部件组成，零部件（除铂电阻外）材料全部采用1Cr18Ni9Ti板材或棒材制成。测头安全性分析主要包含强度校核和模态分析[4，5]。

1.1 测头强度校核

测头加装在飞机进气道上后，为了保证其在使用过程中不会发生结构破坏，对测头进行了强度校核。

（1）测头使用环境

环境压力：0～150kPa，环境温度：-65～85℃，马赫数：0～1.0。

（2）测头强度校核

测头结构如图1所示，零部件（除铂电阻外）材料全部采用1Cr18Ni9Ti板材或棒材制成。

下面对主体材料进行抗弯强度校核。

正常工作的條件是：式中：M_max为最大弯矩，单位为N·m;W_Z为抗弯截面模量，单位为m³。

测头深入测量部分有效长度为32mm，迎风有效面积如图2所示，则计算迎风面积为：

A=3.2-10^-4m²

根据使用情况，主体的根部截面为危险截面，尺寸如图3所示。

在发动机实际工作中最严苛的环境条件下进行测头强度校核，即发动机工作包线右下角试验点：Ma=0.85，H=4750m，此时在气流速度最大的情况下密度也最大。

计算得到最大气流速度：

v_max=340×0.85=289m/s

由于测头使用环境海拔高度H为4750m，查表计算可得环境实际压力为55.6kPa，环境温度为-15.9℃，空气密度为：

可求得主体迎风面受总载荷为：

F=p_max×A=10.1N

因计算弯矩时，作用在杆件上的均布载荷可以等效为作用在其中间处的一个集中力，这个集中力的大小与总载荷大小相等，则：

重心y为9.425×10^-3m，可得：

选择材料为1Cr18Ni9Ti不锈钢材质，常温时材料s_b=539MPa，安全系数取n=3，则许用强度[σ]=179.7MPa。

σ=2.29MPa≤[σ]=179.7MPa，因此测头强度能够满足使用要求。

1.2 测头模态分析

测量装置的材料选用1Cr18Ni9Ti，其弹性模量E=206GPa，泊松比m=0.3，密度r=7850kg/m3[3]。

ANSYS软件提供了4种便捷、高质量的对模型网格划分方法。对测量装置主要工作部分（主体骨架）网格采用Patch Independent方式，网格大小为0.5mm;辅助部分（安装座）采用默认划分方式，网格大小为lmm。划分后共有219496个节点，136626个单元，其有限元网格划分的计算网格模型如图4所示[6，7]。

由于测量装置的主要工作部位以及承力部位为主体骨架，因此主要分析主体骨架部分的动态特性。采用ANSYS软件计算得测量装置主体骨架前六阶的固有频率和振型如图5～图10所示。

从图5～图10可以得到相关参数，见表1。

可以算出发动机在慢车状态与最大状态之间工作时，对应的频率范围为354.45～685.4Hz，对比表1可得，f_max远小于测量装置的最小固有频率，因而此测量装置的设计合理、安全，在发动机运行时不会发生共振现象。

2 安装测头对进气道性能及稳定性分析

2.1 物理模型

图11为测头的安装位置三维数模图：测头安装截面距离进气道出口截面76mm，测头伸人流道深度为32mm。

2.2 分析理论

采用流体计算软件进行带前全机身的进气道流场分析，模拟状态为发动机地面最大状态，计算设置、边界条件及计算状态设置如下[8～10]：

（1）计算设置

湍流模型采用SST模型，壁面函数采用自适应壁面函数，空间及黏性项离散采用高阶迎风格式。

（2）边界条件设定

远边界：远场大气边界条件94.8kPa;隔道出口：静压边界;进气道出口：发动机边界条件，发动机相对换算转速1.0;机身、隔道、探针，进气道壁面：无滑移壁面边界条件。

（3）计算状态

双发地面最大工作状态。

2.3 计算结果分析

2.3.1 带测耙后的流动分析

图12为不带测耙和带测耙后总压云图，对比两种模式下的总压分布云图，等压线的形状和位置梯度大小基本一致，图谱相似度很高，仅在4支总压测耙的位置能够明显看到测耙造成的损失。图13给出了测耙区域的流线图和进气道出口局部总压分布，从图中可以看出，气流在经过测头后由于绕流运动产生了明显的压力损失，并且随着流动向下游发展逐渐扩散到进气道出口，但是由于测头高度较小，测头的影响集中在进气道出口壁面，对整个进气道出口整体高低压区分布影响较小。

2.3.2 性能和穩定性分析

表2给出了两种计算模型下进气道出口性能参数的变化，从表中可以看出测耙对进气道性能几乎没有影响。

表3给出了两种计算模型下进气道出口周向畸变参数的变化，从表中可以看出带测耙后周向畸变指数有所变小，由图12可以看出，安装的4支探针大多数位于高压区内，探针的尾迹造成原高压区平均总压下降，从而造成带测头时周向畸变指数的计算结果较不带测头时更小。

因此可以得出结论，安装本方案的测头对进气道造成的性能损失和进气畸变可以忽略。3结论

首先对总温总压测头进行强度校核和模态分析，然后基于计算流体力学（CFD）仿真计算评估了测头装机对进气道性能及稳定性的影响，确保了测头装机的安全性和可行性，有力地保证了发动机型号试飞的顺利开展，形成了一套测头装机前完整的分析评估理论，为后续发动机型号试飞中测头的设计和装机可行性分析提供参考依据。

参考文献

[1]Robert B A，Gary R A.In-flight thrust determination [Z].NASATechnical Reports Server，1986.

[2]赵海刚，屈霁云，史建邦，等.高机动飞行下进气道/发动机相容性试验[J].航空动力学报，2010（09）：2077-2083.

[3]顾培英，邓昌，吴福生.结构模态分析及其损伤诊断[M].南京：东南大学出版社，2008.

[4]Kimball L B.Icing tests of aircraft-engine induction systems[R].Technical Report Archive&Image Library，1943.

[5]Martin C A，Putt J C.Advanced Pneumatic Impulse IceProtection（PUP）system for aircraft[J].Journal of Aircraft，2015，29（4）：714-716.

[6]王鹏.某型涡扇发动机气动稳定性模拟[M].西安：西北工业大学出版社，2006.

[7]张宝诚.航空发动机试验和测试技术[M].北京：北京航空航天大学出版社，2006.

[8]Ray R J.Evaluating the dynamic response of in-flight thrustcalculation techniques during throttle transients[R].NASA TM-4591，1994.

[9]管迪华.模态分析技术[M].北京：清华大学出版社，1996.

[10]王富耻，张朝晖.ANSYS有限元分析理论与工程应用[M].北京：电子工业出版社，2006.