渦槳發動機姿態試車臺支撐架設計與分析

耿金嵩，武俊虎，李云輝，劉懷印

（1.沈陽發動機研究所,沈陽 110000；2.中國航天空氣動力技術研究院 風洞工程技術研究所,北京 100080）

0 引言

現代高性能發動機飛行包線越來越寬，要求發動機能夠在更加惡劣的環境下穩定工作。這就對發動機的性能、可靠性和耐久性提出了更高的要求，發動機的試驗驗證內容更加完善。對發動機起動、液壓、潤滑等系統工作可靠性研究的有效辦法之一就是開展發動機姿態試驗。我國在研的發動機型號對應的規范中，也明確要求進行姿態試驗[1-8]。

為了提供滿足相關軍用標準要求的姿態試驗，美、俄等國無一例外地都相繼建立了包括姿態試車臺在內的各種特征試驗設備，并完成了相關發動機姿態試驗[9-12]。美國在美軍標通用規范中規定了該試驗項目，其姿態試驗設備是發動機整機姿態試車臺。據了解, 現役機型中F404發動機完全執行通用規范要求完成姿態試驗。PWC306發動機和V-22“魚鷹”傾轉旋翼飛機中渦軸發動機AE1107C等型號也完成了姿態試驗，驗證了不同姿態對軸承和滑油系統的影響。俄羅斯對整個潤滑系統姿態試驗在飛行前不作要求，但要求滑油箱必須完成姿態試驗、滑油泵必須完成地面及高空性能試驗后方可進行科研試飛。然后通過科研試飛來驗證潤滑系統的姿態工作特性。相比之下，目前國內沒有用于渦槳發動機的姿態試車臺，只能通過科研試飛來完成姿態試驗。無法響應國軍標提出的驗證要求及科研任務的需求。

本文中的試車臺要同時實現發動機俯仰和橫滾兩種姿態。試車臺架采用雙支撐架支撐的龍門架形式，由支撐架、橫滾機構、俯仰機構、發動機安裝架等組成，支撐架原理簡圖如圖1所示。支撐架作為渦槳姿態試車臺的重要組成部分，除提供安裝工藝管線、照明、監控等必需系統的空間外，最主要是作為試車臺的主承力構件，承擔橫滾機構、俯仰機構和發動機等臺架設備的重力載荷。此外，在試車過程中渦槳發動機的螺旋槳的高速旋轉會引起臺架附近流場的劇烈變化，因此支撐架必須具備抵抗試車過程中復雜氣動載荷的能力且不會對發動機的進排氣造成影響[13-15]。本文提供了該渦槳發動機姿態試車臺支撐架的設計與分析方法，為同類型試驗設備的研制提供了技術支撐。

圖1 渦槳發動機姿態試車臺

1 支撐系統流場仿真

對于渦槳發動機試車臺架，在進行結構設計前，需要根據試車臺架各組成結構的空間布局進行氣動設計與計算。發動機試車臺架的兩側支撐架是影響發動機螺旋槳繞流的主要障礙物，支撐架會影響到發動機槳葉附近的流場流動，同時槳流也會反作用在支撐架上，影響到支撐架的結構受力。因此需要對試車臺架系統進行流場的數值仿真計算，從氣流和風壓兩方面考核仿真計算的結果：1）氣流經支撐架反射后不會影響發動機進氣，從而保證支撐架間距與發動機高度布置合理，并使支撐架在復雜流場中具備的足夠的強度；2）確保試車產生的氣流對支撐架造成的擾動有限，氣流造成的風壓在臺架可承受的范圍內。

1.1 流場仿真幾何建模

根據渦槳姿態試車臺的總體布局設計和渦槳發動機的工作原理，對實際的幾何模型進行簡化，分離出流場計算的主要對象：槳盤面、試車臺兩側支撐架、發動機殼體、發動機尾噴口、發動機安裝架肋板與蓋板及橫滾機構滾筒等。

實際的支撐架為桁架結構，不利于進行氣動計算。將其幾何簡化為長方體，方便進行氣動仿真同時流場分析具有更高的可靠性。槳葉的流動效應與風扇類似，實際上是形成一個流量通道。在缺乏實際幾何模型的時候，可將其簡化為一個風扇邊界面，通過模擬槳盤的目標壓力差及目標流量值來達到流場的仿真。

擬設計兩支撐架之間的間距空隙為14 m，按大氣遠場邊界距槳盤中心不低于10倍槳盤直徑，取大氣遠場邊界為50 m。為適應發動機與試車臺尺寸，仿真模型中設置發動機殼體長度為4 m，直徑為1 m，出口直徑為800 mm，滾筒直徑為2 m，長度為3.5 m，槳盤中心離地高度為12 m?？紤]到兩支撐架為對稱結構，在模型中建立對稱面，簡化計算量。通過上述分析，建立起流場仿真的幾何模型，如圖2所示。

圖2 試驗臺布局三維視圖

1.2 流場數值仿真計算

采用流體仿真軟件Fluent對上述試車臺模型進行流場的仿真計算，基于N-S方程穩態壓力基求解器，采用SST k-ω湍流模型，Coupled 算法。地面和支撐架采用無滑移壁面條件，遠場采用無風壓力遠場邊界條件，槳盤面為風扇邊界條件，風扇風壓設置為3400 Pa，此時計算的槳盤面的空氣流量超過600 kg/s，槳盤后方氣流速度最大72 m/s，可滿足槳扇空氣流量的仿真輸入條件。給定發動機外殼出口質量流量出口邊界，質量流量不低于22 kg/s，總溫不低于1100 K，以模擬發動機出口輸入條件。

選取發動機俯仰角為0°、-90°和90°時3個特殊姿態進行仿真分析，模型如圖3所示。

圖3 幾何模型示意圖

1）0°俯仰角時的流場。

圖4所示為發動機0°俯仰角時通過槳盤及發動機出口的空間流線，可以看到，槳盤進口氣流均勻，氣流流經滾筒及滾筒支撐結構時，滾筒前方肋板將槳流擋向側方，氣流從擋板側方繞過流向正后方，氣流未與支撐架發生干涉，說明支撐架間距合適。

圖4 0°俯仰角時空間流線圖

如圖5所示，為0°俯仰角時滾筒中心高度平面速度流線圖及速度等值線圖?？梢钥吹?，槳流在繞過滾筒前方肋板時，氣流方向向側方偏移45°左右，在肋板邊緣形成一個局部加速區域，該處氣流速度達到75 m/s左右。在前后兩塊肋板之間為一低速區域，該區域最大速度在10 m/s左右，在滾筒側方約1倍直徑處形成了一低速渦流區域，在渦核中心會形成局部低壓區域，可以將前方來流方向矯正，從而避開了側方支撐架。

圖5 0°俯仰角時滾筒中心高度平面速度等值線圖

如圖6所示，為0°俯仰角時滾筒中心高度平面和計算模型對稱面上的壓力等值線云圖，從圖中可以看到，滾筒前方肋板迎風面與滾筒前沿外表面所形成的直角區域內為一較大的正壓區域，壓力在3000 Pa以上，但側方支撐架表面受到的壓力波動較小。

圖6 0°俯仰角時滾筒中心高度平面壓力等值線云圖

如圖7所示，為支撐架靠近滾筒側的表面壓力分布等值線云圖?？梢钥吹?，支撐架表面局部承受最大壓力不大于12 Pa。

圖7 支撐架靠近滾筒側的表面壓力分布等值線云圖

2）-90°俯仰角時的流場。

如圖8所示，為發動機-90°俯仰角時通過槳盤及發動機出口的空間流線，此時發動機進氣口朝向地面，槳盤進氣從各個方向而來，支撐架主要將發動機側向的進氣氣流阻隔。而由渦槳發動機工作原理可知，渦槳發動機進氣主要依靠正前方來流，而此時發動機進氣口距地面距離超過5 m，不會影響發動機試驗時的進氣。同時槳流經過滾筒、肋板及蓋板后，又匯入到了發動機噴流，流動未影響到側方支撐架。

圖8 -90°俯仰角時空間流線

如圖9為-90°俯仰角時支撐架對稱面上的速度場情況，可以看到，受槳流進氣影響，支撐架附近局部最大擾動速度在4 m/s，相比于0°俯仰角時的擾動速度有所增大。槳流繞過滾筒肋板時與支撐架存在較大的距離，對支撐架的影響有限。

圖9 -90°俯仰角時支撐架對稱面速度等值線云圖

如圖10所示，為-90°俯仰角時支撐架對稱面及計算模型對稱面上的壓力分布等值線云圖。與0°俯仰角時的情況相比，在于槳盤面壓力梯度減弱，進口流量有所減小，氣流速度有所降低，滾筒附近壓力場相似，壓力值有所減小。支撐架表面的壓力處于較低水平。從圖11可以看到，此時支撐架表面最大負壓小于30 Pa。

圖10 -90°俯仰角時支撐架對稱面壓力等值線云圖

圖11 -90°俯仰角時支撐架表面壓力等值線云圖

3）90°俯仰角時的流場。

如圖12所示，為90°俯仰角時通過槳盤及發動機出口的空間流線圖，此時發動機進口朝上，槳盤進氣條件良好，槳流及發動機噴流向下沖擊地面后往四周擴散，會對支撐架底部區域造成一定的沖擊。

圖12 90°俯仰角時通過槳盤及發動機出口的空間流線

如圖13所示，為俯仰角時支撐架對稱面速度場，從流線圖可以看到，槳流及發動機噴流沖擊地面后往外擴散時受到支撐架阻擋，在支撐架底部附近區域形成一個角區渦流，該處速度較大，在20 m/s左右。

圖13 90°俯仰角時支撐架對稱面速度等值線云圖

如圖14所示，為90°俯仰角時支撐架對稱面及計算模型對稱面上的壓力分布等值線云圖。由于高速氣流沖擊地面，在滾筒下方的地面空間存在較大的正壓區域，滾筒正下方地面局部壓力在2500 Pa左右，支撐架下方正壓較大，如圖15所示，支撐架底部最大壓力達到500 Pa。

圖14 90°俯仰角時支撐架對稱面壓力等值線云圖

圖15 90°俯仰角時支撐架表面壓力等值線云圖

通過流場仿真計算結果，可以分析出以下兩點：

1）在3種典型俯仰角下，當發動機在-90°俯仰角時，存在少部分低速氣流對支撐架產生擾動，并由支撐架反射回發動機，但此時發動機進氣口方向為垂直地面，反射氣流并不干擾發動機進氣；

2）當發動機90°俯仰角時支撐架靠近滾筒一側下方承受較大的氣流沖擊載荷，表面局部壓力最大，可達500 Pa以上，周圍局部速度最高，速度達到20 m/s，風速相當于8級風力[16-17]，氣流不會對支撐架造成沖擊。因此，最終確定支撐架間距14 m，發動機槳盤中心高12 m。

2 支撐架結構設計與強度校核

2.1 支撐架結構設計

支撐架整體設計為焊接桁架結構構件，在發動機推力方向設計成等腰梯形的塔式形狀，單個外廓尺寸約為5 m×6 m×11.5 m（長×寬×高），單個支撐架質量約20 t。支撐架主梁、斜梁由截面尺寸為250 mm×250 mm×6 mm的空心方鋼管焊接制作，主梁、斜梁交匯處設置筋板提高整體剛度。試車臺架通過支撐架與地面接觸，支撐架與澆筑在基礎中的基礎預埋件通過法蘭連接，以此承受臺架的拉力、發動機轉矩及重力載荷，支撐架法蘭與基礎預埋件的接口如圖16所示。支撐架頂部為操作平臺提供人員操作空間，用于安裝俯仰驅動機構、俯仰支架的支撐結構，支撐架結構示意圖如圖17所示。

圖16 支撐架法蘭與基礎預埋件的接口

圖17 支撐架結構示意圖（按照逆航向區分左右）

2.2 支撐架強度分析與校核

兩側的支撐架除承受試車臺架（橫滾機構、俯仰機構等）約550 kN的重力載荷外，還應具備承受發動機正（俯仰角0°和-90°）、反（俯仰角90°）推力載荷以及轉矩載荷（全俯仰角）的能力。此外，由于發動機中心線與槳盤中心不在同一條直線上，因此支撐架還需要考慮槳盤附加力矩（全俯仰角）的影響。擬設定支撐架最大可承受100 kN的正向推力、55 kN的反向推力、100 kN·m的轉矩載荷，以及35 kN·m的槳盤附加力矩。

采用ANSYS Workbench 19.0靜力分析模塊進行校核計算，主要考察應力以及變形情況，需保證計算應力在許用應力范圍內，并按照2倍安全系數來考慮試驗沖擊影響。定義坐標軸方向如圖18所示。由于試車臺架載荷遠大于發動機最大反向推力，主要考核如下兩種工況：即重力與推力方向重合（俯仰角-90°）、重力與推力方向正交時（俯仰角0°），通過施加遠端力的方式在橫滾機構滾筒前端面施加該力。力的作用面作用到支撐架上方的支撐結構上，在支撐架的底部連接板上給定固定約束，材料為Q345E，許用應力為183 MPa，安全系數為2時，考核應力約為90 MPa。

圖18 坐標系設置

當發動機姿態為0°時，設定支撐架承受正拉力100 kN（+X）、轉矩100 kN·m（Mx）、附加彎矩35 kN·m（My）、臺架重力550 kN（+Z）及自重，邊界條件如圖19所示。

圖19 邊界條件

計算后得到變形云圖和應力云圖如圖20所示，最大應力為95.5 MPa，為節點加強板處的應力集中值，整體支撐架的綜合應力為20 MPa左右，小于考核應力90 MPa，在安全許用范圍內，應力計算合格；最大變形發生在軸承座側面，約為1.7 mm，此支撐架最大尺寸規模為11 300 mm，變形比為0.015%，小于屈服強度變形量0.2%，符合要求。

圖20 變形云圖和應力云圖

當發動機姿態為-90°（下俯90°）時，設定支撐架承受正拉力100 kN（+Z）、轉矩100 kN·m（Mz）、附加彎矩35 kN·m（My）、臺架重力550 kN（+Z）及自重，邊界條件如圖21所示。

圖21 邊界條件

計算后得到變形云圖和應力云圖如圖22所示，最大應力為94 MPa，為頂部安裝板處的局部應力集中值，整體支撐架的綜合應力為20 MPa左右，小于考核應力90 MPa，在安全許用范圍內，應力計算合格；最大變形發生在軸承座側面，約為1.4 mm，此支撐架最大尺寸規模為11 300 mm，變形比為0.012%，小于屈服強度變形量0.2%，符合要求。

圖22 變形云圖和應力云圖

綜上計算分析，整個支撐架具備抵抗正向推力100 kN、反向推力50 kN、發動機轉矩100 kN·m及35 kN·m槳盤附加彎矩的能力，且在上述工況載荷下，能夠保證試車安全，且留有足夠的安全余量。

3 結論

本文對渦槳發動機姿態試車臺先后進行了試車工況下的支撐架流場分析、支撐架設計與強度校核，以及支撐架模態分析，得出以下結論：

1）在發動機俯仰角為0°、-90°和90°時3個典型姿態下，支撐架表面局部壓力可達500 Pa以上，局部速度達到20 m/s，支撐架可承受試車過程中的氣流沖擊載荷且支撐架不會對發動機進氣造成影響；

2）在流場分析的基礎上，確定兩支撐架的間距為14 m，發動機中心高為12 m，并進行支撐架的結構設計，對發動機俯仰角為0°和-90°工況進行強度分析，證明了整個支撐架具備承受正向推力100 kN、反向推力50 kN、轉矩100 kN·m及槳盤附加彎矩35 kN·m載荷的能力。