發(fā)動機(jī)吊架結(jié)構(gòu)等效建模及靜力學(xué)分析

查夢江++王巖

摘 要：本文針對某型號飛機(jī)發(fā)動機(jī)吊架裝置結(jié)構(gòu)進(jìn)行研究，通過建立吊架結(jié)構(gòu)的簡單力學(xué)模型并對其進(jìn)行有限元分析，根據(jù)實際受力情況，獲得其在不同工況下的應(yīng)力及變形情況，對其應(yīng)力進(jìn)行了分析，驗證其設(shè)計結(jié)果的合理性，從而提高經(jīng)濟(jì)性。

關(guān)鍵詞：發(fā)動機(jī)吊架；靜力學(xué)分析；ANSYS

DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2016.10.002

1 引言

近年來，隨著科技的不斷進(jìn)步，民航飛機(jī)有著向大型化、高性能化發(fā)展的趨勢，飛機(jī)承受的載荷越來越復(fù)雜，因此，對飛機(jī)結(jié)構(gòu)提出了更高的要求。發(fā)動機(jī)吊架是聯(lián)接飛機(jī)與發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵裝置，它在承受發(fā)動機(jī)重量的同時，還需傳遞發(fā)動機(jī)的推力以及各種工況下的復(fù)雜載荷，其結(jié)構(gòu)的形式、重量、強度是影響飛機(jī)性能的重要因素。所以，合理設(shè)計發(fā)動機(jī)吊架結(jié)構(gòu)并對其進(jìn)行各種工況下的靜力學(xué)分析顯得尤為重要。

2 發(fā)動機(jī)吊架結(jié)構(gòu)的等效建模

發(fā)動機(jī)吊架結(jié)構(gòu)一般用鋁合金、鈦合金或鋼制成，其結(jié)構(gòu)按連接方式的不同可分為：盒式梁式結(jié)構(gòu)、阻力支柱式結(jié)構(gòu)及超靜定式結(jié)構(gòu)[1]。本文采用盒式梁式結(jié)構(gòu)，這種結(jié)構(gòu)的前接頭和后接頭之間力臂較大，吊架各接頭所受載荷顯著降低，節(jié)約了翼盒的重量，并可使下壁板局部區(qū)域的疲勞問題得到明顯改善。

為了使建立的吊架結(jié)構(gòu)能夠反應(yīng)實際情況并保證計算精度，確保單元質(zhì)量，控制單元和節(jié)點數(shù)，減小計算量，所以有必要對模型進(jìn)行適當(dāng)?shù)暮喕?。在建立吊架簡單力學(xué)模型的過程中，應(yīng)遵守以下原則[2]：

（1）吊架力學(xué)模型應(yīng)與實際形狀幾何結(jié)構(gòu)相同，并忽略某些次要部位，如螺栓連接等形成的螺紋以通孔代替；（2）忽略吊架內(nèi)部的電器部件，及相應(yīng)的安裝孔。吊架內(nèi)部安裝的電器部件不是吊架的承力結(jié)構(gòu)，且其重量對吊架影響可忽略不計。（3）模型所受載荷、邊界約束條件應(yīng)與吊架真實結(jié)構(gòu)所受載荷及邊界約束條件相一致。

根據(jù)上述簡化原則，并對發(fā)動機(jī)吊架結(jié)構(gòu)進(jìn)行了相關(guān)測量，建立了發(fā)動機(jī)吊架結(jié)構(gòu)的簡單力學(xué)模型，如圖1所示。

3 發(fā)動機(jī)吊架結(jié)構(gòu)的靜力學(xué)分析

3.1 定義材料屬性和網(wǎng)格劃分

將建好的模型導(dǎo)入ANSYS軟件中的workbench，定義鋁合金作為吊架結(jié)構(gòu)材料，其彈性模量為6.9GPa，泊松比為0.34，密度為2830。

劃分網(wǎng)格時，不僅需要選擇劃分網(wǎng)格的方法，還需要選擇劃分網(wǎng)格的形狀、類型，同時還要根據(jù)分析精度，設(shè)定不同的單元格密度。該模型采用的Element Sizing 是20mm。網(wǎng)格劃分后的有限元模型如圖2所示。

3.2 確定約束條件

在各種工況下，吊架與機(jī)翼的連接接頭不受彎矩，所以，前接頭提供垂直約束，即在前接頭螺栓孔圓柱面施加垂直方向的面約束，后接頭提供垂直和側(cè)向約束，剪切銷柱孔提供航向和側(cè)向約束。

3.3 載荷的施加并求解

發(fā)動機(jī)吊架裝置主要承受發(fā)動機(jī)的推力和發(fā)動機(jī)慣性力，在不同的飛行狀態(tài)下，吊架承受載荷的種類和大小也不同。如果將發(fā)動機(jī)吊架所受慣性載荷轉(zhuǎn)換到吊架前、后安裝架上下表面中心，則得到表1和表2所示載荷（力單位為KN，力矩單位為）。

根據(jù)表1和表2中所受載荷施加于前、后安裝架。施加載荷后，設(shè)定應(yīng)力和變形位移為求解參數(shù)，求解，得到應(yīng)力應(yīng)變云圖和位移變化圖，如圖3、圖4、圖5、圖6所示。

3.4 結(jié)果分析

（1）從圖3可知，在著陸工況下，發(fā)動機(jī)吊架變形主要在航向-垂向平面，整體變形很小。吊架整體盒段略有俯仰變形，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)產(chǎn)生俯仰偏轉(zhuǎn)。最大變形處位于前安裝架前沿，最大位移為2.4564mm，小于最大允許位移10mm，安全可靠；（2）從圖4可知，在著陸工況下，吊架整體應(yīng)力分布較均勻，前上梁和底梁部位應(yīng)力較小，平均應(yīng)力在50.74MPa左右，遠(yuǎn)小于最大許用應(yīng)力301.9MPa。最大應(yīng)力出現(xiàn)在前、后接頭螺栓孔以及剪切銷柱孔部位，應(yīng)力值為455.82MPa，但小于材料屈服極限785MPa，安全可靠；（3）從圖5可知，在側(cè)移工況下，發(fā)動機(jī)吊架整體變形不大，吊架結(jié)構(gòu)有側(cè)向和滾轉(zhuǎn)變形，最大位移在前安裝架部位，總位移達(dá)到3.97mm，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)產(chǎn)生側(cè)向偏轉(zhuǎn)，但影響不大，安全可靠；（4）從圖6可知，在側(cè)移工況下，吊架結(jié)構(gòu)總體應(yīng)力分布較均勻，前上梁、后上梁和底梁應(yīng)力較小，平均應(yīng)力值在58.41MPa左右，遠(yuǎn)小于最大許用應(yīng)力301.9MPa，前安裝架和底梁連接部位所受應(yīng)力最大，為524.79MPa，但還是比材料屈服極限785MPa小很多，安全可靠。

3.5 總結(jié)

從上述分析結(jié)果可知，在著陸和側(cè)移兩種工況下，發(fā)動機(jī)吊架結(jié)構(gòu)沒有產(chǎn)生嚴(yán)重的塑性變形，有足夠的強度承受載荷，從而驗證了吊架結(jié)構(gòu)設(shè)計的合理性，提高了經(jīng)濟(jì)性。

參考文獻(xiàn)：

[1]劉亞奇，胡錦旋，劉星北等.翼下發(fā)動機(jī)吊架及其與機(jī)翼連接結(jié)構(gòu)研究[J].民用飛機(jī)設(shè)計與研究，2009（ 增刊） ：74-76.

[2]Sylvain Finette.Parametric finite element model of AIRBUS engine pylon with MSC.Patran. 3rd MSC. Software Worldwide Aerospace Conference and Technology Showcase，Paper—2001—104.