第27卷第2期燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究Vol 27. No. 22014年4月Gas Turbine Experiment and Researck基于瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)連桿修理檢測(cè)區(qū)域劃分丁發(fā)軍,魏武國.中國民用航空飛行學(xué)院飛機(jī)修理廠,四川廣漢6183072.中國民用航空飛行學(xué)院航空工程學(xué)院,四川廣漢618307)摘要:基于瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)基本理論,選取 Lycoming航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的普通連桿為分析對(duì)象,在通用有限元軟件中建立其三維有限元模型?？紤]在發(fā)動(dòng)機(jī)額定轉(zhuǎn)速工況下,連桿在壓縮行程末期、膨脹行程初期氣缸內(nèi)氣體壓力作用下的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。分析發(fā)現(xiàn):在所有載荷步下,最大等效應(yīng)力和應(yīng)變均出現(xiàn)在桿身和小頭的過渡區(qū)域,且與缸內(nèi)氣體峰值壓力同時(shí)出現(xiàn);獲得的最大等效應(yīng)力隨時(shí)間的變化曲線,可為預(yù)估連桿疲勞壽命、提高連桿疲勞可靠性提供數(shù)值依據(jù);結(jié)合等效應(yīng)力應(yīng)變?cè)茍D,劃分出的連桿應(yīng)力集中的危險(xiǎn)區(qū)域,為修理前檢測(cè)的重點(diǎn)區(qū)域。關(guān)鍵詞:航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī);連杄;瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析;有限元;等效應(yīng)力應(yīng)變;檢測(cè)區(qū)域中圖分類號(hào):V234文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A文章編號(hào):1672-2620(2014)02-0025-05Repair and Detection Area Dipartition of Aviation Piston EngineConnecting Rod Based on Transient Dynamic AnalysisDING Fa-jun, WEI Wu-guo(1. Aircraft Repair Overhaul Plant, CAFUC, Guanghan 618307, China;2. Aviation Engineering Institute, CAFUC, Guanghan 618307, China)Abstract: Based on the basic theory of transient dynamics, a general connecting rod from a Lycoming piston engine had been taken as analysis object, and a three-dimensional finite element model of the rod wasestablished in general finite element software according to initial design parameters. And then, the dynamicresponse of the rod to gas pressure in cylinder during final phase of compression stroke and initial phase ofexpansion stroke under engines rated speed conditions had been analyzed. Simulation results show that themaximum equivalent stress occurs at the transition zone between shaft and little head in all load steps, andwith the appearance of gas peak pressure in cylinder at the same time. And the maximum equivalent stressversus time curve was obtained, which provided numerical basis for estimating fatigue life and improving fatigue reliability of the rod Finally, hazardous areas of the rod had been identified according to equivalentstress and strain contours, and become the key areas of detection before repairKey words: aviation piston engine; connecting rod; transient dynamic analysis; finite elementequivalent stress and strain; detection area1引言易引起連桿疲勞破壞。文獻(xiàn)[1]、[2]基于活塞發(fā)動(dòng)機(jī)連桿是活塞發(fā)動(dòng)機(jī)曲拐機(jī)構(gòu)的重要連接件,工連桿故障統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù),深入研究了連桿的失效規(guī)律和作中受力復(fù)雜,承受著急劇變化的動(dòng)載荷括活塞機(jī)理,證明疲勞是連桿斷裂的主要原因。傳來的氣體壓力、往復(fù)運(yùn)動(dòng)質(zhì)量慣性力及擺動(dòng)運(yùn)動(dòng)目前,國內(nèi)關(guān)于航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)連桿疲勞失效質(zhì)量慣性力)。這些載荷的大小和方向周期性變化,的文獻(xiàn)較少,較多文獻(xiàn)集中在車用活塞發(fā)動(dòng)機(jī)連桿失效問題上。文獻(xiàn)[8在分析連桿失效的內(nèi)在機(jī)收稿日期:2013-12-04;修回日期:2014-04-10作者簡介:丁發(fā)軍(1973-),男,四川廣漢人,高級(jí)工程師,碩士,主要從事航空器維修與適航、可靠性管理,航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)及其部件維修、故障診斷與狀態(tài)監(jiān)控等方面的研究。燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究第27卷理時(shí),利用 Paris公式簡單估算了失效連桿的疲勞壽式中:6a為 Newmark積分參數(shù),△t為時(shí)間間隔。命;文獻(xiàn)[9從表面工藝和力學(xué)角度討論了連桿疲勞根據(jù)方程(1),tn+時(shí)刻的平衡方程為失效的影響因素,并基于S-N法、 Goodman平均應(yīng)力Mln}+C1n+區(qū)K]1n,}={F"}(4)修正及 Miner線性累積損傷理論,估算了連桿在為求解un1,將方程(2)、(3代入方程(4中,得到近似正弦載荷下的疲勞壽命。以上分析基本都忽略了連桿實(shí)際受載情況,特別是活塞發(fā)動(dòng)機(jī)每一工作(aol]+a, [C]+[K Dun+1=F.循環(huán),氣缸內(nèi)燃?xì)鈮毫?duì)連桿造成的沖擊影響。在[MAo(un )+a2(i, )+a,(i,)連續(xù)進(jìn)行進(jìn)氣、壓縮、膨脹、排氣四個(gè)行程時(shí),氣缸中C1a,un )+au)as(i)的燃?xì)鈮毫Σ粩嚯S曲軸轉(zhuǎn)角變化,通過活塞作用在式中連桿上就形成了一個(gè)具有固定周期(固定轉(zhuǎn)速)連續(xù)變化的載荷譜,對(duì)連桿的疲勞壽命起決定作用航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)作為大部分通用飛機(jī)的動(dòng)力裝利用方程(5)求出tn時(shí)刻的位移{un}后,就可置,其連桿結(jié)構(gòu)更輕。為保證飛行安全,適航當(dāng)局對(duì)連桿等受力關(guān)鍵件的可靠性有著嚴(yán)格的適航要求。利用方程2)、(3)求出tn+時(shí)刻的加速度{n,}和速度一方面,航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)仍采用定時(shí)下發(fā)策略,部分{n}零件存在不到壽換件的情況。為節(jié)省維護(hù)費(fèi)用,需根據(jù) Zienkiewicz的理論,利用方程(2)和(3)得到過渡到視情下發(fā)策略上來,有必要對(duì)受力關(guān)鍵件如的 Newmark求解方法的無條件穩(wěn)定必須滿足連桿的疲勞壽命進(jìn)行估算。另一方面,發(fā)動(dòng)機(jī)大修α≥1(1+8),8≥1,1時(shí),對(duì)連桿表面狀況進(jìn)行檢查,對(duì)防止連桿疲勞斷裂222++a×>0Newmark參數(shù)可根據(jù)下式輸入也具有重要意義。但發(fā)動(dòng)機(jī)廠家目前提供的資料中,沒有連桿表面質(zhì)量檢查區(qū)域的規(guī)定。a=1(1+y)本文基于瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)理論,對(duì)航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)式中:y為振幅衰減因子。由式(6和式(7)可知,只要連桿在燃?xì)鈮毫ψ饔孟碌膭?dòng)力學(xué)響應(yīng)進(jìn)行分析,以y≥0,求解就是穩(wěn)定的。期得到準(zhǔn)確的應(yīng)力時(shí)間歷程,為準(zhǔn)確預(yù)估連桿的疲2.2有限元分析模型的建立勞壽命提供數(shù)值依據(jù);同時(shí)確定岀連桿受力的薄弱選取通航領(lǐng)域使用較多的某型 Lycoming水平環(huán)節(jié),以便最終制定科學(xué)合理的檢測(cè)修理策略。對(duì)置型發(fā)動(dòng)機(jī)的普通連桿為分析對(duì)象,主要考慮壓縮行程末期、膨脹行程初期,上死點(diǎn)前后氣缸中氣體2連桿瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)的有限元分析方法壓力對(duì)連桿受載的影響,并在通用有限元軟件AN2.1瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析基本理論SYS Workbench13.0中進(jìn)行瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析。對(duì)于線性結(jié)構(gòu)的瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)平衡方程(1),可使連桿有限元建模分兩步進(jìn)行:首先根據(jù)圖1中用 Newmark積分法求解。的初始設(shè)計(jì)參數(shù)建立實(shí)體模型,在不影響計(jì)算精度}+Ca}+k]an}={F"}1)的情況下,忽略連桿小頭和大頭襯套,大頭端孟,螺式中:[M]為系統(tǒng)質(zhì)量矩陣,C]為系統(tǒng)阻尼矩陣,[K為系統(tǒng)剛度矩陣,{F}為外力函數(shù)向量,為節(jié)點(diǎn)位移向量,{i}為節(jié)點(diǎn)速度向量,{i}為節(jié)點(diǎn)加速度向SECTION A-A量171.5Newmark方法使用有限差分法,在一個(gè)時(shí)間間隔內(nèi)有{n}={a}+[-6){an}+6{n1△n,=+1+[-a)1+a1圖1連桿幾何尺寸(單位:mm)Fig 1 Dimension of the rod(Unit: mm第2期丁發(fā)軍等:基于瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)連桿修理檢測(cè)區(qū)域劃分栓,簡化分析模型;然后建立三維有限元模型。取連在上死點(diǎn)前20°時(shí),缸內(nèi)氣體壓力開始急劇攀升;上桿材料為40 CrMnMo,采用三維10節(jié)點(diǎn)高階四面死點(diǎn)后曲軸轉(zhuǎn)角15°位置為峰值壓力點(diǎn),缸內(nèi)氣體壓體單元 Solid187和三維20節(jié)點(diǎn)高階六面體單元Sol-力峰值達(dá)到3.923MPa;從峰值時(shí)刻往后,氣體壓力id186混合劃分網(wǎng)格,單元尺寸取4mm;材料常數(shù)及又開始急劇下降有限元模型參數(shù)見表1。邊界條件設(shè)置:連桿在工選取該型發(fā)動(dòng)機(jī)連桿在額定轉(zhuǎn)速2400r/min作中主要受壓應(yīng)力作用,在大頭孔內(nèi)表面施加固定時(shí),壓縮行程末期(上死點(diǎn)前20°)至膨脹行程初期(上約束,在小頭圓心指向大頭圓心方向上設(shè)定周期載死點(diǎn)后30)的曲軸轉(zhuǎn)角范圍,缸內(nèi)氣體壓力通過活荷。連桿的有限元模型如圖2所示。塞對(duì)連桿的動(dòng)力學(xué)激勵(lì)為求解對(duì)象。每隔5°曲軸轉(zhuǎn)表1材料常數(shù)及有限元模型參數(shù)角取1個(gè),共計(jì)11個(gè)載荷計(jì)算點(diǎn),如表2所示。表Table 1 Material property and finite element model parameters中,上死點(diǎn)前曲軸轉(zhuǎn)角為負(fù),上死點(diǎn)后曲軸轉(zhuǎn)角為正。由于該段曲軸轉(zhuǎn)角范圍內(nèi)連桿受載的變化最劇材料常有限元模型參數(shù)烈,計(jì)算分析此段曲軸轉(zhuǎn)角范圍內(nèi)連桿應(yīng)力與變形彈性模盛泊松比密度/(km)抗拉強(qiáng)度屈服強(qiáng)單元數(shù)目節(jié)點(diǎn)數(shù)目的分布規(guī)律,能在一定程度上反映連桿在動(dòng)載下的GPaMPH /MPa2100.37800>850>6502243639215工作狀況表2載荷計(jì)算點(diǎn)Table 2 Computational load-10O上死點(diǎn))p/MPa0.7350.83409321,0791.2261.7161015(峰值壓力)a3.4323.923,20.22圖2連桿的有限元模型312載荷步設(shè)置Fig 2 Finite element grid of the rod為對(duì)連桿進(jìn)行瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析,需將表2中缸內(nèi)氣體壓力隨曲軸轉(zhuǎn)角的變化轉(zhuǎn)換為連桿受力隨時(shí)3連桿的瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析間的變化,即連桿的載荷步與載荷值。取曲軸轉(zhuǎn)速為額定轉(zhuǎn)速2400r/min,設(shè)曲軸轉(zhuǎn)3.1計(jì)算工況選擇及載荷步設(shè)置角等于-20°時(shí)為初始時(shí)刻t=0,曲軸每轉(zhuǎn)過5°需要時(shí)3.1.1計(jì)算工況選擇間0.347ms(即△t=0.347ms),可依次算出11個(gè)載荷該型發(fā)動(dòng)機(jī)為自然吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī),提前點(diǎn)火的計(jì)算點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的載荷步時(shí)刻,如表3所示。曲軸轉(zhuǎn)角為20°。當(dāng)在額定轉(zhuǎn)速2400rmin時(shí),缸內(nèi)氣體壓力p隨曲軸轉(zhuǎn)角的變化曲線如圖3所示。表3載荷步與載荷值Table 3 Load steps and load values03.432載荷P2N1133-12419-143632.942間/ms1.389(上死點(diǎn))1.7362.0832.431峰值壓力2.452載荷pN16315850-457535239寸間ms2.77833.472147I載荷p,N-4859143480-396790.980.490單個(gè)氣缸中的曲拐機(jī)構(gòu)組件,在上死點(diǎn)前后附上死點(diǎn)0.0近時(shí)的受力如圖4所示2。根據(jù) Lycoming發(fā)動(dòng)機(jī)資料31,取曲臂半徑R=55.5625mm,連桿小頭圓心到圖3缸內(nèi)氣體壓力隨曲軸轉(zhuǎn)角的變化大頭圓心距離L=171.5000mm,活塞頂面直徑D=Fig 3 Gas pressure vs. crank shaft turn angle130.1750mm。在表2中各曲軸轉(zhuǎn)角下,首先將已知燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究第27卷的缸內(nèi)氣體壓力乘以活塞頂面積,計(jì)算出作用在活N塞頂?shù)臍怏w作用力;然后進(jìn)行如圖4的受力分析,并利用三角函數(shù)公式,得到連桿在各曲軸轉(zhuǎn)角下(對(duì)應(yīng)各載荷步時(shí)刻)的載荷值,如表3所示,載荷為負(fù)表示連桿受壓。上死上死點(diǎn)-4(a)等效應(yīng)力云圖下死點(diǎn)7圖4上死點(diǎn)前后曲拐機(jī)構(gòu)組件受力示意圖Fig, 4 Force anad top dead center(b)等效應(yīng)變?cè)茍D3.2計(jì)算結(jié)果分析圖6連桿在峰值壓力點(diǎn)時(shí)的應(yīng)力應(yīng)變分布有限元計(jì)算分析發(fā)現(xiàn),在所有載荷步下,最大等Fig6 Stress and strain distribution of the rod when(=2.431m效應(yīng)力和應(yīng)變均出現(xiàn)在桿身與小頭的過渡區(qū)域,且死點(diǎn)和缸內(nèi)氣體出現(xiàn)峰值壓力時(shí)的等效應(yīng)力應(yīng)變?cè)茟?yīng)力集中比較嚴(yán)重。圖5、圖6分別示出了連桿在上圖。可見,當(dāng)曲拐機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)到壓縮行程末期上死點(diǎn)時(shí),等效應(yīng)力和應(yīng)變均不是最大值;最大值出現(xiàn)在曲軸運(yùn)動(dòng)到上死點(diǎn)后峰值壓力點(diǎn)時(shí),此時(shí)的最大等效應(yīng)力達(dá)32568MPa,但小于連桿材料的屈服強(qiáng)度,因此連桿不會(huì)發(fā)生靜載塑性變形連桿在各載荷步下的最大等效應(yīng)力隨時(shí)間的變化曲線如圖7所示?？梢?其與氣缸內(nèi)氣體壓力隨曲軸轉(zhuǎn)角的變化曲線類似。在整個(gè)加載過程中,當(dāng)氣缸內(nèi)氣體壓力增加到峰值壓力時(shí),桿身與小頭的過渡區(qū)域同時(shí)出現(xiàn)最大等效應(yīng)力。本曲線可為準(zhǔn)確)等效應(yīng)力云圖預(yù)估連桿的疲勞壽命、分析連桿疲勞可靠性提供數(shù)值依據(jù)271.89218.10l64.3l10.5256.732(b)等效應(yīng)變?cè)茍D3.472t/ms圖5連桿在上死點(diǎn)時(shí)的應(yīng)力應(yīng)變分布圖7最大等效應(yīng)力隨時(shí)間的變化ig. 5 Stress and strain distribution of the rod when t=1. 389 msF第2期丁發(fā)軍等:基于瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)連桿修理檢測(cè)區(qū)域劃分3.3修理檢測(cè)區(qū)域劃分空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的普通連桿為分析對(duì)象,在通用有限根據(jù)圖5、圖6的等效應(yīng)力應(yīng)變?cè)茍D,結(jié)合連桿元軟件中建立起連桿的三維有限元模型。在發(fā)動(dòng)技術(shù)條件,可確定桿身和小頭的過渡區(qū)域?yàn)槲ｋU(xiǎn)區(qū)機(jī)額定轉(zhuǎn)速工況下,考慮連桿在缸內(nèi)氣體壓力作用域,如圖8所示。圖中紅色區(qū)域?yàn)樾蘩砬皺z測(cè)的重下的動(dòng)力學(xué)響應(yīng),經(jīng)仿真分析得到以下結(jié)論:點(diǎn)區(qū)域,不允許有任何腐蝕及損傷坑點(diǎn),否則連桿1)工作中,受缸內(nèi)氣體壓力作用,最大等效必須報(bào)廢。而杄身的大部分區(qū)域確定為可修理區(qū)應(yīng)力和應(yīng)變出現(xiàn)在桿身與小頭的過渡區(qū)域,且最大域,允許一定程度的損傷。等效應(yīng)力和缸內(nèi)氣體峰值壓力同時(shí)出現(xiàn)。(2)計(jì)算得到的連桿最大等效應(yīng)力隨時(shí)間的變化曲線,為預(yù)估連桿疲勞壽命、提高疲勞可靠性提供了數(shù)值依據(jù)。(3)結(jié)合計(jì)算結(jié)果,劃分出連桿的危險(xiǎn)區(qū)域和可修理區(qū)域,為制定連桿修理標(biāo)準(zhǔn)打下了基礎(chǔ)。參考文獻(xiàn)圖8連桿應(yīng)力集中的危險(xiǎn)區(qū)域(紅色區(qū)域)王銀燕,張鵬奇,王善.柴油機(jī)連桿桿身疲勞強(qiáng)度可Fig 8 The stress concentration area of connecting rod (red靠性分析[哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào),2001,221):67-2]古瑩奎,唐淑云,周志博.車用發(fā)動(dòng)機(jī)連桿的失效分析另外,連桿在發(fā)動(dòng)機(jī)工作中除了承受高頻交變機(jī)械科學(xué)與技術(shù),2011,302):256-25應(yīng)力外,還要承受沖擊載荷、熱循環(huán)載荷作用,極易阝3]陸有,呂曉霞,安健,等.汽車連桿失效分析汽導(dǎo)致連桿彎曲變形和扭曲變形。如果其變形超過車工藝與材料,2003,3:31-32定極限,則連桿只能報(bào)廢,不能采取校正的辦法4葉明.柴油機(jī)連桿斷裂失效分析熱處理,2002,17修復(fù)。在發(fā)動(dòng)機(jī)翻修時(shí),般采用圖9所示的平行度和垂直度檢查方法,來檢測(cè)連桿的彎曲變形和扭5高學(xué)敏,于志偉,許曉磊42CMoA鋼連桿斷裂失效分曲變形。析J金屬熱處理,2008,335):100-1016朱紅娟.16V280ZJ型柴油機(jī)連桿斷裂失效分析J內(nèi)燃機(jī)車,2008,7:34-367]王榮濱.連桿失效分析與影響調(diào)質(zhì)鋼力學(xué)性能的因素?zé)峒庸すに?2006,35(12):73-758]張進(jìn),趙曉博,陶世杰,等.發(fā)動(dòng)機(jī)連桿失效分析鑄造設(shè)備與工藝,2010,4:394219]吳波,譚建松,胡定云,等.柴油機(jī)連桿疲勞失效的影響因素分析[機(jī)械制造,2010,48(9):60-62.I溫秉權(quán),王賓,路學(xué)成,等.金屬材料手冊(cè)M!北京電子工業(yè)出版社,2009圖9連桿的平行度和垂直度檢查!]徐燕茹.基于有限元法的柴油機(jī)連桿動(dòng)力學(xué)響應(yīng)分析與研究[D太原:中北大學(xué),2012Fig9 Checking the parallelism and perpendicularity2唐慶如.活塞發(fā)動(dòng)機(jī)[M北京:兵器工業(yè)出版社,2007[13 Textron Lycoming Engine Overhaul Manual 60294-7MI4結(jié)論2013.基于瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)基本理論,以某型 Lycoming航1411cextron Lycoming Engine Operators Manual 60297-12[M.2013.