活塞式發動機安裝架載荷與強度研究

熊 俊 ，呂萬韜 ，趙新新 ，張寶柱

（1.中電科蕪湖鉆石飛機制造有限公司；2.中電科蕪湖通用航空產業技術研究院有限公司：安徽蕪湖241000）

0 引言

根據美國聯邦航空管理局（Federal Aviation Administration）數據，2012年美國擁有超過30萬架活塞式通用航空飛行器，且這一數據仍在繼續增長[1]。隨著中國低空領域的逐步開放，通用飛機在國內將會有廣闊的發展前景，而活塞式發動機也開始受到廣泛關注。GAMA通用航空統計數據手冊中指出，2016年全球生產通用飛機2262架，其中，活塞式飛機1019架，占45%[2]。由于活塞式發動機具有油耗低、結構簡單、技術成熟、價格便宜、使用維護費用低以及壽命長等優點[2]，被廣泛應用于低成本無人機[3]、初級教練機、行政機、小型運動飛機的動力裝置[1]。

近年來，中國通過技術引進、自主研發，通用飛機設計技術得到大力發展。如小鷹500、阿若拉SA60L、GA20等飛機均采用活塞式發動機。隨著中國活塞式發動機的應用增多，對其安裝架的結構強度設計、適航符合性驗證技術提出迫切需求。對于飛機發動機安裝架載荷與強度研究，國內學者研究方向主要偏重于軍用與民航飛機，且針對的研究對象均為渦輪發動機，尚未有對活塞發動機安裝架載荷與強度研究公開發表文獻。但渦輪發動機與活塞發動機安裝架載荷計算與強度分析有相通之處，均需考慮發動機推力、扭矩、慣性力、陀螺力矩等載荷工況組合，且均采用計算與試驗相結合的方法表明設計符合性。羅金亮[4]等對航空發動機固定裝置載荷計算方法方法進行探討，提出采用常規力學計算方法與有限元方法分別對發動機安裝節載荷進行計算，并給出相應計算方法；徐春雨[5]對民用航空發動機安裝節設計載荷進行研究，從適航驗證角度給出了發動機安裝節設計所需滿足的載荷要求；朱巖[6]對民用飛機動力裝置安裝系統設計進行研究，從載荷類型和傳力途徑、固定方法、熱補償和隔振技術4個方面對安裝系統的設計進行了總結；李春剛[7]對某型航空發動機安裝架強度進行分析，給出了發動機安裝架計算載荷工況及強度分析方法；趙善齋[8]對發動機安裝架的靜力試驗方案及試驗工況進行全面論述，且對試驗結果進行統計分析與可靠性評定，對發動機安裝架設計提出相關建議。歐美國家在航空領域的發展較為領先[2]，且活塞式飛機發動機相關的設計、制造、裝機使用經驗也較為豐富。Grabowski[9]通過測試分析手段，對Liberty XL2飛機飛行包線及IOF-240-B5B活塞式發動機載荷進行研究，對發動機計算載荷進行修正；Stefan BOGOS[10]針對CS23.371條款中俯仰和偏航速度過于保守的問題，提出1種簡化的方法計算發動機安裝架陀螺力矩；Michel Guillaumea[11]以Pilatus P-3型發動機安裝架為例，采用ANSYS Workbench Platform開發了詳細的有限元模型，并基于EASA CS23認證的6種工況下對發動機安裝架強度進行了有效評估。

本文依據適航規章CCAR23部[12]和CCAR33部[13]的設計要求及AC-21-05初級類航空器適航標準——甚輕型飛機[14]（JAR-VLA）與AC-21-06初級類航空器適航標準——超輕型飛機[15]的相關設計要求，分別對活塞式發動機架結構設計、載荷計算、強度分析及試驗驗證等方面進行詳細論述。

1 發動機安裝架結構與工藝

為確保發動機推力的有效傳遞，活塞式發動機架普遍設計為多路傳力的桁架結構[16-17]，以確保當1個主要結構元件出現疲勞破壞或明顯局部破壞后，結構不能發生災難性破壞，且其余結構能夠承受值為VC（飛機巡航速度）時臨界限制載荷系數75%的極限靜載荷系數[12]。活塞式發動機架結構設計如圖1所示。

圖1 活塞式發動機架結構設計

活塞式發動機安裝架一般選用30CrMnSiA[7-8]或30CrMo合金結構鋼（對應AISI 4130）管材焊接成型。4130合金鋼具有較高的高溫強度和韌性，但其焊接性能不甚理想，焊接區易產生冷裂紋與熱影響區脆化等問題，應進行焊前預熱（預熱溫度為200℃）與焊后熱處理（熱處理溫度為640℃，時間為165 min），消除氫致冷裂紋的同時提高焊接接頭拉伸強度與沖擊韌性[18]。

2 發動機安裝架載荷計算

發動機安裝架是連接飛機與發動機的主要承力結構，其作用是將發動機推力和扭矩傳遞至飛機，同時還需承受發動機垂向、側向過載以及俯仰、偏航、滾轉力矩。發動機受力分析如圖2所示。

圖2 發動機受力分析

圖中：Ft為發動機推力；T為發動機扭矩；Fg為發動機垂向過載；Fs為發動機側向過載；ω為發動機螺旋槳旋轉角速度；ωx為飛機滾轉角速度；ωy為飛機俯仰角速度；ωz為飛機偏航角速度；CG為飛機重心；ECG為發動機重心。

發動機推力為

式中：P為發動機功率；V為飛機當量空速；η為螺旋槳效率，一般取0.8~0.9[19]。

發動機扭矩為

式中：v為發動機轉速；f為扭矩安全系數，對于5個或5個以上氣缸取1.33，對于4、3、2個氣缸，分別取2、3、4，具體見 CCAR23 部 23.361（c）[12]。

發動機垂向過載為

式中：m為動力系統總質量（包括發動機、螺旋槳及成附件）；nz為法向載荷系數，分為機動載荷系數與突風載荷系數2類。

正機動載荷系數為

式中：W為設計最大起飛質量，kg。

對于正常類與通勤類飛機n+不必大于3.8，實用類4.4，特技類6.0。具體見CCAR23部23.337[12]。

負機動載荷系數為

式中：k為比例系數，對于正常類、實用類和通勤類飛機，k=0.4；對于特技類飛機，k=0.5。具體見CCAR23部23.337[12]。

突風載荷系數為

式中：kg為突風緩和系數

式中：Wg/S為具體載荷情況下適用的飛機質量產生的翼載，N/m2；ρ為空氣密度，kg/m3；為平均幾何弦長，m；Ude為突風速度，m/s，可根據 CCAR23.333（c）[12]獲得；a為升力系數曲線斜率，計算突風載荷同時考慮機翼與水平尾翼升力時，a為飛機法向力系數曲線斜率，僅考慮突風載荷作用在機翼上時，a為機翼升力線斜率。具體見CCAR23部23.341[12]。

根據CCAR23.333（d）飛行包線，飛機不同狀態點對應的發動機垂向載荷系數為當量空速的函數

最大垂向載荷系數為

式中：nA為飛行情況A對應的限制載荷系數（飛行包線中機動速度為VA時對應的載荷系數），具體見CCAR23 部 23.363[12]。

因飛機滾轉而產生的發動機陀螺力矩為

式中：Jrot為轉子轉動慣量；α為飛機滾轉角速度方向與轉子旋轉角速度方向的夾角。

一般α非常小，所以因飛機滾轉而產生的發動機陀螺力矩可忽略。

因飛機俯仰而產生的發動機陀螺力矩為

式中：β為飛機俯仰角速度方向與轉子旋轉角速度方向的夾角。

因飛機偏航而產生的發動機陀螺力矩為

式中：γ為飛機偏航角速度方向與轉子旋轉角速度方向的夾角。

發動機安裝架載荷工況匯總見表1。

表1 發動機安裝架載荷工況匯總

對于破損安全工況，需根據發動機桁架結構設計方案確定工況數量。假設發動機安裝架由q根鋼管焊接而成，則破損安全工況組合為

式中：i為發動機安裝架正常工作時工況編號（取值1~11）；0.75為剩余強度載荷系數；1.15為動態效應系數。

即破損安全載荷工況為：當q根鋼管中任意1根失效或任意1個連接螺栓失效（不考慮組合失效），取正常載荷工況（LCi，i=1~11）的86.25%。則破損安全載荷工況數量為11q。

3 發動機安裝架強度分析

為了驗證發動機安裝架結構設計對條款23.305強度與變形[12]的符合性，對發動機安裝架開展強度分析與試驗驗證。其主要目的是計算安裝架每根桿及連接件分別在限制與極限載荷工況（限制載荷工況見表1，極限載荷為限制載荷的1.5倍[12]）下的安全裕度，并根據計算結果篩選出安裝架關鍵部位（安全裕度最小），及其對應的臨界載荷工況。

發動機安裝架強度分析采用有限元與工程計算相結合的方法，將發動機安裝桁架桿簡化為梁單元，每根梁能夠同時承受拉伸、壓縮、彎曲、剪切、扭轉等內力。將動力系統（包括發動機、成附件、螺旋槳等）簡化為集中質量塊，在動力系統重心處加載第2小節計算的外載荷。發動機安裝架強度分析如圖3所示。

圖3 安裝架強度分析

發動機安裝桁架桿（管材）的工作應力可直接采用有限元應力計算結果，或提取有限元梁單元內力，并參考下列公式計算得到

式中：σx為拉伸/壓縮與彎曲復合應力；τs為剪切應力；τts為扭轉應力；F為管材拉壓內力；Mint為管材承受彎矩；y為管材抗彎半徑；I為管材截面慣性矩；A為管材橫截面積；V為管材承受剪切內力；Q為管材截面靜矩；d為管材直徑；t為管材厚度。

采用有限元對發動機安裝架進行強度分析時常采用線性求解器進行求解，對于材料進入塑形時，強度分析需創建更細節的模型進行模擬，費時耗力。可采用文獻[20]對圓環形截面梁彎曲應力進行塑形修正，進一步提高結構承載能力或降低結構質量。對于焊接部位的應力分析，許用焊接應力可參考文獻[21]，將相應合金鋼金屬材料的最小極限拉伸強度乘以0.85即可。

由于發動機安裝架是采用細長鋼管組成的桁架結構，需重點考慮壓桿穩定性問題，臨界載荷可以采用有限元方法或歐拉公式進行計算。

式中：E為材料彈性模量，當壓桿臨界應力超過比例極限時，采用切線模量Et替代彈性模量E；L為桿長；c為桿端約束系數（兩端固支均勻桿軸向受載，取4.0）。

對于破損安全工況下的強度分析，需假設安裝架某條傳力路徑失效（在有限元模型中去除某根桿或連接件），然后分析安裝架剩余結構在86.25%極限載荷下的安全裕度。

4 發動機安裝架試驗驗證

發動機安裝架強度試驗方案如圖4所示。將發動機架安裝在承力墻上，并采用模擬件替代發動機（假設發動機為剛體，模擬件重心與發動機本體保持一致）。在模擬件上連接3個作動筒，分別施加3個方向的力和力矩，載荷方向偏離模擬件重心，偏心距根據試驗載荷工況的需要確定。

圖4 安裝架強度試驗方案

發動機安裝架破損安全工況的驗證通過取消連接界面的某個緊固件或者鋸斷安裝架某1根鋼管來模擬單個傳力路徑失效，然后驗證安裝架剩余傳力路徑上的結構能否承受86.25%極限載荷。

對于不同傳力路徑的失效，在試驗驗證過程中需將已鋸斷的鋼管焊接完好之后再鋸斷另1根鋼管進行模擬。為確保安裝架鋼管有足夠的焊接強度，鋼管鋸口需設計為“魚嘴”形，切割面與鋼管中心軸夾角為30°[20]。

5 結論

本文依據適航條款要求，對活塞式航空發動機安裝架結構設計、載荷計算與靜強度驗證工作思路進行論述，得到如下結論：

（1）活塞式發動機安裝架主要采用超靜定多路傳力桁架結構設計，材料工藝采用4130薄壁耐火合金鋼管焊接而成。

（2）活塞式發動機安裝架正常載荷工況共11組，破損安全載荷工況數量等于桁架鋼管數量與連接螺栓數之和。

（3）活塞式發動機安裝架靜強度分析主要考慮管材拉壓彎剪及焊接接頭與螺栓連接接頭強度。

（4）活塞式發動機安裝架靜力試驗驗證需綜合強度分析結果，對正常與破損安全載荷工況進行篩選獲得臨界載荷工況，并對臨界載荷工況進行試驗驗證。對于破損安全工況試驗驗證，需預制損傷模擬失效。