飛機發(fā)動機吊掛接頭載荷標定試驗裝置研究及應用

藍洲遠,劉克格,趙麗娜,金 甲

(北京飛機強度研究所,北京 100083)

1 引 言

發(fā)動機吊掛接頭是機翼上的重要傳力部件,用于安裝發(fā)動機吊掛(吊掛下方再連接發(fā)動機艙),是將發(fā)動機的重力和推力傳遞到機翼上的樞紐。某型運輸機發(fā)動機吊掛接頭分為前撐接頭、主懸掛接頭(包含內(nèi)側(cè)主懸掛接頭和外側(cè)主懸掛接頭)、后懸掛接頭、側(cè)拉桿接頭。主懸掛接頭、后懸掛接頭通過銷軸直接連接發(fā)動機吊掛,主要受到航向、垂向兩個方向的載荷,用應變電測法測量其載荷,需要進行地面載荷標定[1]。

對于飛機結(jié)構載荷標定試驗,傳統(tǒng)的做法是先將飛機固定,然后利用承重墻或者固定在地軌上的大型立柱來施加水平方向上的載荷,利用地軌或者配重來施加垂直方向的載荷。由于該型運輸機發(fā)動機推力大,發(fā)動機吊掛主懸掛接頭和后懸掛接頭在水平方向承受很大的載荷,相應地對其進行地面標定試驗時,水平方向上需要加載較大的標定載荷。在沒有承重墻和承力地軌的場地上,完成主懸掛接頭和后懸掛接頭的地面載荷標定試驗具有相當大的難度。

本文針對該型運輸機發(fā)動機吊掛接頭結(jié)構的布局特點、受載形式,研發(fā)了自平衡加載裝置并對裝置進行了強度和剛度校核,利用該裝置順利完成了發(fā)動機吊掛安裝接頭的載荷標定試驗。

2 吊掛接頭載荷測試

某運輸機發(fā)動機吊掛接頭結(jié)構布局如圖1所示,主懸掛接頭和后懸掛接頭位于機翼下翼面,前撐接頭位于前梁腹板上。

圖1 發(fā)動機吊掛接頭結(jié)構布局

載荷測試電橋布置如圖2所示,主懸掛接頭和后懸掛接頭在飛行中承受發(fā)動機的垂向重力Fz1、Fz2和航向推力Fx1、Fx2。使用應變電測法實測主懸掛接頭和后懸掛接頭的載荷,在A點布置x向的載荷測試電橋,用于實測后懸掛接頭的x向載荷,在B點布置z向的載荷測試電橋,用于實測后懸掛接頭的z向載荷。在C點布置水平方向的載荷測試電橋,用于實測主懸掛接頭的航向載荷,在D點布置豎直方向的載荷測試電橋,用于實測主懸掛接頭的垂向載荷。應變測試電橋布置完成后,需要對主懸掛接頭和后懸掛接頭進行載荷標定試驗,以建立測試電橋輸出-載荷的方程,用于飛行實測。在載荷標定試驗中,需要對其施加z向和x向的載荷。

圖2 載荷測試電橋布置位置

3 自平衡裝置設計

分析該發(fā)動機吊掛接頭的布局特點和施加載荷需求,設計了借用前撐接頭輔助安裝、分步進行主懸掛接頭和后懸掛接頭載荷標定試驗的自平衡裝置。該試驗裝置與前撐接頭、主懸掛接頭、后懸掛接頭及其所在的機翼盒段組成一個系統(tǒng),標定載荷與約束載荷均為該系統(tǒng)內(nèi)力,故為自平衡裝置。該裝置實現(xiàn)了在條件有限的外場試驗場地中對主懸掛、后懸掛進行航向大載荷加載標定,提高了試驗的安全性。該裝置既可以利用前撐接頭和后懸掛接頭進行約束,對主懸掛接頭進行加載標定試驗(其原理如圖3所示),又可以利用前撐接頭和主懸掛接頭進行約束,對后懸掛接頭進行加載標定試驗(其原理如圖4所示)。

圖3 主懸掛接頭加載標定原理

自平衡試驗裝置與發(fā)動機吊掛接頭的安裝連接如圖5所示。

自平衡試驗裝置由F形結(jié)構件和二力桿加載/約束組件構成。二力桿加載/約束組件如圖6所示,控制組件的伸縮可以實現(xiàn)對吊掛接頭加載。二力桿加載/約束組件上安裝載荷傳感器,每個發(fā)動機吊掛接頭z、x方向的載荷均可控。

圖6 二力桿加載/約束組件

4 有限元分析與應用

4.1 裝置有限元模型

自平衡裝置有限元模型建模時,為了提高網(wǎng)格劃分及計算效率,省略了加強筋和零件倒角。二力桿加載/約束組件等效為一個兩頭帶接頭的圓桿,取二力桿加載/約束組件橫截面最小的一段的直徑等效為圓桿的直徑。裝置中由方管焊接的F形結(jié)構件材料為Q345a,彈性模量為206GPa,泊松比為0.28,密度為7850kg/m3。二力桿加載/約束組件的等效件材料為45號鋼,彈性模量為209GPa,泊松比為0.27,密度為7890kg/m3。自平衡裝置有限元網(wǎng)格模型如圖7所示。

(a)后懸掛標定時裝置有限元模型

4.2 邊界條件設置

(1)后懸掛接頭載荷標定時,將后懸掛接頭的加載/約束組件去除,對連接前撐接頭、內(nèi)(外)主懸掛接頭的加載/約束組件的銷孔進行鉸鏈約束(即保留安裝孔的轉(zhuǎn)動自由度)。

(2)主懸掛接頭標定時,將內(nèi)(外)主懸掛接頭的加載/約束組件去除,對連接前撐接頭、后懸掛接頭的加載/約束組件的銷孔進行鉸鏈約束。

4.3 載荷施加

4.3.1 后懸掛接頭

選取后懸掛接頭載荷標定試驗中的最大載荷工況。

(1)對裝置添加-z方向的慣性載荷;

(2)在后懸掛接頭的x向加載/約束組件連接自平衡裝置的安裝孔上施加x向載荷27000N,在后懸掛接頭的z向加載/約束組件連接自平衡裝置的安裝孔上施加z向載荷-10000N。

4.3.2 主懸掛接頭

選取主懸掛接頭載荷標定試驗中的最大載荷工況。

(1)對裝置添加-z方向的慣性載荷;

(2)在內(nèi)側(cè)和外側(cè)主懸掛接頭的x向加載/約束組件連接自平衡裝置的兩個安裝孔上同時施加x向載荷18000N;在內(nèi)(外)主懸掛接頭的z向加載/約束組件連接自平衡裝置的兩個安裝孔上同時施加z向載荷-14000N。

4.4 有限元計算結(jié)果

分別對后懸掛接頭、主懸掛接頭載荷標定最大載荷工況時的有限元模型進行分析計算,有限元計算結(jié)果如圖8所示。該自平衡試驗裝置在后懸掛接頭標定時產(chǎn)生最大應力,最大應力為82.33MPa。結(jié)果表明,該試驗裝置安全系數(shù)滿足要求。該自平衡試驗裝置在主懸掛接頭標定時產(chǎn)生最大位移,最大位移為6.06mm。經(jīng)檢查,加載點處垂直于加載力線的位移均小于1mm,表明該裝置在試驗中的變形不會影響加載的準確性。

(a)后懸掛接頭標定最大應力

4.5 裝置應用

經(jīng)過結(jié)構設計和仿真分析,選擇合適的材料生產(chǎn)加工出了自平衡裝置,使用該裝置順利完成了某型號飛機發(fā)動機吊掛主懸掛接頭、后懸掛接頭外場載荷標定試驗,圖9為使用該裝置進行試驗的現(xiàn)場。

圖9 吊掛接頭載荷標定試驗現(xiàn)場

發(fā)動機吊掛標定試驗結(jié)果如圖10所示,采用吊掛接頭載荷標定試驗自平衡裝置對吊掛主懸掛接頭、后懸掛接頭z向、x向載荷測試電橋進行加載標定,試驗得到的載荷-應變碼值結(jié)果線性、重復性均良好,滿足試驗需求。

(a)內(nèi)側(cè)主懸掛z向載荷-應變碼值關系

5 結(jié)束語

通過研究發(fā)動機吊掛安裝接頭的布局,設計了主懸掛接頭、后懸掛接頭的載荷標定試驗自平衡裝置。對該自平衡裝置進行有限元分析計算的結(jié)果表明,裝置強度和剛度滿足試驗需求。主懸掛接頭、后懸掛接頭載荷標定試驗的順利實施表明,在飛機結(jié)構外場試驗中,利用飛機自身的布局特點設計自平衡裝置,可以保障試驗安全、高效進行,為類似的飛機結(jié)構載荷試驗提供了借鑒。