航空發動機管路振動應力原位抑制試驗

黃 發，郭 壘，賈鵬超

（中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都 610500）

0 引言

航空發動機管路系統主要作用是根據燃油系統、滑油系統、空氣系統、防冰系統等要求，為發動機輸送燃油、滑油、氣體等工作介質，保證發動機各系統正常工作。管路系統不僅受到來自發動機轉子不平衡力、流體脈動壓力等方面造成的振動以及發動機高溫、高壓等惡劣環境因素的影響，同時必須面對由加工、焊接和安裝等不確定因素引起的損傷、裝配應力的問題。在中國正在使用的現役飛機（含發動機）管路失效的故障率占總故障率的52%。長期以來，航空發動機管路失效一直是影響其可靠性的重要問題之一。

管路振動應力是評定管路可靠性的直接判據。美國《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》（MIL-E-5007D）明確指出應在發動機上進行管路系統的振動應力測量，英國EGD-3 應力標準也對管路系統提出了應力要求，但中國無法獲得具體的管路振動應力測試、抑制等相關內容。中國諸多學者對管路振動應力進行了理論和試驗研究。文獻[4]介紹了航空發動機管路系統振動應力測試的一般方法；郝兵等介紹了一種利用快干膠結合常規應變片進行管路振動測量的方法；劉濤等介紹了發動機不同管型導管的振動應力測試試驗；石立等、史杰等、王鴻鑫針對飛機液壓管路進行了應力測試和優化分析；李鑫等、王晶等、劉偉等分別分析了卡箍位置對管路振動的影響；程小勇對飛機液壓導管進行了疲勞試驗，并分析了裝配應力對管路的影響；陳志英等對航空發動機空氣管路系統進行了3 維全尺寸彈塑性分析及優化設計；齊曉燕等對某民機液壓管路系統進行了振動應力試驗及疲勞壽命分析。上述研究主要集中于飛機液壓管路，而對航空發動機管路系統的報告較少，同時中國學者的研究主要集中于數值仿真方面，很少結合發動機整機試驗，在發動機真實工作環境下進行管路系統振動應力測試、分析和抑制工作。

本文以某型航空發動機管路系統為研究對象，提出振動應力原位抑制的概念，建立管路振動應力原位抑制的流程和方法，基于發動機整機試驗，在發動機真實工作環境下對管路系統振動應力的測試截面選取、試車程序確定進行研究。

1 管路振動應力原位抑制

1.1 管路振動應力原位抑制概念

目前在國內，管路振動應力原位抑制研究僅限于在船舶管路中開展，在航空發動機領域尚未有相關研究。本文基于管路系統振動應力測試及抑制的工程實踐，提出航空發動機管路振動應力原位抑制的概念。

航空發動機管路振動應力原位抑制是指在保證管路系統整體布局不變，同時不改變管路管型的前提下，在試驗現場或裝配現場進行振動應力超限管路的應力控制，使管路系統滿足振動應力限制值要求，保證管路系統的可靠性。

管路振動應力原位抑制必須結合管路振動應力測試進行。航空發動機管路振動應力測試一般采用成熟的動態信號測試系統，由電阻應變計片、動態數據采集系統、計算機等組成。首先在測量構件被測位置粘貼電阻應變片，通過應變片柵絲電阻的變化反映振動給構件表面帶來的變形，然后通過動態數據采集系統同時接入應變信號和發動機轉速信號，由計算機同步采集和數據處理。

最終振動應力根據胡克定律并考慮溫度后進行計算

式中：為管路振動應力；E為溫度下的彈性模量；為測量應變；k為應變橋路靈敏度系數；為應變片靈敏度系數；為導線電阻；為應變片電阻。

1.2 管路振動應力原位抑制流程

根據某型航空發動機管路振動應力測試及原位抑制試驗，建立管路振動應力原位抑制的一般流程，如圖1所示。

圖1 管路振動應力原位抑制流程

首先，針對所要進行振動應力測試的管路，根據其工作溫度合理選取應變片的類型，對需要重點關注的測試截面按規定的工藝方法進行應變片的貼片。將完成貼片后的管路安裝到發動機上，根據確定的試車程序隨發動機進行測試。對于滿足應力限制值的管路，允許裝機使用；對于不滿足應力限制值的管路，直接在發動機上進行振動應力原位抑制。

其次，對于振動應力超限的管路，先對管路的支承方案、卡箍的約束方式進行分析，對于存在不合理支承、約束的情況，根據管路安裝實際位置和發動機空間允許條件，通過增減卡箍、增大阻尼以及移動卡箍的方法，調整管路的支承剛性及支承位置，實現振動應力的原位抑制，以縮短發動機上、下臺架或分解、裝配的時間，同時最大限度地保證發動機管路系統方案不做變動。

最后，對于振動應力原位抑制后仍超出限制值的管路，重新調整管型，重復上述過程合格后方能裝機使用。

1.3 管路振動應力原位抑制方法

合適、有效的卡箍形式和卡箍布局是管路系統進行振動抑制最通用、最方便和最經濟適用的方式。某型發動機針對振動應力超限的管路，在分析管路管型、振動應力超限位置和空間安裝位置的基礎上，采用增減卡箍、增大管路阻尼以及移動卡箍位置3方面直接在發動機整機上進行振動應力原位抑制。

首先，分析振動應力超限管路是否存在不恰當的支承方式。根據管路系統的構型，可以將管路簡化為一字型、L 型、Z 型和U 型4 種基本管型，如圖2 所示。在進行管路振動應力抑制分析時，對于一字型管路，當管路支承間距>（30~40）（為管路的外徑）時，應在管路中間區域增加卡箍，限制管路的振幅，以降低振動應力；對于L 型管路，當A、B 處未同時布置卡箍而振動應力超限時，可通過將卡箍往振動應力超限方向移動，或增加卡箍保證在A、B 處同時有卡箍約束，降低振動應力；對于Z 型和U 型管路，應至少保證在A、B或B、C處布置卡箍?？ü繎M量靠近折彎處，但不應卡在管路的彎曲段。可通過調整基本管型直線段卡箍數量和位置，進行振動應力抑制。對于管型復雜的空間管路，可分解為一種或多種基本管型的組合，按上述方法進行分析。

圖2 管路基本管型的約束

其次，分析振動應力超限管路的卡箍約束是否合理。航空發動機卡箍的約束方式可分為4 種基本類型（如圖3 所示）：卡箍-機匣型、卡箍-支架-安裝邊型、卡箍-支架-機匣型和懸空型。卡箍-支架-安裝邊型（卡箍通過支架約束在機匣安裝邊上）和卡箍-支架-機匣型（卡箍通過支架約束在機匣上），由于支架本身具有一定的阻尼，因此在振動應力測試中，這2 類卡箍位置處的振動應力比卡箍-機匣型（卡箍直接安裝在機匣上）的情況要小。尤其是通過卡箍直接約束在旋轉部件靜子機匣（如風扇機匣、壓氣機機匣）上的管路，在測試中發現振動應力較大。進行振動應力原位抑制時，由于卡箍-機匣型、卡箍-支架-安裝邊型和卡箍-支架-機匣型卡箍約束位置不可調整，可在機匣與卡箍或卡箍與支架之間增加金屬墊片、襯墊以增大阻尼的減振效果；懸空型卡箍約束可通過增減卡箍、移動卡箍位置進行振動應力原位抑制。

圖3 卡箍基本約束方式

排除上述2 種不合理情況造成的振動應力超限后，向振動應力較大或超限位置處的管接頭、折彎處移動卡箍位置，可以有效降低振動應力。

考慮到管路系統的復雜性，采用單一的振動應力原位抑制方法如不能得到很好的效果，此時，應綜合使用上述方法進行抑制。

2 振動應力測試關鍵技術

管路振動應力測試是進行管路振動應力原位抑制的前提，同時也是驗證振動應力原位抑制是否有效的必要手段。在進行振動應力測試時，測試截面的選取直接關系到測試結果是否真實反映實際應力狀態，合適的試車程序可節約測試時間與成本，而振動應力限制值則是判斷測試結果是否需要進行原位抑制的依據。因此，有必要對這3 項與振動應力原位抑制直接相關的關鍵技術進行研究。

2.1 振動應力測試截面

一般采用有限元軟件對管路進行數值仿真的方法來確定振動應力測試截面。由于管路系統結構復雜，連接及約束形式多樣，有限元仿真時不可能模擬整個管路系統，而多采用單管模型，分析模型相對實際管路系統采用了過多假設，導致邊界條件難以準確地模擬真實發動機管路的安裝狀態，同時管路應力受到壓力、溫度、振動、結構變形、安裝應力等多物理場耦合交叉因素影響，采用有限元分析來確定振動應力測試截面存在一定的局限性。

據統計，管路的主要故障模式為大應力、疲勞所引起的裂紋和斷裂，故障多發生在導管與管接頭的焊縫處。在某型發動機管路系統設計初期，為了獲得管路系統振動應力測試數據，對共計203 根管路組件在4 臺發動機上進行了測量，不僅對管路兩端管接頭焊縫處進行貼片測試，同時增加卡箍、三通兩側以及角度小于90°彎管的內側截面進行全面測試，每個測試截面布置2 個相互垂直的測點，選取實測最大振動應力作為該測試截面的振動應力值。整個管路系統布置振動應力測點約2000 點，在發動機真實試車環境下檢測管路的振動應力水平。統計分析了管路振動應力超出限制值的位置、管徑等信息，見表1。

表1 振動應力超限管路統計

從表中可見，振動應力超限位置集中在管路兩端管接頭、剛性卡箍處。振動應力峰值最大的第86號管路管型及各測試截面的振動應力分布如圖4、5所示。圖中接地卡箍指用于管路與機匣之間的相對固定的卡箍，懸空卡箍指用于管路與管路之間的相對固定的卡箍，一般認為雙聯卡箍為剛性卡箍，Ω 型單聯卡箍為柔性卡箍。從圖5 中可見，振動應力在連接附件和其他管路的管接頭處相對懸空卡箍處較大；對于剛性接地卡箍，尤其是固定在機匣（測試截面5、6處）上的振動應力最大。

圖4 第86號管路管型

圖5 第86號管路各測試截面應力分布

通過某型發動機管路振動應力的測試和大量實測數據統計發現：懸空卡箍處的振動應力相對較小；在管路兩端管接頭焊接處、與附件相連接頭處、剛性接地卡箍處，是應力較大的區域，應選為貼片截面進行重點監控。

2.2 振動應力試車程序

進行管路系統振動應力測試以及振動應力原位抑制驗證測試時，應保證測試在發動機所有工作轉速范圍內進行，可以結合發動機性能錄取、專項測量等試驗開展。目前對于振動應力試車程序尚沒有統一標準和規范，一般采用7~8 min 掃頻進行測試，但這種方法存在測試時間較長、效率較低的弊端。

為確定試車程序，探索測試時間對振動應力測試的影響，選取了2 種不同管路振動應力測試時間的方案，結合發動機性能錄取試驗譜開展了測試。

（1）方案1：在3 min 內勻速調節發動機轉速從慢車到中間狀態，錄取所測外部管路的振動應力數據。

（2）方案2：在7 min 內勻速調節發動機轉速從慢車到中間狀態，錄取所測外部管路的振動應力數據。

某一管路組件在2 種不同試車方案下的測量數據如圖6、7所示。從圖中可見，同一管路不同截面的振動應力在2 種試車方案下，趨勢基本一致，數值略有差異，但相差較小。在保證獲取有效測試數據的前提下，方案1 測試時間短，應變計在較短的有效工作時間內完成測試，增加了存活率，同時降低了測試成本，且測試效率提高了1倍。

圖6 同一管路在不同試車程序下的振動應力測試

圖7 同一管路在不同試車程序下的振動應力對比

2.3 振動應力限制值

目前，在中國航空發動機領域，外部管路的振動應力限制值沒有統一標準。文獻[18]對飛機液壓導管系統的振動應力臨界值進行了分析，確定其臨界應力值為40 MPa。根據國外有關標準規定，航空發動機外部管路振動應力合格標準為50 MPa以下。

管路系統振動應力限制值通過考慮安全系數后對應力水平進行控制來保證導管有足夠的振動疲勞壽命。某型發動機管路系統的導管規格（外徑×壁厚）為Φ6×1~Φ32×1，材料均為0Cr18Ni9，導管與管接頭、三通等零件統一采用氬弧焊搭接焊接，參考文獻[3]中搭接氬弧焊疲勞試驗數據，同時考慮到管路加工、校形和裝配等不確定因素，按疲勞強度儲備系數=3計算，安全工作的應力標準為31~43 MPa。因此，某型發動機在進行管路振動應力測試時，選取振動應力限制值為30 MPa。

3 振動應力原位抑制實例

第86號管路管型可分解為2個L管型：截面1～8為第1 個L 管型，截面8～16 為第2 個L 管型。從圖4中可見，2 個L 管型的卡箍布局較為合理，但第1 個L管型測試截面的應力明顯大于第2 個的，且振動應力峰值超出限制值1倍多。分析卡箍約束發現，截面5、6 之間的卡箍通過螺栓直接連接在風扇機匣的安裝孔上。為此，在卡箍與機匣之間增加了金屬墊片，同時將截面1、2 之間的卡箍向接頭移動，實測抑制后的各截面振動應力測量值均合格。

第88 號管路振動應力原位抑制如圖8 所示。接頭F 連接在附件上，接頭A 連接其他管路，卡箍C 為連接在機匣安裝邊上的剛性卡箍，卡箍B、D為懸空卡箍，實際測試中發現管接頭F 處的8B 測點振動應力達到了43 MPa。其管型類似于Z型管路，管型約束上滿足Z 型管路的要求，但管路原始設計時在卡箍D 和接頭F之間（距離達到了490 mm）沒有卡箍E，約束間距遠大于（30~40）。為此，增加卡箍E 調節約束間距，進行第1 輪振動應力抑制后的測試，振動應力降低到24 MPa，但仍處于限制值邊緣；進行第2 輪振動應力抑制時，將卡箍E 向管路折彎處移動，移動卡箍后8B測點振動應力降低到9 MPa，滿足要求。

圖8 第88號管路振動應力原位抑制

經振動應力原位抑制后的某型發動機管路系統，所有超限管路振動應力均得到有效抑制，見表2。發動機經過初始飛行前的考核試驗，并配裝飛機進行多架次的飛行試驗，所有管路經受住了實際工作的考驗，證明了原位抑制方法的有效性。

表2 振動應力原位抑制試驗結果

4 結論

（1）提出了航空發動機管路振動應力原位抑制概念，制定了管路振動應力原位抑制的流程，基于4 種管路基本管型以及4 類卡箍基本約束方式，給出了振動應力原位抑制一般方法。

（2）結合發動機整機試驗，確定了管路振動應力測試截面：管路兩端管接頭焊接處、與附件相連接頭處、剛性接地卡箍處，是應力較大的區域，應進行重點監控。

（3）通過試驗比較了2 種不同振動應力試車程序，結果表明：采用3 min試車方案可在保證測量數據準確有效的前提下，不僅降低了測試成本，還可提高1倍的測試效率。

（4）結合建立的管路系統振動應力原位抑制分析流程和方法，實現了某型發動機管路系統振動應力的原位抑制，振動應力原位抑制后的管路系統承受住了實際工作環境的考驗，驗證了方法的有效性。