某飛機機頭改裝過渡段強度及振動特性分析

鮮章林， 李思潭

（中國飛行試驗研究院改裝部，西安 710089)

0 引言

為了對航空設備的最終性能進行評估，需要對設備進行飛行試驗。在試飛評估中，必須將被試航空設備裝載到飛機的特定位置以滿足被試設備的實驗要求，除了在飛機外掛吊艙加載被試設備外，最典型的加載方式是對載機進行改裝，將設備布置到飛機理論外形之內，以避免外掛物對載機氣動外形的影響，從而導致飛行性能的降低，以此保證被試設備的特殊測試要求。

本文以某飛機機頭加載被試設備為研究對象，利用三維設計軟件CATIA對該機機頭過渡段進行幾何建模，運用有限元素法建立結構的有限元模型，并進行典型工況的靜強度分析，獲得結構的應力分布及變形結果，并對各零部件進行強度校核以驗證改裝過渡段強度滿足設計要求；采用Lanczos模態分析法[1]獲得結構的模態頻率和形狀，并結合空速管Karman渦街[2]分離頻率和發動機轉動頻率對機頭過渡段進行振動特性分析。

1 有限元建模

1.1 結構簡介

整個機頭過渡段分為前過渡段和后過渡段，兩過渡段通過對接框進行連接。后過渡段利用原機結構在截斷面處設計對接框，并在相應連接區域進行加強；前過渡段根據原機氣動外形重新設計，其總體結構與原機過渡段類似。縱向構件包括上下腹板和短梁，橫向構件包括對接框和半框等，兩側設計維護口蓋，上下腹板梁盒式結構中的梁、腹板位置與原機腹板梁結構對應；前過渡段前段為機頭罩，在機頭罩后方加裝空速管。改裝機加件材料采用7050-T7451，改裝型材材料采用LY12-CZ，光學玻璃材料為CVDZnS，雷達罩材料為F.B-2-25，

圖1 過渡段總體框架結構

圖2 空速管結構

表1 主要材料力學參數

過渡段總體框架結構如圖1所示，空速管結構如圖2所示，主要材料的力學性能如表1所示。

1.2 有限元建模

依據過渡段CATIA數模，分析整個結構的傳力路徑，根據各結構件的傳力特性和圣維南原理將各個結構件進行力學簡化：將蒙皮、框腹板、口蓋腹板、梁腹板、轉接支架等簡化為二維殼單元（CQUAD4，CTRIA3）；將加強筋、梁緣條、型材簡化為一維梁單元（CBAR）；將空速管及其連接結構簡化為三維體單元（CTETRA，CHEXA，CPENTA）；將艙內加裝設備簡化為集中質量單元（CONM2）；將螺栓類連接件簡化為剛性單元（RBE2）單元；鉚釘連接通過連接結構節點耦合進行模擬。整個有限元模型單元數據統計如表2所示，有限元模型如圖3～圖4所示。

表2 有限元模型單元統計

圖3 過渡段結構有限元模型

圖4 空速管及其連接結構有限元模型

1.3 約束及載荷

將機頭過渡段與機身連接處進行固支，根據該飛機的飛行包線選取嚴重工況進行靜強度校核，并進行整個機頭過渡段的模態分析。對于空速管的模態分析，將空速管與機頭過渡段連接處進行固支。

由于加裝設備通過集中質量進行模擬，因此過渡段的載荷主要為慣性載荷和氣動載荷。慣性載荷以過載的形式進行施加，氣動載荷利用CFD軟件計算得到相應工況的壓力分布，并用Inverse-distance插值方法將氣動壓力插值到結構網格上。根據該飛機的飛行包線確定嚴重工況如下：馬赫數1.06，飛行迎角6.00°，法向過載10.50。

2 強度計算結果與分析

2.1 變形分析

為了保證結構剛度足夠以滿足飛行安全，以及試飛過程中設備的測量精度，本文計算了在上述極限載荷下的變形結果，圖5給出了過渡段整體變形云圖，圖6給出了過渡段內部結構變形云圖。可見整個過渡段結構變形連續合理，最大位移發生在空速管頂部為14.50 mm，內部儀器安裝支架變形小于1.00 mm，變形結果不會影響飛行安全和被試設備試驗精度。

圖5 過渡段整體變形云圖

圖6 過渡段內部結構變形云圖

2.2 強度分析

高速大過載工況下，結構強度對飛行安全至關重要，根據有限元分析結果可知，過渡段在對接框處產生較大應力從而導致其安全系數最小，這是因為前后過渡段在對接框處通過18套M10螺栓連接，傳力路線在對接框處發生改變。圖7給了該極限工況下的對接框的等效應力云圖，從圖中可以看到最大等效應力為289.00 MPa，安全系數為1.79。

圖7 對接框等效應力云圖

圖8 空速管等效應力云圖

前置桿外伸長度約2000 mm，在較大過載時，該雙支點外伸懸臂梁將在根部產生較大的應力，圖8給出了該極限工況下前置桿等效應力云圖，從圖中可以看到最大等效應力為52.40 MPa，安全系數為9.87。

由以上分析結果可知，該機頭過渡段結構設計合理，傳力路線明確，各結構件、連接件強度滿足相關要求。

3 動力學特性分析

飛機飛行過程中結構失效的主要原因，除了由于在靜載作用下導致結構應力超過其極限應力，還有很大一部分是在動載荷作用下由于結構固有動力學特性不合理而產生局部共振，從而使振動發散最終導致結構破壞。不同于疲勞破壞的發生需要經歷一定的載荷循環次數，并且具有典型的疲勞裂紋擴展過程，由共振導致的結構破壞往往是由于在某一次飛行架次中達到一定的條件時產生快速而極具破壞性的損傷，導致結構迅速破壞或解體，因此改裝結構的動力學特性分析就顯得極為重要。

3.1 固有頻率計算

結構剛度和質量分布將嚴重影響結構的固有頻率計算結果，為保證結構剛度和質量模擬的準確性，選取實際結構截面作為梁單元截面，并通過單元偏置實現所定義的梁截面同實際結構截面位置的重合；通過在非結構部件重心處的集中質量單元來對非結構部件進行模擬，以實現質量分布的等效，最終進行有限元模型總質量統計和與實際結構的對比，以此保證固有頻率計算的準確性。

表3給出了由Lanczos方法計算得到的過渡段和空速管前五階固有頻率分布，從表中可以看出整個過渡段的前兩階模態形狀主要以空速管變形體現，圖9、圖10給了整個過渡段前兩階模態形狀。

3.2 空速管Karman渦街頻率計算

飛機在定常飛行過程中，來流繞過空速管時會在空速管兩側周期性地脫落出旋轉方向相反、排列規則的雙列線渦，進而形成Karman渦街[3]。Karman渦街的頻率作為一種外來激勵頻率將對飛機結構產生影響，為此有必要考量該渦街頻率對結構共振的影響。

根據Karman渦街頻率的計算公式：

表3 過渡段和空速管前五階固有頻率分布 Hz

圖9 過渡段一階模態形狀

圖10 過渡段二階模態形狀

式中：S為無量綱參數，與雷諾數有關，由于該飛機的全包線范圍內的典型狀態的雷諾數分布在500≤Re≤10 000之內，S取0.2；L為圓柱的直徑（本文取55 mm）；U為垂直于圓柱軸線的氣流速度。

按照該公式根據載機飛行包線即可計算各個高度下的最小Karman渦街頻率，表4給出了5 km高度以下的最小Karman渦街頻率。

表4 Karman渦街頻率表

3.3 發動機固有旋轉頻率計算

該飛機配裝的發動機的低壓轉子100%轉速為n=11156 r/min（185.93 r/s），高壓轉子100%轉速為n=11 373 r/min（189.55r/s），常用狀態下發動機旋轉頻率如表5所示。

表5 常用狀態下發動機旋轉頻率 Hz

3.4 過渡段動力學特性分析

以空速管Karman渦街頻率和發動機旋轉頻率作為結構的激振頻率，綜合4.1～4.3節計算結果可以得到以下結論：1）空速管Karman渦街頻率隨著飛行高度增加而增加，其最小頻率為26.61 Hz，高于過渡段和空速管的前兩階頻率，因此結構不會與空速管Karman渦街頻率發生耦合。2）發動機高壓、低壓轉子在各典型工作狀態下的旋轉頻率均遠離結構的主要固有頻率，因此結構不

會與發動機旋轉頻率發生耦合。

4 結語

本文針對某飛機設計了機頭過渡段結構，利用有限元法對某飛機機頭過渡段進行建模，并計算極限工況下結構的變形和應力分布，進行了靜強度校核；利用Lanczos方法計算過渡段和空速管的固有頻率，在計算空速管渦街分離頻率和發動機旋轉頻率的基礎上對過渡段的共振特性進行了分析。

通過計算分析得到了機頭過渡段的強度校核結果及振動特性，計算結果表明，該對接框式機頭過渡段可以滿足結構強度、剛度要求，結構的共振特性良好，此結構形式可以為后續飛機改裝提供參考。

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