帶推力矢量的高推比發動機安裝系統技術研究

田靜，邱明星，李健，呂春光，劉宇

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015）

帶推力矢量的高推比發動機安裝系統技術研究

田靜，邱明星，李健，呂春光，劉宇

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015）

田靜(1972)，女，自然科學研究員，從事航空發動機總體結構設計工作。

針對第4代軍用發動機推力矢量和高推比的特性，研究前主后輔和前輔后主2種結構形式的安裝系統。通過安裝系統的計算模型，進行了多種工況下氣動、機動的載荷計算；并運用U G N X高級仿真模塊對主安裝系統進行有限元強度分析。從整機角度綜合分析載荷計算數據與強度計算結果，給出了2種結構形式安裝系統的優缺點。

安裝系統；載荷計算；強度分析；推力矢量；航空發動機

0 引言

針對第4代軍用發動機高推比和推力矢量的突出特點，要求發動機安裝系統具有更高水平。高推比要求安裝系統能承受更大的載荷，需考慮在此種量級載荷下安裝系統的結構形式、剛度、強度及裕度等問題；采用推力矢量技術，需考慮矢量噴管在偏轉機動時產生較大的側向力及彎矩，對發動機內外承力系統、機匣和安裝節帶來的影響。

本文從發動機設計的實際情況出發，針對4代機高推比和推力矢量的特點，在國內已有研究[1]的基礎上，研究分析發動機安裝系統的結構形式、承力傳力框架和主輔安裝節的配置。通過2種方案安裝系統的載荷計算和強度分析，得出了發動機安裝系統設計的指導性結論。

1 發動機安裝系統的結構形式

發動安裝系統的主要功能是保證發動機在整個飛行包線內可靠地定心、定位，將發動機的推力和各種附加載荷通過安裝系統合理地傳遞給飛機，同時便于其維護、快速裝拆，滿足發動機的熱膨脹協調等。

目前，從國外現役戰斗機渦扇發動機來看，安裝系統主要呈現2種結構形式。俄發動機主安裝節多設置在溫度低、強度好的中介機匣處，輔助安裝節設置在加力筒體處；歐、美發動機主安裝節多設置在后段的渦輪后機匣或者加力筒體熱端部件處，輔助安裝節則設置在前段的冷端部件處。典型機種安裝系統的布局方案見表1，其結構形式如圖1所示。

前主后輔結構形式的安裝系統是將主承力框架設在冷端工作區的中介機匣處，由位于水平兩側的球窩形式的主安裝節組成；輔助安裝承力框架設在熱端工作區靠近矢量噴管的加力筒體處，有3個耳片結構的輔助安裝節組成，其中2個位于水平兩側，1個位于正上方，如圖2所示。

表1 典型機種安裝系統布局方案

圖1 美國第4代F119發動機主輔安裝系統典型結構形式

圖2 前主后輔結構形式的發動機安裝系統

前輔后主結構形式的安裝系統是將主安裝承力框架設在熱端工作區靠近矢量噴管的加力筒體處，由2個球窩形式的主安裝節組成，位于加力筒體水平兩側；輔助承力框架設在冷端工作區的中介機匣處，有3個耳片結構的輔助安裝節組成，其中2個位于水平兩側，1個位于正上方，如圖3所示。

圖3 前輔后主結構形式的發動機安裝系統

2 安裝系統載荷計算

發動機安裝系統作為與飛機之間的傳力、承力系統，要承受來自發動機自身以及飛機作用的多種載荷，如發動機的重力；發動機工作時產生的推力；發動機工作時產生的彎矩（帶推力矢量的發動機噴口偏轉時產生的彎矩）和飛機在作各種飛行動作時，發動機整機質量產生的慣性力和力矩。

2.1 載荷計算模型

針對前主后輔和前輔后主2種結構形式的安裝系統，建立其受力與載荷計算模型。

前主后輔形式的安裝系統如圖4所示，中介機匣主安裝面左側的主安裝節①承受重力F1z和推力F1x的作用，右側的主安裝節②承受重力F2z、推力F2x和側向力F2y的作用，加力筒體輔助安裝面水平兩側的輔助安裝節③、⑤分別承受重力F3z、F5z的作用，正上方的輔助安裝節④承受側向力F4y的作用。

圖4 前主后輔結構形式的安裝系統受力與載荷計算模型

前輔后主形式的安裝系統如圖5所示，加力筒體主安裝面左側的主安裝節①承受重力F1z和推力F1x的作用，右側的主安裝節②承受重力F2z、推力F2x和側向力F2y的作用；中介機匣輔助安裝面水平兩側的輔助安裝節③、⑤分別承受重力F3z、F5z的作用，正上方的輔助安裝節④承受側向力F4y的作用。

圖5 前輔后主結構形式的安裝系統受力與載荷計算模型

2.2 載荷計算平衡方程

為實現安裝系統的基本功能要求，發動機安裝系統首先要是1個靜定的系統，即2個安裝平面內的主輔安裝節至少分別需承受3個方向的力和扭矩，6個約束形成1個靜定的安裝結構方案，而在安裝系統的實際設計過程中，常采用超靜定的結構方案，主要考慮超靜定的結構在安裝系統出現問題時還能補充約束實現發動機的靜定約束。

圖4、5中2種方案發動機安裝系統主輔安裝平面內的5個主輔安裝節一共承受8個未知載荷的作用，結合靜定安裝系統Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz的6個約束組成空間非靜定二度力系，2種方案的二度非靜定方程如公式（1）、（2）所示。

前主后輔：

前輔后主：

由于載荷計算方程是二度非靜定方程，通過分析增加4種受力情況，建立4種條件下的前主后輔和前輔后主平衡方程，依次如下：

（1）發動機受到nx、nz、ωz、Rx載荷系數引起的外力作用時，增加補充方程

（2）發動機受到ny、ωz、εZ載荷系數引起的外力作用時，增加補充方程

（3）發動機受到Ry、εy載荷系數引起的外力作用時，增加補充方程

（4）發動機受到Rz載荷系數引起的外力作用時，增加補充方程

2.3 載荷計算結果

發動機安裝系統綜合承受了機動載荷與氣動載荷，帶推力矢量的發動機，增強了發動機的靈活性，同時發動機的機動情況也變得更加復雜。本文主要研究7種機動情況，即質心受到軸向過載、側向過載、垂向過載、俯仰角速度、偏航角速度、俯仰角加速度和偏航角加速度。計算了發動機安裝系統各種工況組合下的最大機動載荷，計算結果見表2。

表2 不同工況下安裝節最大機動載荷分量N

在載荷計算過程中，選取機動載荷計算的狀態參數，工況下機動載荷的計算參考了某型發動機工況載荷系數（142種工況）。

3 主安裝系統強度分析

通過以上數據可以看出，發動機主安裝節承受的載荷明顯大于輔助安裝節的，并且在所有的載荷中，發動機最大載荷是其軸向的推力。本文主要對2種安裝系統的主安裝承力框架進行分析。

3.1 數據信息

3.1.1 材料數據

發動機安裝系統承力情況復雜，所選材料應有較好的綜合力學性能，主要使用的是鈦合金和結構鋼材料，主安裝系統的整體機匣使用TC4材料，安裝節球座和球體使用40CrNiMoA材料。

3.1.2 幾何模型數據

前主后輔結構形式的主安裝節由整體承力機匣、球窩、球頭和螺栓組成。承力機匣為整體精鑄，并有加強筋加強連接和強化。

前輔后主結構形式的主安裝節由整體承力機匣、球頭組成，其中承力機匣與球座為整體精鑄，取消了螺栓連接，同時為了加強承力機匣的強度，機匣整環設計有加強筋。

3.1.3 邊界條件

在實際工作中，發動機的安裝系統將同時承受多種力的作用，有發動機自身引起的載荷和由飛機機動飛行帶來的載荷，本文考慮飛機機動時對推力影響最大工況下的機動載荷。

主安裝節的氣動載荷主要來自發動機自身產生的推力，基于高推比發動機安裝系統，采用高度速度特性和巡航特性下的最大狀態推力，將其與工況下的最大機動載荷迭加，得到主安裝節的實際工作載荷。

3.2 分析方法

本文應用UG NX高級仿真強度分析技術進行安裝系統的強度分析研究，實現CAD與CAE的同平臺集成和無縫銜接，使用UG NX高級仿真模塊對主安裝系統進行有限元強度分析，主要分強度分析前處理、求解計算和后處理3個步驟，如圖6所示。

圖6 UG NX高級仿真工作流程

安裝系統有限元網格的劃分是強度分析的關鍵步驟，可以說在一定解算方法基礎上進行有限元分析最關鍵的就是網格描述問題的程度和所劃分網格的整體質量。

3.3 強度計算

在安裝系統載荷計算的基礎上，采用UG NX高級仿真功能，完成2種方案安裝系統單向載荷和工作載荷進行強度分析，如圖7、8所示。

前主后輔計算結果：主承力框架最大變形處位于中介機匣的正上方和正下方，并且在后安裝邊處變形最為嚴重；安裝節的變形相對均勻，沒有出現變形過渡劇烈地現象；作為主承力框架的中介機匣，支板的連接處以及安裝節的螺栓固定處應力相對集中。

前輔后主計算結果：主承力框架最大變形處同樣位于機匣的正上方和正下方，并且在后安裝邊處變形更為嚴重；安裝節球體水平兩側的變形量較大；在主承力框架水平兩側的主安裝節處應力相對集中。

圖7 前主后輔形式主安裝承力框架總變形

圖8 前輔后主形式主安裝承力框架總變形

從載荷計算結果看，前輔后主結構形式的安裝系統其安裝節總體所受的載荷要小于前主后輔，主要是受益于主安裝節靠近推力矢量換向點，同時減少了矢量力的附加彎矩。

從強度分析結果來看，前主后輔的主承力框架的變形量要小于前輔后主的，主要是由于前主后輔的主承力框架位于中介機匣處，其工作溫度較前輔后主低，同時整環結構的中介機匣分為內外環結構并有多個支板連接，其剛度和強度儲備較前輔后主單加強形式的整環承力機匣要強很多。發動機承力系統設計方案選擇要充分考慮到上述特點。

4 結束語

綜上所述，針對帶推力矢量發動機的安裝系統，設計研究了前主后輔和前輔后主2種結構形式的安裝系統，通過建立載荷計算模型進行了安裝系統的氣動與機動載荷計算，為分析提供了數據基礎；同時對安裝系統主安裝承力框架進行了強度分析，從整機角度綜合分析了2種結構安裝系統的優缺點，可供發動機承力系統設計方案選擇時參考。

[1]田靜.帶推力矢量的高推比發動機安裝系統技術研究[D].西北工業大學，2011.

[2]李春剛.某型飛機發動機安裝架強度分析[J].燃氣渦輪試驗與研究，2010（2）：38-42.

[3]陳志英，張冶.航空發動機在飛機短艙內安裝的路徑規劃研究[J].航空發動機，2004（3）：5-7.

[4]施榮明.發動機安裝結構動力學設計[J].應用力學學報，2001（9）：11-15.

[5]Rebolo R,Arredondo P,Matesenz A.Aerodynamics design of convergent-divergent nozzles[R].AIAA-93-2574.

[6]Hunter C A.An approximate theoretical method for modeling the static thrust performance of nonaxisymmertric two-dimensional convergent-divergent nozzles[R].NASA95-23193.

Study of Installation System for High Thrust-weight Ratio Engine with Thrust Vectoring

TIAN Jing,QIU Ming-xing，LI Jian,LV Chun-guang，LIU Yu
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

Installation system with the front-primary/back-secondary and frontsecondary/back-primary for the fourth generation military engine with thrust vectoring and high thrust-weight ratio characteristics was studied.The pneumatic and maneuver loadings of two installation system were calculated at various conditions.The finite element analysis of the primary installation system strength was conducted by advanced simulation of UG NX.The loading and strength calculation show the advantages and disadvantages of two installation systems.

installation system；loading calculation；strength analysis；thrust vectoring；aeroengine

2011-07-28