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第一章 绪论
燃烧室是航空燃气涡轮发动机的主要部件之一，是将燃料的化学能转变为热能的一种装置。过去燃烧室的设计一直是采用半经验和半试验相结合的方法。随着计算流体力学快速发展，关于计算流体力学的商用软件也应运而生，例如CFX、NUMACA、Fluent等软件，因此借助这些平台进行燃烧室设计、性能模拟、调试等成为燃烧室设计研制的重要组成部分。
某型机广泛用于民用客机、水上飞机和军用运输机。近年来到寿返修的发动机，出现多台次燃烧室机匣前安装边唇口裂纹的情况，导致整个燃烧室机匣报废，使返修成本大大增加。针对这个问题，本文对机匣前安装边唇口部位进行应力计算，并对计算结果进行分析，产生裂纹的主因并非唇口设计导致应力过大，可以将改进方向着重于锻件的晶粒度检查以及唇口光洁度等方面，并提出了在唇口外边缘增加R0.5圆角以避免尖边应力集中的建议。
第二章 应力分析
燃烧室机匣前安装边与压气机机匣后安装边连接，主要起承力作用，唇口设计是为了防止连接处形成涡流，可以减小损失。燃烧室机匣和压气机机匣安装关系见图1。
根据计算结果，燃烧室机匣前安装边唇口和压气机机匣径向存在间隙，发动机工作时不会发生接触。
2.3应力分布
根据压气机机匣和燃烧室机匣的装配关系（图1）以及发动机工作时轴向、径向间隙的计算结果，燃烧室机匣唇口部位在任何情况下都不会产生接触应力，所以只对唇口部位进行了热应力计算。
第三章 热应力计算
3.1换热系数的确定
已知前安装边内侧气流温度为270℃，外部为环境温度20℃。根据实际工作情况，前安装边上存在两种对流换热情况，分别是滞止气流产生的自然对流换热和流动气流产生的强制对流换热。自然对流换热系数h一般很小，一般为1～10W/m2。强制对流换热系数一般比自然对流大一个数量级。
压气机出口流量为13.78kg/s,总压为730KPa，总温为270℃，可计算出压气机出口流速。计算过程如下：
当量直径d=347-289=58mm。
代入公式（5），可计算Re=1.34×105，可知流体处于旺盛湍流区；代入公式（6），可计算出Nu=258.35；代入公式（7），可计算强制对流的换热系数h=200.4W/(m2·K)。
图2 前安装边的边界条件及区域划分
3.2计算边界条件
前安装边使用的材料是1Cr18Mn8Mi5N，其屈服极限为295MPa，抗拉极限为635MPa。
根据装配结构，将前安装边划分为3个区域，见图2。A区为270℃气流强制对流换热区，换热系数200.4W/(m2·K)；B区为270℃滞止气流自然对流换热区，换热系数取10W/(m2·K)；C区为20℃自然对流换热区，换热系数取10W/(m2·K)。
3.3计算方法
整个分析过程在ANSYSWorkbench中完成的。所使用的几何实体模型由UGNX3.0建立，模型导入到ANSYSWorkbench后进行网格划
分与前处理，模型求解和后处理。采用四面体单元对实体进行网格划分,生成节点数为146054个，划分单元数为73115个。
3.4计算结果
计算结果见图3、图4。唇口内侧温度较高，并且热应力水平最高，为83.6MPa，但并未超出材料的屈服极限。
第四章 分析与结论
根据发动机工作时轴向、径向间隙的计算结果，燃烧室机匣唇口部位在任何情况下都不会产生接触应力，并且发动机工作时轴向力、弯矩、扭矩等产生的应力主要由安装边外围接触配合部位承受。通过热应力计算得出，前安装边唇口处应力水平最高为83.6MPa，远低于材料的屈服极限295MPa。唇口处存在的较大热应力，虽然不是产生裂纹的主要原因，但是在发动机起动、停车、加速和减速瞬时过渡态及在发动机振动的影响下，也有可能使唇口处产生细小裂纹并不断发展。因此，建议在在唇口外边缘增加R0.5圆角的要求，避免尖边处应力集中，改善边缘处的热应力水平，将有效地防止裂纹的产生。
综上所述，唇口部位的热应力并不是产生裂纹的主因，可以将改进方向着重于锻件的晶粒度检查以及唇口光洁度等方面。
参考文献
[1]航空发动机设计手册编委会.航空发动机设计手册第9册.航空工业出版社，2000
[2]中国航空工业总公司燃烧室性能试验HB7485-97，1997
[3]潘锦珊等.气体动力学基础.北京航空航天大学出版社，2007
[4]林宇震，许全宏，刘高恩.燃气轮机燃烧室.国防工业出版社，2008
论文作者:王忠鹏,李云鹏
论文发表刊物:《防护工程》2019年第5期
论文发表时间:2019/6/17
标签：燃烧室论文; 应力论文; 换热论文; 发动机论文; 裂纹论文; 系数论文; 气流论文; 《防护工程》2019年第5期论文;