某型飛機發動機安裝架強度分析

李春剛

(海軍駐漢中地區航空軍事代表室，陜西 漢中723213)

1 引言

發動機安裝架的功用是將發動機可靠地安裝在飛機上，使發動機在各種使用環境和飛行狀態下都能正常工作，并將發動機工作時所發出的推力和螺旋槳旋轉時所產生的拉力有效地轉變為飛機飛行的動力。發動機安裝架是飛機結構中最關鍵的傳力構件之一，一旦失效或破壞，會危及飛行安全，進而可能導致災難性的后果。

某型飛機在換裝新型大功率發動機后，對其發動機安裝架進行了改進設計，主要為重新設計了發動機主減振器和發動機機架與機翼連接接頭兩部分。對于改進設計后的發動機安裝架能否在多種載荷情況下正常工作，本文基于有限元分析的方法對發動機安裝架進行了強度校核。

2 發動機安裝架結構及載荷簡介

發動機安裝架結構如圖1所示，主要由帶減震器的發動機架及帶有受力隔框的受力桁架組成。受力桁架安裝在機翼前梁上。發動機架由主減震器(主接頭1、1′)、主撐桿(1-2、1′-2′)、中撐桿(1-3、1′-3)、側撐桿(1-4、1′-4′)及減震支柱(2-5、2′-5′)組成。 受力桁架由上中撐桿(3-6、3-6′)、上側撐桿(2-6、2′-6′)、中側撐桿(2-7、2′-7′)以及下側撐桿(4-8、4′-8′)組成。

圖1 某型飛機發動機安裝架結構示意圖Fig.1 The structure diagram of the engine mount

表1 某型飛機發動機安裝架載荷Table 1 The load of the engine mount

本次發動機安裝架有限元分析選取了24種載荷情況，如表1所示。

3 發動機安裝架有限元模型簡介

3.1 有限元分析模型圖

有限元分析模型圖如圖2～圖4所示。

3.2 相關模擬過程及載荷施加

3.2.1 發動機安裝架模擬

在發動機安裝架有限元模型中，將發動機簡化成剛體元(RBE2)，發動機架撐桿簡化成桿元，發動機主、輔減振器簡化成標量元(CELAS2)，隔框簡化成桿元、板元組合結構。

圖2 有限元模型圖Fig.2 FEA model

圖3 發動機支撐桿有限元模型圖Fig.3 The finite element model diagram of engine rod

圖4 受力隔框有限元模型圖Fig.4 The finite element model of force frame

將發動機簡化成剛體元的具體方法為：以發動機重心處節點132為參考點，以發動機主接頭和減振支柱節點133、134為生成約束方程的節點，對發動機的平動自由度生成約束方程[1]。采用RBE2剛性單元來模擬發動機，相關參數見表2。

表2 模型參數Table 2 Model parameters

如圖5所示的發動機架系統，由固定發動機的圓環和使圓環固定到飛機機身或機翼(要以螺旋槳發動機組合的位置為轉移)上的八根連桿所組成。連桿焊接到圓環上。在1、2、3、4點上連桿成對地互相焊接起來，而且每對連桿用螺釘(通常螺釘軸方向為水平)固定到隔框或桁梁上。

圖5 發動機架系統簡圖Fig.5 The system diagram of the engine mount

本文所選系統是多次靜不定的空間剛架，其準確計算比較繁復，通常首先把發動機連同圓環當作一堅固物體，然后再用這八根連桿固定到支撐面上，接著假定連桿對圓環和對支撐面都采用鉸連接，使發動機架僅承受軸向力。在這種形式下，需解決的問題就變成兩次靜不定，因為要固定堅固物體，六根連桿就足夠了。在確定連桿的“內力”后，把圓環當作是在許多支點上的閉合曲梁。支點是固定發動機的節點，而載荷則為下面所求得的連桿中的“內力”。在這種處理下，本文忽略連桿節點剛性的影響，以及圓環受連桿中“內力”作用時彈性的影響。這與更準確的計算和試驗數據相比，差別表現在彎曲的附加應力的最大值發生在剛節點處，并達到30%。而對于縱向力的數值，則可由上面的近似計算導出。

在發動機支撐桿模擬單元的選取上，用兩種模型進行比較：模型1為將發動機后安裝支架簡化成梁元，模型2為將發動機后安裝支架簡化成桿元。從兩種模型計算結果看，兩者軸應力基本相當，但是梁的復合應力(彎曲應力與軸應力迭加)與桿的軸應力相比，大約增加35%，這說明剛節點處彎曲附加應力較大，這也與文獻[2]中的相符合。強度分析時，模型最終簡化成桿元。

3.2.2 發動機主、輔減振器剛度及受力隔框模擬

為模擬發動機主、輔減振器剛度對發動機載荷分配的影響，將發動機主接頭與減振支柱連接剛度用標量彈簧元CELAS2模擬。標量彈簧元CELAS2用于模擬結構的彈性及阻尼時，沒有單元坐標系，不涉及結構的幾何尺寸，用坐標成分編號 1、2、3、4、5、6中的一位數字表示彈簧的方向[3]。有限元模型中，具體模擬情況見表3。

該受力隔框為平面承力隔框，起連接前、后發動機架的作用，承受框平面內自身平衡載荷作用，模型中用桿、板單元模擬。

表3 標量彈簧元Table 3 CELAS2

3.2.3 載荷施加及模型約束

在發動機重心處(節點132)施加發動機載荷，發動機拉力和慣性載荷用force卡施加，發動機扭矩和陀螺力矩用moment卡施加。

計算模型通過在發動機支撐桿與機翼各連接節點處鉸支，對模型的六個剛體位移進行約束。

4 相關計算及結果

4.1 有限元分析計算結果

有限元計算結果見表4(本表僅提供結果范圍)。表中“+”號表示撐桿受拉，“–”號表示撐桿受壓。

4.2 發動機安裝架承載能力計算

撐桿材料：30CrMnSiA，σb=(12±1)×102MPa，σp=781 MPa。

撐桿承拉：［P］拉=σlj·A

式中：L′為撐桿有效長度， 且 L′=L/C0.5，C 為端部支持系數；ρ為剖面回轉半徑，且 ρ=(Imin/A)0.5=［(D2+d2)/16］0.5。

若 σlj≤σp，則撐桿臨界應力為：

若 σlj＞σp， 對于根據臺特邁公式，則撐桿失穩臨界應力為：

對于 C=2，(L/ρ)LIN=72.854，則有：

表4 發動機安裝架有限元計算結果Table 4 The finite element calculation results of the engine mount

撐桿總體失穩臨界載荷：［P］壓=σlj·A

計算結果如表5所示。

4.3 發動機安裝架強度校核

支撐桿受拉最小剩余強度：η+=［P］拉/N+

支撐桿受壓最小剩余強度：η-=［P］壓/N-

計算結果如表6所示。

由表6可以看出，發動機安裝架支撐桿受拉最小剩余強度η+=1.32，受壓最小剩余強度η-=1.08，滿足使用要求。

5 結論

在本次發動機架有限元分析中，以發動機安裝節載荷計算結果中最嚴重的載荷強度作為計算依據，并選擇對強度最不利的尺寸公差和材料機械性能下限值進行強度校核。對比發動機安裝架強度有限元校核結果，某型飛機發動機架改進設計合理，改進后強度能滿足使用要求，拓展了此型飛機在選擇發動機重量及推力的選擇范圍。

表5 發動機安裝架承載能力計算結果Table 5 The calculation results of carrying capacity of the engine mount

表6 發動機安裝架支撐桿強度計算結果Table 6 The calculation results of the rod strength of the engine mount

[1]陳火紅.新編MD Nastran有限元實例教程[M].北京：機械工業出版社，2008.

[2]利夫希茨 Я Д.飛機結構力學[M].許玉贊，黃玉珊，顧松年，譯.北京：高等教育出版社，1954.

[3]羅 旭.Femap&NX Nastran基礎及高級應用[M].北京：清華大學出版社，2009.

[4]飛機設計手冊編輯委員會.飛機設計手冊第9冊[K].北京：航空工業出版社，2001.