高永強(qiáng)，李善勛，黎小寶，李瓊

（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

0 引言

某低速飛機(jī)的發(fā)動機(jī)布置在機(jī)翼腹部，發(fā)動機(jī)短艙將發(fā)動機(jī)包覆在內(nèi)部，為發(fā)動機(jī)提供安裝平臺及必要的防護(hù)，該飛機(jī)與短艙在發(fā)動機(jī)的后上方連接；短艙需保障發(fā)動機(jī)在各種使用環(huán)境和飛行狀態(tài)下均能正常工作，并將發(fā)動機(jī)的推力轉(zhuǎn)換為飛機(jī)的動力，實現(xiàn)空中的推進(jìn)和轉(zhuǎn)向等操作。

1 設(shè)計要求及接口

1.1 短艙的設(shè)計要求

1)發(fā)動機(jī)固定在短艙內(nèi)，短艙應(yīng)能承受發(fā)動機(jī)的重力和推力，并能承受由此帶來的各種力矩；

2)短艙應(yīng)采用可靠的傳力方式，傳力路徑設(shè)計從發(fā)動機(jī)安裝節(jié)開始，至短艙外接接口結(jié)束，不允許其他連接在發(fā)動機(jī)上的構(gòu)件傳遞推力。

1.2 短艙的接口

該發(fā)動機(jī)與飛機(jī)的相對關(guān)系如圖1所示，發(fā)動機(jī)安裝節(jié)的分布如圖2所示，短艙與飛機(jī)的對接接口如圖3所示。

圖1 發(fā)動機(jī)與飛機(jī)的相對關(guān)系

由圖1可見，發(fā)動機(jī)相對飛機(jī)向前偏心明顯，其重心與飛機(jī)安裝接口中心的距離為L1，發(fā)動機(jī)的4個安裝節(jié)在框平面內(nèi)沿發(fā)動機(jī)軸線±30°對稱布置，飛機(jī)與發(fā)動機(jī)短艙采用12個沿周向均勻布置的螺栓連接。

圖2 發(fā)動機(jī)安裝節(jié)的分布

圖3 短艙與飛機(jī)的對接接口

1.3 短艙的載荷

該飛機(jī)為低速飛機(jī)，飛行過程中的氣動載荷不予考慮，短艙承受的主要載荷是發(fā)動機(jī)推力載荷、短艙及發(fā)動機(jī)的慣性載荷，載荷系數(shù)見表1所示。

表1 發(fā)動機(jī)短艙載荷系數(shù)

根據(jù)載荷的特點，當(dāng)發(fā)動機(jī)正向推力(X軸負(fù)向)作用時，推力引起Z軸負(fù)向的力矩M1，Y向慣性載荷引起Z軸正向的力矩My，合力矩為(My-M1)；當(dāng)發(fā)動機(jī)反向推力(X軸正向)作用時，推力引起Z軸正向的力矩M2，Y向慣性載荷仍引起Z軸正向的力矩My，合力矩為(My+M2)，因此反向推力作用時短艙的受力更嚴(yán)重。

2 短艙的結(jié)構(gòu)設(shè)計

2.1 短艙的方案設(shè)計

根據(jù)發(fā)動機(jī)短艙的功能和要求，短艙擬采用框、長桁及蒙皮組成的金屬薄壁結(jié)構(gòu)。其中，Y向、Z向集中力及X向的力矩等橫向載荷可由發(fā)動機(jī)對接框向長桁與蒙皮組成的壁板傳遞，X向集中力及Y向、Z向力矩等縱向載荷可由發(fā)動機(jī)對接框向梁、長桁等縱向構(gòu)件傳遞，最終所有載荷通過短艙與飛機(jī)的連接裝置將載荷向上傳遞，實現(xiàn)短艙的傳載功能。

短艙的結(jié)構(gòu)形式確定后，還須確定發(fā)動機(jī)與短艙及短艙與飛機(jī)的連接方式。根據(jù)發(fā)動機(jī)的接口特點，發(fā)動機(jī)與短艙可采用兩種方式連接：第1種為短艙與發(fā)動機(jī)僅在安裝節(jié)處連接，所有載荷均通過安裝節(jié)向短艙輸出；第2種與第1種相比在發(fā)動機(jī)的頭部增加了前吊掛。短艙與飛機(jī)之間也可采用兩種方式連接：第1種為集中力的形式，在飛機(jī)與短艙之間布置多根連接拉桿，優(yōu)點是連接方便、安裝通路好；第2種為分散力的形式，在短艙與飛機(jī)之間布置機(jī)加接頭采用緊固件連接，優(yōu)點是載荷分散、應(yīng)力集中較小。

短艙的初步方案：短艙與發(fā)動機(jī)除在4個安裝節(jié)處連接，還在發(fā)動機(jī)頭部設(shè)置前吊掛，由前吊掛向短艙傳遞部分Y向載荷以減小后部安裝節(jié)的輸出載荷；在飛機(jī)與短艙之間采用8根拉桿進(jìn)行連接固定，如圖4所示。

圖4 短艙初步方案

用Patran軟件建立有限元模型，蒙皮用Membrance元模擬，長桁、前吊掛及與安裝接口連接的拉桿采用Rod元模擬，框用Beam元模擬，約束8根拉桿頂部的節(jié)點，加載點取發(fā)動機(jī)重心，在前吊掛及主安裝節(jié)與發(fā)動機(jī)重心之間用MPC連接，分析模型見圖5所示。

圖5 初步方案的分析模型

進(jìn)行分析后，前吊掛及拉桿的最大內(nèi)力見圖6所示。

圖6 拉桿及前吊掛的內(nèi)力

可見，最大拉力（359604N）出現(xiàn)在靠近中間位置的拉桿上，而中間的拉桿主要用于傳遞側(cè)向載荷，受短艙尺寸的限制拉桿的數(shù)量及側(cè)向角度均無法增加，拉桿的載荷無法降低，因此采用拉桿連接的結(jié)構(gòu)方案難以實現(xiàn)，方案須改進(jìn)。

改進(jìn)方案：鑒于初步方案的缺點，在短艙與飛機(jī)之間布置機(jī)加接頭，將拉桿連接的集中力傳載改為緊固件連接的分布力傳載，如圖7所示。

有限元模型同樣采用MSC/Patran建立，接頭采用Shell元進(jìn)行模擬，其他元件與初步方案相同，如圖8所示。

用Nastran進(jìn)行分析后，主要分析結(jié)果如表2所示，接頭的支反力如圖9所示。

可見，蒙皮、長桁及框的應(yīng)力可控，均在鋁合金的強(qiáng)度極限內(nèi)，頂部接頭支反力的方向符合規(guī)律、量級合理，結(jié)構(gòu)方案基本可行。

圖7 改進(jìn)的結(jié)構(gòu)方案

圖8 改進(jìn)方案的分析模型

表2 計算結(jié)果

根據(jù)發(fā)動機(jī)的要求，短艙還須在發(fā)動機(jī)前封嚴(yán)板處設(shè)置分離面，將發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣室與頭部燃燒室的高溫區(qū)隔離開。為傳遞前吊掛的載荷，本方案中短艙在前封嚴(yán)板處保持連續(xù)，難以確保前封嚴(yán)板安裝后的氣密性，方案仍需改進(jìn)。

圖9 接頭的支反力

最終方案：在改進(jìn)方案的基礎(chǔ)上，取消與發(fā)動機(jī)連接的前吊掛，發(fā)動機(jī)與短艙僅在安裝節(jié)處連接，同時短艙在前封嚴(yán)板處分為兩段，前段結(jié)構(gòu)僅維持外形不參與承載，后段結(jié)構(gòu)為整個短艙的主承力結(jié)構(gòu)。

考慮到該飛機(jī)速度較低，對氣動外形要求不高，為方便生產(chǎn)將短艙外形設(shè)計為多邊形，后段結(jié)構(gòu)如圖10所示。

圖10 最終方案

計算分析后，主要結(jié)果見表3所示。

表3 計算結(jié)果

與前一方案相比，蒙皮、長桁及框等主要構(gòu)件的應(yīng)力變化不大，且能夠滿足發(fā)動機(jī)的安裝和維護(hù)要求，方案合理可行。

2.2 短艙的細(xì)節(jié)設(shè)計

2.2.1 發(fā)動機(jī)固定結(jié)構(gòu)

根據(jù)表1所示作用在短艙重心的載荷為X、Y、Z三個方向的力及X、Z方向的力矩，載荷全部通過發(fā)動機(jī)上對稱布置的4個安裝節(jié)輸出 （安裝節(jié)布置見圖2）。在安裝節(jié)對接處布置一個加強(qiáng)框承擔(dān)面內(nèi)載荷，并在框后布置推力梁承擔(dān)航向載荷。

加強(qiáng)框采用槽形截面，并向內(nèi)側(cè)伸出4個發(fā)動機(jī)的安裝接頭，在框前與發(fā)動機(jī)對接，如圖11所示。

因發(fā)動機(jī)安裝時，需在框前安裝減振器，而減震器厚度尺寸較大，其安裝示意如圖12所示。

偏心距較大導(dǎo)致短艙上的連接螺栓及固定底座受彎嚴(yán)重，為提高結(jié)構(gòu)的抗彎能力，框上的螺栓固定底座設(shè)計為4邊組成的盒形結(jié)構(gòu)，如圖13所示。

底座的兩個側(cè)邊與推力梁連接提供垂直框平面的航向支持，前后兩個邊在框平面內(nèi)為螺栓提供兩點支撐，螺栓的受力可簡化為雙支點外伸梁，其彎矩分布如圖14所示。

圖11 發(fā)動機(jī)對接框

圖12 減震器安裝

圖13 固定底座

圖14 螺栓的彎矩分布

與彎矩分布相對應(yīng)，螺栓設(shè)計為中間直徑大、兩側(cè)直徑小的雙錐形結(jié)構(gòu)；為防止發(fā)動機(jī)安裝時螺栓轉(zhuǎn)動，在螺栓的末端布置了四邊形擋塊，如圖15所示；裝配時，該擋塊與放置在固定底座內(nèi)的墊塊配合可有效防止螺栓轉(zhuǎn)動，如圖16所示。

圖15 發(fā)動機(jī)固定螺栓

圖16 安裝圖

該結(jié)構(gòu)不但能傳遞X、Y、Z三個方向的力還能傳遞Y、Z合力引起的偏心彎矩，可以滿足該處結(jié)構(gòu)的傳力要求。

推力梁布置在對接框后，每個安裝接頭對應(yīng)1組推力梁，用于承受垂直框平面的航向力。該梁在外側(cè)與蒙皮連接，前后分別與兩端的框腹板連接，航向載荷向蒙皮傳遞，因結(jié)構(gòu)高度導(dǎo)致的偏心距由前后框提供的剪力平衡，推力梁結(jié)構(gòu)見圖17所示，其腹板的受力平衡見圖18所示。

圖17 推力梁

圖18 推力梁的受力平衡圖

結(jié)構(gòu)形式確定后，根據(jù)主要元件的應(yīng)力水平，框及推力梁均選用LY12鋁合金材料，發(fā)動機(jī)固定螺栓采用30CrMnSiA合金鋼；之后根據(jù)材料的強(qiáng)度許用值求出與發(fā)動連接有關(guān)的參數(shù)，如框上發(fā)動機(jī)安裝接頭的零件厚度、推力梁的截面、安裝螺栓的直徑等具體參數(shù)。

2.2.2 短艙與飛機(jī)的連接結(jié)構(gòu)

根據(jù)設(shè)計方案需在飛機(jī)與短艙之間布置機(jī)加接頭，作用在短艙上的力及力矩均通過機(jī)加接頭與飛機(jī)連接的12個螺栓向上傳遞。

設(shè)計時，將該接頭向前延伸到發(fā)動機(jī)對接框、向后延伸到后端框，將Y向載荷由框直接向接頭傳遞；接頭中段外輪廓采用與對接接口相同的圓形、內(nèi)輪廓采用正六邊形，保證接頭與框在左、右方向的連接以傳遞側(cè)向載荷，同時盡量減小螺栓孔與接頭腹板的距離降低偏心，接頭如圖19所示。

圖19 接頭

該接頭非常關(guān)鍵，需要建立模型進(jìn)行細(xì)節(jié)分析。模型左、右取距頂部外形轉(zhuǎn)折150mm之間的部分，框采用Beam元模擬，長桁用Rod元模擬，接頭及蒙皮采用Shell元，取總體模型在12個螺栓孔的支反力作為細(xì)節(jié)模型的輸入，取模型左右兩側(cè)的邊緣節(jié)點進(jìn)行簡支約束，分析模型見圖20所示，分析結(jié)果見圖21所示。

圖20 細(xì)節(jié)模型

圖21 接頭的應(yīng)力云圖

接頭的最大應(yīng)力為398Mpa，采用7050T7451鋁合金可以滿足使用要求。

2.2.3 短艙的其他結(jié)構(gòu)

關(guān)鍵部位的材料和參數(shù)確定之后，根據(jù)分析結(jié)果，按照強(qiáng)度、剛度、穩(wěn)定性等方面的要求確定蒙皮、長桁、框以及連接件等其它具體參數(shù)，短艙的主承力結(jié)構(gòu)詳見圖22所示。

圖22 短艙的具體結(jié)構(gòu)

詳細(xì)設(shè)計完成后，除蒙皮的剪切穩(wěn)定性系數(shù)小于1外，其余主要參數(shù)均大于1；局部蒙皮失穩(wěn)進(jìn)入張力場后，周圍結(jié)構(gòu)可繼續(xù)承載不會影響短艙結(jié)構(gòu)的承載功能，同時部分蒙皮允許失穩(wěn)可以適當(dāng)降低結(jié)構(gòu)重量。

3 結(jié)語

從使用要求出發(fā)，提出設(shè)計方案并逐步優(yōu)化，滿足強(qiáng)度和穩(wěn)定性等要求，最終完成了整個短艙結(jié)構(gòu)設(shè)計。本文中的飛機(jī)為低速飛機(jī)，短艙沒有采用流暢的氣動外形，僅考慮了結(jié)構(gòu)的功能和成本，如短艙安裝在高速飛機(jī)上還應(yīng)對外形進(jìn)行優(yōu)化。

[1]葉天麟，周天孝.航空結(jié)構(gòu)有限元分析指南.北京：航空工業(yè)出版社,1996.

[2]王寶忠等.飛機(jī)設(shè)計手冊.第10冊.北京：航空工業(yè)出版社,2000.

[3]解思適等.飛機(jī)設(shè)計手冊.第9冊.北京：航空工業(yè)出版社,2001.