飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛的靜力學(xué)分析

楊蕾

摘 要：文章通過分析某型號飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，建立簡化的吊掛力學(xué)模型，采用hypermesh軟件進(jìn)行有限元分析，對吊掛結(jié)構(gòu)進(jìn)行兩種典型危險(xiǎn)工況下的強(qiáng)度分析，觀察變形及應(yīng)力情況，驗(yàn)證結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的合理性。

關(guān)鍵詞：飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛；靜力學(xué)分析；hypermesh

隨著經(jīng)濟(jì)發(fā)展和科學(xué)技術(shù)的不斷提高，航空業(yè)迅速發(fā)展，飛機(jī)的結(jié)構(gòu)越加復(fù)雜，承受載荷越來越大。飛機(jī)吊掛作為重要的承載和連接裝置，一方面將發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力有效地傳遞給飛機(jī)，另一方面，還要承受發(fā)動(dòng)機(jī)載荷，飛行過程中所產(chǎn)生的航向和側(cè)向的慣性力，是全機(jī)的高溫影響區(qū)和集中受力區(qū)，因結(jié)構(gòu)強(qiáng)度導(dǎo)致的事故時(shí)有發(fā)生。例如：波音747飛機(jī)曾發(fā)生因吊掛構(gòu)件斷裂而發(fā)生發(fā)動(dòng)機(jī)脫落的嚴(yán)重飛行事故，因此波音公司頒布一系列吊掛改裝條款，對于747吊掛類似的757吊掛的連接、支撐結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度加固改裝，防止在設(shè)計(jì)服務(wù)壽命前出現(xiàn)疲勞裂紋。雖然此次改裝圓滿完成，但并未徹底解決強(qiáng)度問題，而且費(fèi)時(shí)費(fèi)力。所以，合理設(shè)計(jì)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛結(jié)構(gòu)并對其進(jìn)行各種下的靜力學(xué)分析，驗(yàn)證其強(qiáng)度、剛度是否滿足設(shè)計(jì)要求尤為重要[1]。

1 吊掛的有限元建模

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛材料多采用鋁合金或鋼，常用的結(jié)構(gòu)形式主要有3種：盒式梁式結(jié)構(gòu)、阻力支柱式結(jié)構(gòu)和超靜定式結(jié)構(gòu)。本文采用盒式梁式結(jié)構(gòu)，飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的上接頭與飛機(jī)機(jī)翼相連接。剪切銷柱孔與機(jī)翼上的剪切銷相配合。下安裝架的前、后安裝架分別與航空發(fā)動(dòng)機(jī)的前、后安裝架相連[2]，盒式梁內(nèi)的隔框?qū)⑺惺茌d荷均勻地分配給吊掛。

在建立力學(xué)模型前，為保證分析的準(zhǔn)確性，提高分析效率，需對吊掛模型進(jìn)行必要簡化。按照“忽略結(jié)構(gòu)連接中的次要因素、忽略加工工藝中的次要特征”的原則，在建立飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛的力學(xué)模型過程中，進(jìn)行下述簡化。

（1）忽略吊掛上蒙皮及其對應(yīng)安裝孔，吊掛內(nèi)部的電器部件及相應(yīng)安裝孔。蒙皮和電器部件均不是主要受力部件，應(yīng)忽略。

（2）吊掛與其他零部件因連接所需的輔助特征，可忽略不計(jì)，如螺栓連接等形成的螺紋以通孔代替[3-4]。

2 發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛的靜力學(xué)分析

2.1 定義材料屬性和劃分網(wǎng)格

將建立好的吊掛模型導(dǎo)入到hypermesh軟件中進(jìn)行預(yù)處理，定義材料為7050鋁合金板，彈性模量為7.2 e+04 MPa，泊松比為0.33，密度為2 810 kg/m?。

采用tetra本模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分網(wǎng)格類型為四面體二階單元，網(wǎng)格劃分后的有限元模型如圖1所示，單元數(shù)為192 714，節(jié)點(diǎn)數(shù)為388 173。

2.2 確定約束條件

工作過程中，吊掛前接頭與機(jī)翼相連接，不受彎矩，只受Y方向約束；后接頭受Y和Z方向約束；剪切銷柱承受X和Z方向約束。（注：X為航向，Y為垂直方向，Z為側(cè)向。）

2.3 施加載荷

吊掛裝置所承受載荷的來源為發(fā)動(dòng)機(jī)的推力及慣性力，吊掛所受載荷種類與大小因飛行狀態(tài)的不同而改變。其中，吊掛裝置承受載荷最大的工況是飛機(jī)的應(yīng)急著陸和側(cè)移， 將吊掛承受載荷折算到前、后安裝架下表面，以集中力的方式施加。得到如表1和表2所示載荷。（力單位：kN，力矩單位：kN*mm。）

根據(jù)表1和表2所得結(jié)果，將載荷施加于前、后安裝架。創(chuàng)建載荷步，在SPC中選擇約束，在LOAD中選擇載荷，進(jìn)入Optistruct求解器進(jìn)行求解，得到側(cè)移和應(yīng)急著陸兩種工況下的位移云圖和應(yīng)力云圖。

2 結(jié)果分析

根據(jù)有限元計(jì)算結(jié)果，在側(cè)移工況下，得到的位移和應(yīng)力云圖如圖2—3所示。吊掛整體變形不大，結(jié)構(gòu)有側(cè)向和滾轉(zhuǎn)變形。變形最大處位移為5.414 mm，小于最大允許位移20 mm。從應(yīng)力云圖可知，吊掛總體應(yīng)力分布較為均勻，平均應(yīng)力為43.82 MPa，小于最大許用應(yīng)力87.04 MPa。由于前安裝架直接承受側(cè)向力，且為懸臂梁結(jié)構(gòu)，所以前安裝架和底梁連接部位應(yīng)力最大，為140.1 MPa，但小于材料屈服強(qiáng)度470 MPa。分析表明，吊掛結(jié)構(gòu)在側(cè)移工況下有足夠的強(qiáng)度，安全可靠。

飛機(jī)應(yīng)急著陸工況下的位移云圖如圖4所示，整體變形小。吊掛整體盒段略有垂直-航向變形，由于前后接頭及剪切銷柱的約束，上梁部分整體變形較小。由于前安裝架所承受載荷最大，他的前端位移最大，為11.75 mm，小于最大允許位移20 mm。吊掛在應(yīng)急著陸時(shí)的應(yīng)力分布情況如圖5所示。吊掛整體應(yīng)力分布均勻，平均應(yīng)力為56.06 MPa，小于許用應(yīng)力87.04 MPa。前、后接頭螺栓孔及剪切銷柱孔部位，應(yīng)力最大，達(dá)到206.9 MPa，但小于材料屈服極限470 MPa。分析表明，應(yīng)急著陸工況下，吊掛安全可靠。

3 結(jié)語

通過以上對飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛在兩種典型危險(xiǎn)工況下進(jìn)行靜力學(xué)分析，結(jié)果表明吊掛強(qiáng)度滿足設(shè)計(jì)要求，能夠保證正常的工作需求，從而驗(yàn)證了此吊掛結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的合理性。

[參考文獻(xiàn)]

[1]劉亞奇，胡錦旋，劉星北，等.翼下發(fā)動(dòng)機(jī)吊架機(jī)器及其與機(jī)翼連接結(jié)構(gòu)研究[J].民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，2009（S1）：74-76.

[2]夏盛來，何景武.基于工程應(yīng)用的有限元網(wǎng)格劃分研究[J].飛機(jī)設(shè)計(jì)，2008（4）：10-13.

[3]李衛(wèi)平，譚偉，薛彩軍，等.民用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛部段靜力試驗(yàn)與靜強(qiáng)度分析[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2011（6）：732-737.

[4]趙秀峰，譚申剛，沈城，等.翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)安裝設(shè)計(jì)綜述[J].航空工程進(jìn)展，2013（3）：268-273.