民用飛機靜定和超靜定吊掛與機翼連接設(shè)計研究

萬雨和 林 森 談志晶

(上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

0 引言

翼吊飛機的吊掛是位于發(fā)動機與機翼之間，用于懸掛發(fā)動機，將發(fā)動機推力傳遞至飛機，同時為飛機以及發(fā)動機系統(tǒng)管路提供通路的一種結(jié)構(gòu)。吊掛結(jié)構(gòu)組成一般包含主傳力盒段、吊掛前緣、吊掛整流罩及吊掛后緣等。傳力路線設(shè)計主要考慮如何將發(fā)動機內(nèi)力傳遞至機翼結(jié)構(gòu)，因此對結(jié)構(gòu)連接和傳力路線的設(shè)計分析要求主要集中在吊掛與機翼連接界面。按照與機翼的連接方式可以將吊掛分為超靜定連接與靜定連接兩種形式。本文通過有限元分析、連接截面載荷和傳力分析對兩種吊掛進行了對比，為我國大型民用翼吊飛機吊掛的設(shè)計和研發(fā)提供參考。

目前許多科研人員已經(jīng)展開了翼吊飛機吊掛的研究，冒穎[1]通過鳥撞有限元建模和分析，提出了一種吊掛指型罩鳥撞分析方法。嚴飛[2]等人通過對比波音、空客等公司飛機吊掛結(jié)構(gòu)及其連接特點，分析了吊掛與機翼的連接方式，同時闡述了吊掛設(shè)計需考慮的諸多因素。范耀宇[3]等人通過對比國外典型機型吊掛設(shè)計方案，為我國大型民用飛機吊掛應(yīng)急斷離設(shè)計方案提出了詳細的建議。薛彩軍[4]等人對某型飛機吊掛部段進行靜力試驗，驗證其靜強度、剛度是否滿足設(shè)計要求。同時獲得主要零部件關(guān)鍵點在受載時的應(yīng)力狀態(tài)。孫濱[5]等人通過分析和試驗獲得了飛機吊掛與機翼連接接頭強度。FANG Yuanyan[6]等開發(fā)了一種用于吊掛接口載荷測量的載荷傳感器，并分析了其靜態(tài)特征。彭森和李曉楠[7]依據(jù)適航要求、拆卸要求、互換性要求、強度要求、容差要求、選材等設(shè)計準則研究了民用飛機安裝節(jié)的設(shè)計。徐春雨[8]通過對適航條款的研究，給出了發(fā)動機安裝節(jié)設(shè)計所需滿足的載荷要求。薛凱然[9]采用有限元分析的方法，使用Abaqus等有限元分析軟件對某型飛機發(fā)動機吊掛應(yīng)急斷離保險銷進行了靜力分析、疲勞分析。王裕[10]等運用拓撲優(yōu)化與尺寸二級優(yōu)化的方法，研究了民機載荷工況下的連接結(jié)構(gòu)。GONG Xingyu[11]等人建立了全尺寸發(fā)動機、吊掛、機翼有限元模型。通過對不同著陸和撞擊條件的模擬，獲得了吊掛的動力響應(yīng)和分離狀態(tài)。

1 吊掛盒段與機翼連接方式

1.1 連接方式

吊掛盒段通常由壁板、框、梁以及接頭等組成。吊掛盒段與機翼連接形式分為靜定連接和超靜定連接。

以某型飛機的靜定吊掛為例，圖1所示，吊掛與機翼分別通過兩個前懸掛接頭、推力銷、后支座接頭進行連接。其中推力銷處為插入式貼合連接，其余接頭處均通過穿過耳片的大型螺栓連接。每個接頭處均有兩個連接尺寸相同的耳片。

圖1 靜定吊掛與機翼接頭連接示意圖

以某型飛機的超靜定吊掛為例，圖2所示，吊掛與機翼分別通過上連桿、下連桿、左右中接頭及左右側(cè)向連桿進行連接。其中每個接頭與相關(guān)連桿或接頭耳片通過大型螺栓連接。

圖2 超靜定吊掛與機翼接頭連接示意圖

1.2 傳力分析

如圖3所示，靜定吊掛傳力路徑唯一，無自由度冗余設(shè)計單一，各處連接傳遞載荷路徑清晰和大小明確。由于每處連接均有備份連接，因此出現(xiàn)某處失效后，載荷仍按原路徑傳遞。

(a) 水平方向載荷 (b) 垂直方向載荷傳力

圖4 超靜定吊掛傳力示意圖

如圖4所示，超靜定吊掛結(jié)構(gòu)載荷傳遞為多路傳遞，在傳遞垂向載荷和航向載荷時，存在冗余自由度，各接頭所傳載荷的大小與各連接處的支持剛度相關(guān)。在中接頭、上下連桿上均有載荷傳遞，其載荷大小只能通過剛度變形協(xié)調(diào)分析計算。當(dāng)出現(xiàn)一處失效后，載荷無法從該處傳遞，傳遞路徑發(fā)生變化，載荷重新分配。

2 有限元分析

2.1 有限元建模

壁板、框腹板、彎邊、接頭耳片模型均基于數(shù)模抽取中面，在中面上建模采用SHELL單元模擬，用ROD單元模擬吊掛與機翼連接連桿結(jié)構(gòu)，用CBUSH單元模擬吊掛與發(fā)動機界面的連接螺栓，在發(fā)動機重心處建立MPC多點約束單元，用于加載工況。分別建立有限元模型如圖5所示。吊掛所有材料均選用常規(guī)的鈦合金材料。有限元模型坐標系，X方向為從前向后，Y向豎直向上，Z向垂直于XY平面向外。

(a) 靜定吊掛盒段FEM

2.2 載荷工況分析

根據(jù)民用飛機設(shè)計經(jīng)驗，發(fā)動機吊掛設(shè)計之初一般采用規(guī)定載荷進行設(shè)計，如表1所示，主要考慮了發(fā)動機吊掛過載，部分工況疊加發(fā)動機推力。

表1 吊掛設(shè)計規(guī)定載荷

2.3 吊掛盒段與機翼接頭連接界面內(nèi)力分布

2.3.1 超靜定吊掛盒段內(nèi)力分布

針對表1中8個吊掛設(shè)計規(guī)定載荷、工況，分別提取了超靜定吊掛上連桿、側(cè)連桿、下連桿及左右中接頭處的內(nèi)力進行對比，如表2所示。

表2 超靜定吊掛各個連接處的內(nèi)力分析(無破損)

由表2可知，當(dāng)超靜定吊掛處于無破損狀態(tài)時，8種吊掛設(shè)計規(guī)定載荷工況條件下，上連桿的內(nèi)力在工況4時達到最大值；左側(cè)連桿的內(nèi)力在工況2時達到最大值；右側(cè)連桿的內(nèi)力在工況3時達到最大值；下連桿的內(nèi)力在工況7時達到最大值；左中接頭和右中接頭的內(nèi)力在工況3時達到最大值。在8種載荷工況下，左、右側(cè)向連桿處最大界面載荷相當(dāng)，左、右中接頭處最大界面載荷相當(dāng)。

選取了上連桿、下連桿及左右中接頭四種失效工況，研究了超靜定吊掛其余位置內(nèi)力的分布狀況，如表3～表6所示，同時選取了表2～表6中上連桿、側(cè)連桿、下連桿及左右中接頭處的最大內(nèi)力Max1～Max5做了對比，如表7所示。

表3 上連桿失效后超靜定結(jié)構(gòu)不同部位的內(nèi)力分析

表4 下連桿失效后超靜定結(jié)構(gòu)不同部位的內(nèi)力分析

表5 左中接頭失效后超靜定結(jié)構(gòu)不同部位的內(nèi)力分析

表6 右中接頭失效后超靜定吊掛不同部位的內(nèi)力分析

表7 超靜定吊掛不同部位的最大內(nèi)力分析

由表7可知超靜定吊掛與機翼各連接點處破損工況下最大內(nèi)力均大于完好情況下極限載荷內(nèi)力。具體如下：

1)上連桿在破損工況下內(nèi)力相比無破損工況增加約28.4%；

2)左、右側(cè)向連桿在破損工況下內(nèi)力相比無破損工況下內(nèi)力增加約1倍；

3)下連桿在破損工況下內(nèi)力相比無破損工況下內(nèi)力增加約25%；

4)左、右中接頭在破損工況下內(nèi)力相比無破損工況下內(nèi)力分別增加34.4%和32.5%。

2.3.2 靜定吊掛構(gòu)型與機翼接頭連接處內(nèi)力分布

選取了靜定吊掛推力銷及3個關(guān)鍵位置，如圖6所示，在上述8種工況下，提取了不同位置的內(nèi)力進行對比分析，如表8所示。

圖6 靜定結(jié)構(gòu)選取三個典型位置

表8 靜定結(jié)構(gòu)不同部位的內(nèi)力對比

由于靜定吊掛盒段傳力路徑在無破損和破損狀態(tài)下，傳力路徑不發(fā)生變化，因此當(dāng)出現(xiàn)某處破損時，載荷輸入按工況1～工況8的67%分析計算，相應(yīng)的界面內(nèi)力比無破損狀態(tài)下界面內(nèi)力一定較小。

3 吊掛盒段對比分析

為了進一步研究兩種吊掛各自的特點，本文最后選取不同工況下盒段上不同位置的內(nèi)力變化如表9所示。

表9 兩種不同吊掛盒段不同位置的內(nèi)力

由表9可知超靜定吊掛盒段的連接處多個連接點的內(nèi)力，除側(cè)向接頭內(nèi)力相對較小外，其余接頭遠大于靜定吊掛連接點的內(nèi)力。

每個接頭處最大內(nèi)力均為該處的設(shè)計載荷。因此對于局部連接，靜定吊掛設(shè)計載荷相對較小，比較容易設(shè)計連接部位相關(guān)結(jié)構(gòu)。靜定吊掛相比超靜定結(jié)構(gòu)各處結(jié)構(gòu)設(shè)計載荷非常清晰而明確，且在破損工況下，載荷傳遞路徑不發(fā)生變化，因此靜定吊掛對機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計影響較小。在破損安全工況下，超靜定結(jié)構(gòu)各處接頭傳力路徑發(fā)生變化，載荷重新分配，設(shè)計載荷相對較大，對機翼連接處設(shè)計影響較大，選取各個連接處內(nèi)力作為設(shè)計載荷，對機翼與吊掛連接處產(chǎn)生較大設(shè)計重量。

4 結(jié)論

通過以上的分析可知，靜定吊掛傳力路徑明確，且不會因為關(guān)鍵連接處出現(xiàn)破損而發(fā)生傳力路徑改變，整體載荷相對較小，對機翼相關(guān)設(shè)計影響較小。超靜定吊掛，在破損安全工況下對比，界面內(nèi)力相比無破損狀態(tài)內(nèi)力增量20%以上，同時在傳遞側(cè)向載荷工況時，由于力矩較短(靜定吊掛前后支點相比左右中接頭間距大5倍以上)造成界面內(nèi)力過大，非常不利于該處相關(guān)連接設(shè)計。因此從界面載荷角度分析，靜定吊掛相比超靜定吊掛對機翼影響更小，對飛機設(shè)計整體來說是一種更優(yōu)的方案選擇。