基于ANSYS Workbench的A320飛機(jī)吊架振動(dòng)特性分析

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(中國(guó)民航大學(xué) 航空工程學(xué)院,天津 300300)

現(xiàn)代民航客機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)普遍通過(guò)吊架與機(jī)翼或機(jī)身相連接,而吊架又通過(guò)吊點(diǎn)將發(fā)動(dòng)機(jī)和機(jī)翼或機(jī)身連接在一起,并將發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的巨大推力通過(guò)吊點(diǎn)傳遞給飛機(jī),實(shí)現(xiàn)其功能[1].然而由于發(fā)動(dòng)機(jī)的工作負(fù)荷巨大、環(huán)境惡劣,加之其轉(zhuǎn)動(dòng)做工的工作特性以及裝配工藝的精度限制,發(fā)動(dòng)機(jī)在運(yùn)行過(guò)程中不可避免地會(huì)產(chǎn)生振動(dòng)[2-5].一方面,振動(dòng)會(huì)帶來(lái)巨大噪聲,影響旅客的乘坐舒適性;另一方面,振動(dòng)會(huì)通過(guò)吊點(diǎn)傳遞給吊架結(jié)構(gòu),影響結(jié)構(gòu)安全.國(guó)內(nèi)民機(jī)吊架相關(guān)調(diào)研表明,由振動(dòng)導(dǎo)致的管路滲漏、局部結(jié)構(gòu)損傷現(xiàn)象仍然存在.關(guān)于吊架方面的研究,薛彩軍等[6]研制了一套用于發(fā)動(dòng)機(jī)吊架靜力試驗(yàn)的系統(tǒng),并解決了吊架支持模擬、加載邊界模擬等關(guān)鍵技術(shù).孫濱等[7]設(shè)計(jì)了一套發(fā)動(dòng)機(jī)吊架與機(jī)翼連接接頭強(qiáng)度靜力試驗(yàn)系統(tǒng),驗(yàn)證了所建立有限元建模方法的合理性.然而,針對(duì)工程中吊架振動(dòng)特性方面的研究仍相對(duì)較少,因此，對(duì)吊架結(jié)構(gòu)的振動(dòng)特性進(jìn)行分析,提出針對(duì)性的工程減振措施具有重要意義.

1 吊架力學(xué)模型的建立

1.1 建立吊架模型

在現(xiàn)役主流民航客機(jī)中,除了采用全新設(shè)計(jì)思路的波音B787型飛機(jī)以外,其余大多數(shù)機(jī)型的吊架結(jié)構(gòu)都根據(jù)選裝發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)的不同而有所差異.吊架結(jié)構(gòu)發(fā)揮著安裝發(fā)動(dòng)機(jī)、傳遞發(fā)動(dòng)機(jī)載荷以及吸收振動(dòng)等重要作用,為了更好地對(duì)典型發(fā)動(dòng)機(jī)吊架的振動(dòng)特性開(kāi)展分析研究,本文選用國(guó)內(nèi)民航業(yè)最為常見(jiàn)的A320飛機(jī)、CFM56發(fā)動(dòng)機(jī)這一飛發(fā)組合對(duì)應(yīng)的吊架為建模原型,以原始吊架的結(jié)構(gòu)尺寸數(shù)據(jù)為基礎(chǔ),進(jìn)行了適當(dāng)?shù)恼{(diào)整.考慮發(fā)動(dòng)機(jī)吊架在工程實(shí)際中的典型受載特點(diǎn),并在保證模型與實(shí)際吊架的基本結(jié)構(gòu)特點(diǎn)、受力特性一致的前提下,簡(jiǎn)化模型以方便研究.通過(guò)三維建模軟件建立的吊架模型如圖1所示.

圖1 吊架簡(jiǎn)化模型Fig.1 Simplified model of pylon

此吊架模型結(jié)構(gòu)屬于經(jīng)典的盒式梁結(jié)構(gòu).它與機(jī)翼相連前、后吊點(diǎn)的螺栓連接方向有所不同,前吊點(diǎn)限制了吊架在x,z方向的自由度,而后吊點(diǎn)限制了吊架和y,z方向的自由度,從而完成了對(duì)吊架的固定.

1.2 模型材料屬性賦值

查閱飛機(jī)制造相關(guān)手冊(cè),原型飛機(jī)的吊架所用材料包括鈦、不銹鋼、鋁合金以及因康鎳合金等.由于所建模型只保留了以鈦合金為主要材料的結(jié)構(gòu)部件,同時(shí)也為了進(jìn)一步簡(jiǎn)化模型,這里就將鈦合金(Ti-1023)作為建模材料.該種材料的主要物理性能[8-9]如表1所示.

2 吊架模型的受力和模態(tài)分析

2.1 吊架模型的受力分析

吊架不僅要滿足飛機(jī)正常飛行條件下的受力,它還應(yīng)滿足極端工況下的過(guò)載.相關(guān)資料顯示,吊架結(jié)構(gòu)承受最大載荷的工況發(fā)生在飛機(jī)進(jìn)行應(yīng)急著陸和側(cè)移這兩種情況下.其所受載荷如表2所示,Nx,Ny,Nz分別來(lái)表示飛機(jī)航向過(guò)載、垂向過(guò)載、側(cè)向過(guò)載,其中本文所選用的發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量約為2 380 kg.

表1 鈦合金(Ti-1023)材料主要物理性能Tab.1 Main physical properties of titanium alloy (Ti-1023) material

表2 2種典型危險(xiǎn)工況下飛機(jī)的慣性載荷Tab.2 Inertial loads of aircraft under two typical dangerous conditions

利用Workbench進(jìn)行上述2種典型工況下吊架的位移和應(yīng)力分析,結(jié)果如圖2～圖5所示.

圖2 側(cè)移工況下的位移云圖Fig.2 Displacement nephogram under lateral moving condition

圖3 側(cè)移工況下的應(yīng)力云圖Fig.3 Stress nephogram under lateral moving condition

圖4 應(yīng)急著陸工況下的位移云圖Fig.4 Displacement nephogram under energency landing condition

圖5 應(yīng)急著陸工況下的應(yīng)力云圖Fig.5 Stress nephogram under energency landing condition

從圖2和圖4中可知,側(cè)移工況下吊架模型的變形主要為吊架懸臂梁結(jié)構(gòu)在側(cè)向和垂向載荷共同作用下產(chǎn)生的側(cè)向、垂向位移以及扭轉(zhuǎn)變形;而應(yīng)急著落工況下吊架模型的變形主要為吊架懸臂梁結(jié)構(gòu)在航向過(guò)載作用下的產(chǎn)生的x軸和z軸正向位移.由圖3和圖5可得,在此2種工況下吊架模型整體的應(yīng)力分布較為均勻.而受到吊點(diǎn)約束影響的部分結(jié)構(gòu)雖然應(yīng)力值超過(guò)Ti-1023材料最大應(yīng)力值σmax,但仍遠(yuǎn)小于它的屈服強(qiáng)度σs,考慮到危險(xiǎn)工況并不出現(xiàn),所以結(jié)構(gòu)是安全可靠的,因此，吊架建模符合要求.

2.2 吊架模型的振動(dòng)基本方程

由彈性有限元法和機(jī)械振動(dòng)的相關(guān)理論,多自由度吊架模型的振動(dòng)方程可寫(xiě)為

在沒(méi)有外力作用下,{F(t)}=0,即自由振動(dòng)方程變?yōu)?/p>

(4)

(5)

其對(duì)應(yīng)的特征方程為

(6)

式中:ω2為系統(tǒng)的固有頻率的平方;{x}為特征向量,在振動(dòng)過(guò)程中表示振型,指示各個(gè)位置在不同方向振動(dòng)幅值之間的比例關(guān)系,{x}不隨時(shí)間變化.

若質(zhì)量矩陣和剛度矩陣是實(shí)對(duì)稱(chēng)正定矩陣,則求得的特征值數(shù)量與矩陣的階數(shù)n相等,即系統(tǒng)的n個(gè)自然頻率為ω1,ω2,…,ωn.

2.3 吊架模型的振動(dòng)模態(tài)分析

根據(jù)機(jī)械動(dòng)力學(xué)理論[10],對(duì)于多自由度系統(tǒng),影響系統(tǒng)振動(dòng)的是低階固有頻率,而高階固有頻率對(duì)振動(dòng)影響較小,因此，本文計(jì)算并提取了吊架模型的前6階頻率和振型,其計(jì)算結(jié)果如圖6及表3所示.

圖6 吊架主要低階模態(tài)振型圖Fig.6 The main low-order modal shape diagram of pylon

表3 吊架前6階固有頻率Tab.3 The previous six natural frequencies of pylon

由表3可得：隨著振型階次的增加,固有頻率增大.因?yàn)殡S著階次的增加,激發(fā)高階能態(tài)的振動(dòng)載荷的能量減弱,且結(jié)構(gòu)在高階振動(dòng)下的節(jié)點(diǎn)數(shù)更多,振動(dòng)不容易被激發(fā).由圖6可得:吊架模型1階振型為沿y軸方向的振動(dòng);2階振型為沿z軸方向的振動(dòng);3階振型為吊架前半部分沿y軸方向產(chǎn)生的彎曲變形;4階振型為吊架后半部分沿y軸方向產(chǎn)生的彎曲變形;5階振型為吊架整體結(jié)構(gòu)沿y軸方向產(chǎn)生的彎曲變形,同時(shí)吊架整體沿z軸方向產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形;6階振型為吊架前半部分沿z軸方向產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形.綜合看來(lái),吊架振動(dòng)幅值最大的部位為懸臂梁結(jié)構(gòu),其次為上、下底梁結(jié)構(gòu).

3 吊架模型的振動(dòng)特性分析

3.1 吊架模型的振動(dòng)位移響應(yīng)分析

要進(jìn)行吊架的振動(dòng)響應(yīng)分析,首先必須對(duì)目標(biāo)系統(tǒng)的振源(即飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī))在工作時(shí)的振動(dòng)情況有所了解.通過(guò)查閱相關(guān)文獻(xiàn)資料[11],獲取了建模原型所用的CFM56發(fā)動(dòng)機(jī)在各種狀態(tài)下前后吊點(diǎn)的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù),如表4所示.

表4 各工況下發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)載荷實(shí)測(cè)參數(shù)值Tab.4 Measured parameters of engine vibration loads under different working conditions

注:VibF為前吊點(diǎn)(風(fēng)扇機(jī)匣處)振動(dòng)值;VibB為后吊點(diǎn)(低壓渦輪處)振動(dòng)值.

以上述發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)參數(shù)為輸入值,施加于所建吊架模型結(jié)構(gòu)的前、后發(fā)動(dòng)機(jī)吊點(diǎn)處,取吊架模型網(wǎng)格上的關(guān)鍵節(jié)點(diǎn)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)振動(dòng)位移響應(yīng)分析.所選4個(gè)關(guān)鍵特征節(jié)點(diǎn)編號(hào)和位置如圖7所示.

圖7 4個(gè)關(guān)鍵特征節(jié)點(diǎn)位置分布示意圖Fig.7 Schematic diagram of 4 typical feature nodes position distribution

通過(guò)求解計(jì)算,4個(gè)關(guān)鍵特征節(jié)點(diǎn)振動(dòng)位移響應(yīng)數(shù)據(jù)如圖8～圖10所示.

圖8 起飛工況振動(dòng)位移響應(yīng)示意圖Fig.8 Schematic diagram of vibration displacement response under take-off condition

圖9 巡航工況振動(dòng)位移響應(yīng)值示意圖Fig.9 Schematic diagram of vibration displacement response under cruise condition

圖10 空中慢車(chē)工況振動(dòng)位移響應(yīng)值示意圖Fig.10 Schematic diagram of vibration displacement response under flight idle condition

由圖8～圖10中數(shù)據(jù)可知:① 與機(jī)翼連接的各個(gè)特征節(jié)點(diǎn)振動(dòng)位移量是少于與發(fā)動(dòng)機(jī)連接的特征節(jié)點(diǎn)振動(dòng)位移量的,則說(shuō)明吊架結(jié)構(gòu)自身已經(jīng)能夠起到一定程度上的減振效果;② 隨著激振頻率的增大,特征節(jié)點(diǎn)的振動(dòng)響應(yīng)幅值總體呈下降趨勢(shì);③ 在發(fā)動(dòng)機(jī)高、低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動(dòng)頻率及其倍頻處會(huì)出現(xiàn)位移響應(yīng)值突增,表現(xiàn)在曲線圖中即為曲線出現(xiàn)峰值.

3.2 吊架振動(dòng)載荷主要傳遞路徑分析

通過(guò)對(duì)振動(dòng)在吊架上的主要傳遞路徑進(jìn)行辨識(shí),也是了解發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)特性的方法之一.采用與上一小節(jié)相類(lèi)似的思路,選取吊架模型網(wǎng)格中的特征節(jié)點(diǎn),將發(fā)動(dòng)機(jī)常規(guī)工況下振動(dòng)傳遞路徑上的不同節(jié)點(diǎn)在特征頻率下的振動(dòng)加速度分量進(jìn)行對(duì)比,從而辨別出振動(dòng)載荷在吊架上傳遞的主要途徑,所選整體特征節(jié)點(diǎn)如圖11所示.

圖11 整體特征節(jié)點(diǎn)分布位置示意圖Fig.11 Schematic diagram of the whole feature nodes position distribution

本節(jié)著重對(duì)巡航狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)傳遞路徑進(jìn)行分析.先利用ANSYS軟件進(jìn)行求解,再將選取的15個(gè)特征節(jié)點(diǎn)的數(shù)據(jù)結(jié)果按照吊架前、中、后段3個(gè)不同區(qū)域加以分類(lèi),整理得到節(jié)點(diǎn)加速度載荷隨激振頻率的變化圖線,如圖12所示.

對(duì)比圖中數(shù)據(jù),2,3節(jié)點(diǎn)相對(duì)于4,5節(jié)點(diǎn)擁有更大的加速度載荷,6,7節(jié)點(diǎn)的加速度載荷大于8,9節(jié)點(diǎn)的,而11～14 4個(gè)節(jié)點(diǎn)加速度載荷差別不大.上述數(shù)據(jù)表明:振動(dòng)從發(fā)動(dòng)機(jī)吊點(diǎn)傳遞至機(jī)翼吊點(diǎn)的過(guò)程,主要沿著吊架框架的邊緣進(jìn)行傳遞,但越往吊架后段這種趨勢(shì)越不明顯;而在機(jī)翼后吊點(diǎn)處,邊緣和中間振動(dòng)載荷已經(jīng)非常接近.

此外,2節(jié)點(diǎn)加速度載荷值總體要高于3節(jié)點(diǎn),說(shuō)明發(fā)動(dòng)機(jī)前吊點(diǎn)的振動(dòng)載荷主要通過(guò)上側(cè)懸臂梁結(jié)構(gòu)傳遞至吊架主體框架;但同時(shí)其兩者載荷值的差距非常巨大,故而下梁也是傳遞的重要途徑.6節(jié)點(diǎn)的載荷值遠(yuǎn)小于12節(jié)點(diǎn),可以推斷發(fā)動(dòng)機(jī)后吊點(diǎn)振動(dòng)載荷以向后傳遞至吊架后段的10號(hào)肋板為主要路徑.

圖12 激振頻率與吊架各特征節(jié)點(diǎn)加速度載荷值關(guān)系曲線Fig.12 Relationship between excitation frequency and acceleration load value of each feature node of pylon

經(jīng)過(guò)數(shù)據(jù)比對(duì)和分析,得出目標(biāo)機(jī)型在巡航工況下的振動(dòng)傳遞主要路徑為:① 發(fā)動(dòng)機(jī)前吊點(diǎn)→上側(cè)懸臂梁結(jié)構(gòu)→1號(hào)肋上側(cè)邊緣→機(jī)翼前吊點(diǎn)→機(jī)翼后吊點(diǎn);② 發(fā)動(dòng)機(jī)后吊點(diǎn)→4號(hào)肋下側(cè)邊緣→10號(hào)肋下側(cè)邊緣→機(jī)翼后吊點(diǎn).具體如圖13所示.

圖13 發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)在吊架結(jié)構(gòu)上的傳遞主路徑示意圖Fig.13 Schematic diagram of the main paths of engine vibration on the pylon structure

4 結(jié)語(yǔ)

本文采用了ANSYS Workbench軟件對(duì)A320&CFM56飛發(fā)組合的吊架結(jié)構(gòu)進(jìn)行了初步研究,對(duì)吊架實(shí)際結(jié)構(gòu)進(jìn)行了簡(jiǎn)化建模、受力分析、模態(tài)分析以及振動(dòng)位移響應(yīng)、加速度載荷分析等工作，得到了該型吊架的主要振動(dòng)特性.通過(guò)加速度載荷辨識(shí)獲取了發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)在該吊架上的主要傳遞路徑,為進(jìn)一步對(duì)吊架減振措施的研究提供了數(shù)據(jù)基礎(chǔ)和新思路.

參考文獻(xiàn):

[1] 牛春勻.實(shí)用飛機(jī)結(jié)構(gòu)工程設(shè)計(jì)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2009.

NIU C Y.Airframe structural design[M].Beijing:Aviation Industry Press,2009.

[2] DEPRIEST J.Aircraft engine attachment and vibration control[R].SAE Technical Paper,2000.

[3] 林國(guó)政.航空發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝和振動(dòng)控制[J].民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究,2009(4):44-47.

LIN G Z.Installation and vibration control of aero-engine[J].Civil Aircraft Design and Research,2009(4):44-47.

[4] 金業(yè)壯,杜少輝,聞邦椿.低壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片振動(dòng)特性計(jì)算與分析[J].機(jī)械設(shè)計(jì)與制造,2006(12):19-21.

JIN Y Z,DU S H,WEN B C.The computation and analysis of the vibration characteristic of the rotor blades for some type low compressor[J].Machinery Design and Manufacture,2006(12):19-21.

[5] 李治華,任華,羅中勇,等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動(dòng)力特性的研究[J].機(jī)械設(shè)計(jì)與制造,2013(12):174-176.

LI Z H,REN H,LUO Z Y,et al.Study on dynamic behaviors of a certain type aero-engine rotor system based on co-simulation technology[J].Machinery Design and Manufacture,2013(12):174-176.

[6] 薛彩軍,譚偉,聶宏.民用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛靜力試驗(yàn)技術(shù)研究[J].實(shí)驗(yàn)力學(xué),2011,26(6):735-742.

XUE C J,TAN W,NIE H.Investigating on the testing technology of pylon static test for civil aircraft engine[J].Journal of Experimental Mechanics,2011,26(6):735-742.

[7] 孫濱,林鴻志,譚偉,等.發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛與機(jī)翼連接接頭強(qiáng)度分析與試驗(yàn)[J].航空工程進(jìn)展,2012,3(3):300-304.

SUN B,LIN H Z,TAN W,et al.Strength analysis and test on connecting joints between aero engine pylon and wing[J].Advances in Aeronautical Science and Engineering,2012,3(3):300-304.

[8] 錢(qián)九紅.航空航天用新型鈦合金的研究發(fā)展及應(yīng)用[J].稀有金屬,2000,24(3):218-223.

QIAN J H.Application and development of new titanium alloys for aerospace[J].Chinese Journal of Rare Metals,2000,24(3):218-223.

[9] 李明怡.航空用鈦合金結(jié)構(gòu)材料[J].世界有色金屬,2000(6):17-20.

LI M Y.Titanium structure material using in airplane[J].World Nonferrous Metals,2000(6):17-20.

[10] 張策.機(jī)械動(dòng)力學(xué)[M].北京:高等教育出版社,2000.

ZHANG C.Machinery dynamics[M].Beijing:Higher Education Press,2000.

[11] 宋波濤,賀爾銘,張釗.翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)吊架結(jié)構(gòu)等效建模及減振特性分析[J].科學(xué)技術(shù)與工程,2012,20(4):832-835.

SONG B T,HE E M,ZHANG Z.Equivalent modeling and the damping characteristics analysis of the wine-mounted engine pylon[J].Science Technology and Engineering,2012,20(4):832-835.