某型飞机发动机安装架强度分析

李春刚

(海军驻汉中地区航空军事代表室，陕西 汉中723213)

1 引言

发动机安装架的功用是将发动机可靠地安装在飞机上，使发动机在各种使用环境和飞行状态下都能正常工作，并将发动机工作时所发出的推力和螺旋桨旋转时所产生的拉力有效地转变为飞机飞行的动力。发动机安装架是飞机结构中最关键的传力构件之一，一旦失效或破坏，会危及飞行安全，进而可能导致灾难性的后果。

某型飞机在换装新型大功率发动机后，对其发动机安装架进行了改进设计，主要为重新设计了发动机主减振器和发动机机架与机翼连接接头两部分。对于改进设计后的发动机安装架能否在多种载荷情况下正常工作，本文基于有限元分析的方法对发动机安装架进行了强度校核。

2 发动机安装架结构及载荷简介

发动机安装架结构如图1所示，主要由带减震器的发动机架及带有受力隔框的受力桁架组成。受力桁架安装在机翼前梁上。发动机架由主减震器(主接头1、1′)、主撑杆(1-2、1′-2′)、中撑杆(1-3、1′-3)、侧撑杆(1-4、1′-4′)及减震支柱(2-5、2′-5′)组成。 受力桁架由上中撑杆(3-6、3-6′)、上侧撑杆(2-6、2′-6′)、中侧撑杆(2-7、2′-7′)以及下侧撑杆(4-8、4′-8′)组成。

图1 某型飞机发动机安装架结构示意图Fig.1 The structure diagram of the engine mount

表1 某型飞机发动机安装架载荷Table 1 The load of the engine mount

本次发动机安装架有限元分析选取了24种载荷情况，如表1所示。

3 发动机安装架有限元模型简介

3.1 有限元分析模型图

有限元分析模型图如图2～图4所示。

3.2 相关模拟过程及载荷施加

3.2.1 发动机安装架模拟

在发动机安装架有限元模型中，将发动机简化成刚体元(RBE2)，发动机架撑杆简化成杆元，发动机主、辅减振器简化成标量元(CELAS2)，隔框简化成杆元、板元组合结构。

图2 有限元模型图Fig.2 FEA model

图3 发动机支撑杆有限元模型图Fig.3 The finite element model diagram of engine rod

图4 受力隔框有限元模型图Fig.4 The finite element model of force frame

将发动机简化成刚体元的具体方法为：以发动机重心处节点132为参考点，以发动机主接头和减振支柱节点133、134为生成约束方程的节点，对发动机的平动自由度生成约束方程[1]。采用RBE2刚性单元来模拟发动机，相关参数见表2。

表2 模型参数Table 2 Model parameters

如图5所示的发动机架系统，由固定发动机的圆环和使圆环固定到飞机机身或机翼(要以螺旋桨发动机组合的位置为转移)上的八根连杆所组成。连杆焊接到圆环上。在1、2、3、4点上连杆成对地互相焊接起来，而且每对连杆用螺钉(通常螺钉轴方向为水平)固定到隔框或桁梁上。

图5 发动机架系统简图Fig.5 The system diagram of the engine mount

本文所选系统是多次静不定的空间刚架，其准确计算比较繁复，通常首先把发动机连同圆环当作一坚固物体，然后再用这八根连杆固定到支撑面上，接着假定连杆对圆环和对支撑面都采用铰连接，使发动机架仅承受轴向力。在这种形式下，需解决的问题就变成两次静不定，因为要固定坚固物体，六根连杆就足够了。在确定连杆的“内力”后，把圆环当作是在许多支点上的闭合曲梁。支点是固定发动机的节点，而载荷则为下面所求得的连杆中的“内力”。在这种处理下，本文忽略连杆节点刚性的影响，以及圆环受连杆中“内力”作用时弹性的影响。这与更准确的计算和试验数据相比，差别表现在弯曲的附加应力的最大值发生在刚节点处，并达到30%。而对于纵向力的数值，则可由上面的近似计算导出。

在发动机支撑杆模拟单元的选取上，用两种模型进行比较：模型1为将发动机后安装支架简化成梁元，模型2为将发动机后安装支架简化成杆元。从两种模型计算结果看，两者轴应力基本相当，但是梁的复合应力(弯曲应力与轴应力迭加)与杆的轴应力相比，大约增加35%，这说明刚节点处弯曲附加应力较大，这也与文献[2]中的相符合。强度分析时，模型最终简化成杆元。

3.2.2 发动机主、辅减振器刚度及受力隔框模拟

为模拟发动机主、辅减振器刚度对发动机载荷分配的影响，将发动机主接头与减振支柱连接刚度用标量弹簧元CELAS2模拟。标量弹簧元CELAS2用于模拟结构的弹性及阻尼时，没有单元坐标系，不涉及结构的几何尺寸，用坐标成分编号 1、2、3、4、5、6中的一位数字表示弹簧的方向[3]。有限元模型中，具体模拟情况见表3。

该受力隔框为平面承力隔框，起连接前、后发动机架的作用，承受框平面内自身平衡载荷作用，模型中用杆、板单元模拟。

表3 标量弹簧元Table 3 CELAS2

3.2.3 载荷施加及模型约束

在发动机重心处(节点132)施加发动机载荷，发动机拉力和惯性载荷用force卡施加，发动机扭矩和陀螺力矩用moment卡施加。

计算模型通过在发动机支撑杆与机翼各连接节点处铰支，对模型的六个刚体位移进行约束。

4 相关计算及结果

4.1 有限元分析计算结果

有限元计算结果见表4(本表仅提供结果范围)。表中“+”号表示撑杆受拉，“–”号表示撑杆受压。

4.2 发动机安装架承载能力计算

撑杆材料：30CrMnSiA，σb=(12±1)×102MPa，σp=781 MPa。

撑杆承拉：［P］拉=σlj·A

式中：L′为撑杆有效长度， 且 L′=L/C0.5，C 为端部支持系数；ρ为剖面回转半径，且 ρ=(Imin/A)0.5=［(D2+d2)/16］0.5。

若 σlj≤σp，则撑杆临界应力为：

若 σlj＞σp， 对于根据台特迈公式，则撑杆失稳临界应力为：

对于 C=2，(L/ρ)LIN=72.854，则有：

表4 发动机安装架有限元计算结果Table 4 The finite element calculation results of the engine mount

撑杆总体失稳临界载荷：［P］压=σlj·A

计算结果如表5所示。

4.3 发动机安装架强度校核

支撑杆受拉最小剩余强度：η+=［P］拉/N+

支撑杆受压最小剩余强度：η-=［P］压/N-

计算结果如表6所示。

由表6可以看出，发动机安装架支撑杆受拉最小剩余强度η+=1.32，受压最小剩余强度η-=1.08，满足使用要求。

5 结论

在本次发动机架有限元分析中，以发动机安装节载荷计算结果中最严重的载荷强度作为计算依据，并选择对强度最不利的尺寸公差和材料机械性能下限值进行强度校核。对比发动机安装架强度有限元校核结果，某型飞机发动机架改进设计合理，改进后强度能满足使用要求，拓展了此型飞机在选择发动机重量及推力的选择范围。

表5 发动机安装架承载能力计算结果Table 5 The calculation results of carrying capacity of the engine mount

表6 发动机安装架支撑杆强度计算结果Table 6 The calculation results of the rod strength of the engine mount

[1]陈火红.新编MD Nastran有限元实例教程[M].北京：机械工业出版社，2008.

[2]利夫希茨 Я Д.飞机结构力学[M].许玉赞，黄玉珊，顾松年，译.北京：高等教育出版社，1954.

[3]罗 旭.Femap&NX Nastran基础及高级应用[M].北京：清华大学出版社，2009.

[4]飞机设计手册编辑委员会.飞机设计手册第9册[K].北京：航空工业出版社，2001.