某型飛機發動機短艙結構設計

高永強，李善勛，黎小寶，李瓊

（中航工業洪都，江西南昌330024）

0 引言

某低速飛機的發動機布置在機翼腹部，發動機短艙將發動機包覆在內部，為發動機提供安裝平臺及必要的防護，該飛機與短艙在發動機的后上方連接；短艙需保障發動機在各種使用環境和飛行狀態下均能正常工作，并將發動機的推力轉換為飛機的動力，實現空中的推進和轉向等操作。

1 設計要求及接口

1.1 短艙的設計要求

1)發動機固定在短艙內，短艙應能承受發動機的重力和推力，并能承受由此帶來的各種力矩；

2)短艙應采用可靠的傳力方式，傳力路徑設計從發動機安裝節開始，至短艙外接接口結束，不允許其他連接在發動機上的構件傳遞推力。

1.2 短艙的接口

該發動機與飛機的相對關系如圖1所示，發動機安裝節的分布如圖2所示，短艙與飛機的對接接口如圖3所示。

圖1 發動機與飛機的相對關系

由圖1可見，發動機相對飛機向前偏心明顯，其重心與飛機安裝接口中心的距離為L1，發動機的4個安裝節在框平面內沿發動機軸線±30°對稱布置，飛機與發動機短艙采用12個沿周向均勻布置的螺栓連接。

圖2 發動機安裝節的分布

圖3 短艙與飛機的對接接口

1.3 短艙的載荷

該飛機為低速飛機，飛行過程中的氣動載荷不予考慮，短艙承受的主要載荷是發動機推力載荷、短艙及發動機的慣性載荷，載荷系數見表1所示。

表1 發動機短艙載荷系數

根據載荷的特點，當發動機正向推力(X軸負向)作用時，推力引起Z軸負向的力矩M1，Y向慣性載荷引起Z軸正向的力矩My，合力矩為(My-M1)；當發動機反向推力(X軸正向)作用時，推力引起Z軸正向的力矩M2，Y向慣性載荷仍引起Z軸正向的力矩My，合力矩為(My+M2)，因此反向推力作用時短艙的受力更嚴重。

2 短艙的結構設計

2.1 短艙的方案設計

根據發動機短艙的功能和要求，短艙擬采用框、長桁及蒙皮組成的金屬薄壁結構。其中，Y向、Z向集中力及X向的力矩等橫向載荷可由發動機對接框向長桁與蒙皮組成的壁板傳遞，X向集中力及Y向、Z向力矩等縱向載荷可由發動機對接框向梁、長桁等縱向構件傳遞，最終所有載荷通過短艙與飛機的連接裝置將載荷向上傳遞，實現短艙的傳載功能。

短艙的結構形式確定后，還須確定發動機與短艙及短艙與飛機的連接方式。根據發動機的接口特點，發動機與短艙可采用兩種方式連接：第1種為短艙與發動機僅在安裝節處連接，所有載荷均通過安裝節向短艙輸出；第2種與第1種相比在發動機的頭部增加了前吊掛。短艙與飛機之間也可采用兩種方式連接：第1種為集中力的形式，在飛機與短艙之間布置多根連接拉桿，優點是連接方便、安裝通路好；第2種為分散力的形式，在短艙與飛機之間布置機加接頭采用緊固件連接，優點是載荷分散、應力集中較小。

短艙的初步方案：短艙與發動機除在4個安裝節處連接，還在發動機頭部設置前吊掛，由前吊掛向短艙傳遞部分Y向載荷以減小后部安裝節的輸出載荷；在飛機與短艙之間采用8根拉桿進行連接固定，如圖4所示。

圖4 短艙初步方案

用Patran軟件建立有限元模型，蒙皮用Membrance元模擬，長桁、前吊掛及與安裝接口連接的拉桿采用Rod元模擬，框用Beam元模擬，約束8根拉桿頂部的節點，加載點取發動機重心，在前吊掛及主安裝節與發動機重心之間用MPC連接，分析模型見圖5所示。

圖5 初步方案的分析模型

進行分析后，前吊掛及拉桿的最大內力見圖6所示。

圖6 拉桿及前吊掛的內力

可見，最大拉力（359604N）出現在靠近中間位置的拉桿上，而中間的拉桿主要用于傳遞側向載荷，受短艙尺寸的限制拉桿的數量及側向角度均無法增加，拉桿的載荷無法降低，因此采用拉桿連接的結構方案難以實現，方案須改進。

改進方案：鑒于初步方案的缺點，在短艙與飛機之間布置機加接頭，將拉桿連接的集中力傳載改為緊固件連接的分布力傳載，如圖7所示。

有限元模型同樣采用MSC/Patran建立，接頭采用Shell元進行模擬，其他元件與初步方案相同，如圖8所示。

用Nastran進行分析后，主要分析結果如表2所示，接頭的支反力如圖9所示。

可見，蒙皮、長桁及框的應力可控，均在鋁合金的強度極限內，頂部接頭支反力的方向符合規律、量級合理，結構方案基本可行。

圖7 改進的結構方案

圖8 改進方案的分析模型

表2 計算結果

根據發動機的要求，短艙還須在發動機前封嚴板處設置分離面，將發動機的進氣室與頭部燃燒室的高溫區隔離開。為傳遞前吊掛的載荷，本方案中短艙在前封嚴板處保持連續，難以確保前封嚴板安裝后的氣密性，方案仍需改進。

圖9 接頭的支反力

最終方案：在改進方案的基礎上，取消與發動機連接的前吊掛，發動機與短艙僅在安裝節處連接，同時短艙在前封嚴板處分為兩段，前段結構僅維持外形不參與承載，后段結構為整個短艙的主承力結構。

考慮到該飛機速度較低，對氣動外形要求不高，為方便生產將短艙外形設計為多邊形，后段結構如圖10所示。

圖10 最終方案

計算分析后，主要結果見表3所示。

表3 計算結果

與前一方案相比，蒙皮、長桁及框等主要構件的應力變化不大，且能夠滿足發動機的安裝和維護要求，方案合理可行。

2.2 短艙的細節設計

2.2.1 發動機固定結構

根據表1所示作用在短艙重心的載荷為X、Y、Z三個方向的力及X、Z方向的力矩，載荷全部通過發動機上對稱布置的4個安裝節輸出 （安裝節布置見圖2）。在安裝節對接處布置一個加強框承擔面內載荷，并在框后布置推力梁承擔航向載荷。

加強框采用槽形截面，并向內側伸出4個發動機的安裝接頭，在框前與發動機對接，如圖11所示。

因發動機安裝時，需在框前安裝減振器，而減震器厚度尺寸較大，其安裝示意如圖12所示。

偏心距較大導致短艙上的連接螺栓及固定底座受彎嚴重，為提高結構的抗彎能力，框上的螺栓固定底座設計為4邊組成的盒形結構，如圖13所示。

底座的兩個側邊與推力梁連接提供垂直框平面的航向支持，前后兩個邊在框平面內為螺栓提供兩點支撐，螺栓的受力可簡化為雙支點外伸梁，其彎矩分布如圖14所示。

圖11 發動機對接框

圖12 減震器安裝

圖13 固定底座

圖14 螺栓的彎矩分布

與彎矩分布相對應，螺栓設計為中間直徑大、兩側直徑小的雙錐形結構；為防止發動機安裝時螺栓轉動，在螺栓的末端布置了四邊形擋塊，如圖15所示；裝配時，該擋塊與放置在固定底座內的墊塊配合可有效防止螺栓轉動，如圖16所示。

圖15 發動機固定螺栓

圖16 安裝圖

該結構不但能傳遞X、Y、Z三個方向的力還能傳遞Y、Z合力引起的偏心彎矩，可以滿足該處結構的傳力要求。

推力梁布置在對接框后，每個安裝接頭對應1組推力梁，用于承受垂直框平面的航向力。該梁在外側與蒙皮連接，前后分別與兩端的框腹板連接，航向載荷向蒙皮傳遞，因結構高度導致的偏心距由前后框提供的剪力平衡，推力梁結構見圖17所示，其腹板的受力平衡見圖18所示。

圖17 推力梁

圖18 推力梁的受力平衡圖

結構形式確定后，根據主要元件的應力水平，框及推力梁均選用LY12鋁合金材料，發動機固定螺栓采用30CrMnSiA合金鋼；之后根據材料的強度許用值求出與發動連接有關的參數，如框上發動機安裝接頭的零件厚度、推力梁的截面、安裝螺栓的直徑等具體參數。

2.2.2 短艙與飛機的連接結構

根據設計方案需在飛機與短艙之間布置機加接頭，作用在短艙上的力及力矩均通過機加接頭與飛機連接的12個螺栓向上傳遞。

設計時，將該接頭向前延伸到發動機對接框、向后延伸到后端框，將Y向載荷由框直接向接頭傳遞；接頭中段外輪廓采用與對接接口相同的圓形、內輪廓采用正六邊形，保證接頭與框在左、右方向的連接以傳遞側向載荷，同時盡量減小螺栓孔與接頭腹板的距離降低偏心，接頭如圖19所示。

圖19 接頭

該接頭非常關鍵，需要建立模型進行細節分析。模型左、右取距頂部外形轉折150mm之間的部分，框采用Beam元模擬，長桁用Rod元模擬，接頭及蒙皮采用Shell元，取總體模型在12個螺栓孔的支反力作為細節模型的輸入，取模型左右兩側的邊緣節點進行簡支約束，分析模型見圖20所示，分析結果見圖21所示。

圖20 細節模型

圖21 接頭的應力云圖

接頭的最大應力為398Mpa，采用7050T7451鋁合金可以滿足使用要求。

2.2.3 短艙的其他結構

關鍵部位的材料和參數確定之后，根據分析結果，按照強度、剛度、穩定性等方面的要求確定蒙皮、長桁、框以及連接件等其它具體參數，短艙的主承力結構詳見圖22所示。

圖22 短艙的具體結構

詳細設計完成后，除蒙皮的剪切穩定性系數小于1外，其余主要參數均大于1；局部蒙皮失穩進入張力場后，周圍結構可繼續承載不會影響短艙結構的承載功能，同時部分蒙皮允許失穩可以適當降低結構重量。

3 結語

從使用要求出發，提出設計方案并逐步優化，滿足強度和穩定性等要求，最終完成了整個短艙結構設計。本文中的飛機為低速飛機，短艙沒有采用流暢的氣動外形，僅考慮了結構的功能和成本，如短艙安裝在高速飛機上還應對外形進行優化。

[1]葉天麟，周天孝.航空結構有限元分析指南.北京：航空工業出版社,1996.

[2]王寶忠等.飛機設計手冊.第10冊.北京：航空工業出版社,2000.

[3]解思適等.飛機設計手冊.第9冊.北京：航空工業出版社,2001.