鞠明明 漆文凱 齊鳴瑞

（南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，江蘇南京210000）

0 引言

隨著我國(guó)飛機(jī)事業(yè)的發(fā)展，對(duì)于吊架的研究越來(lái)越深入。文獻(xiàn)[1]中，針對(duì)ERJ145飛機(jī)吊架，采用CFD數(shù)值仿真方法，分析了吊架溫度場(chǎng)引起的結(jié)構(gòu)應(yīng)力并進(jìn)行了相關(guān)試驗(yàn)驗(yàn)證。文獻(xiàn)[2]采用多學(xué)科分析方法和CFD仿真方法，分析了在跨聲速條件下懸臂梁飛機(jī)吊架受機(jī)翼、梁相互干擾引起的氣動(dòng)載荷特點(diǎn)。文獻(xiàn)[3]設(shè)計(jì)了一套吊架部段靜力試驗(yàn)系統(tǒng)，采用載荷偏移與力偶施加相結(jié)合的方法，測(cè)試了三種危險(xiǎn)工況載荷。文獻(xiàn)[4]利用ANSYS軟件建立吊架等效模型，在三種工況下分析了吊架結(jié)構(gòu)的減振特性。而對(duì)于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)說(shuō)，除了正常工作狀態(tài)的載荷外，還有風(fēng)車狀態(tài)這一特殊狀態(tài)下的載荷。文獻(xiàn)[5]論述了吊架強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求，并給出了不同載荷條件下的吊架可靠性評(píng)價(jià)方法。

本文將建立翼下吊架有限元模型，明確各個(gè)工況載荷，并建立一種吊架結(jié)構(gòu)強(qiáng)度特性研究方法，以期為吊架的設(shè)計(jì)提供一定的理論指導(dǎo)。

1 翼下吊架設(shè)計(jì)與模型建立

選取超靜定結(jié)構(gòu)形式，在UG中建立吊架的參數(shù)化實(shí)體模型，然后導(dǎo)入到Workbench中，進(jìn)行有限元網(wǎng)格的劃分，得到有限元參數(shù)化模型，如圖1所示。

圖1 翼下吊架有限元參數(shù)化模型

選取Solid185單元，節(jié)點(diǎn)個(gè)數(shù)561 591，單元個(gè)數(shù)114 679，材料為鈦合金Ti-6Al-4V，彈性模量為118 GPa，泊松比為0.31，屈服強(qiáng)度為827 MPa。其中A、C兩點(diǎn)為上接頭和下接頭，通過(guò)連桿與機(jī)翼相連；B為兩個(gè)中間接頭，直接與機(jī)翼連接；D為兩個(gè)側(cè)向接頭，通過(guò)連桿與機(jī)翼相連；G點(diǎn)為發(fā)動(dòng)機(jī)后掛點(diǎn)，包括四個(gè)抗拉螺栓和一個(gè)剪切銷；E為發(fā)動(dòng)機(jī)前掛點(diǎn)的左右兩個(gè)吊耳；F為冗余結(jié)構(gòu)掛點(diǎn)。

2 極限靜載荷強(qiáng)度分析

在Workbench軟件中，對(duì)吊架有限元模型的上接頭A、中接頭B、后接頭C的位移約束X、Y、Z三個(gè)方向上為0，繞X、Y方向角度約束為0，繞Z方向?yàn)樽杂杉s束；側(cè)接頭D的位移約束X、Y、Z三個(gè)方向上為0，繞Y、Z方向角度約束為0，繞X方向?yàn)樽杂杉s束。發(fā)動(dòng)機(jī)本身慣性力由E、G兩處共同承擔(dān)，推力由后掛點(diǎn)G處承擔(dān)。

表1為吊架極限工況載荷[3，5]，其中1g表示發(fā)動(dòng)機(jī)慣性1倍過(guò)載。本文中選取的發(fā)動(dòng)機(jī)CFM56-3B-1型號(hào)，最大推力為92.50 kN，自重2 403 kg。根據(jù)CCAR-25-R4§25.303條，對(duì)于推力載荷取1.5安全系數(shù)，極限載荷可不取安全系數(shù)。

表1 吊架極限工況載荷

在Workbench中計(jì)算以上8個(gè)正常工況組合，得到應(yīng)力和形變結(jié)果如表2所示。

表2 吊架極限工況計(jì)算結(jié)果

由表2可以得出，各工況中，最大應(yīng)力為527.6 MPa，小于材料屈服強(qiáng)度827 MPa，因此吊架是安全的。

3 動(dòng)態(tài)沖擊載荷強(qiáng)度計(jì)算與分析

以單位力沖擊載荷或單位扭矩載荷作為載荷工況邊界，作用時(shí)間[5]取0.027 s，對(duì)吊架結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度分析與計(jì)算。

根據(jù)吊架結(jié)構(gòu)屈服極限為827 MPa，結(jié)合圖2、圖3的計(jì)算結(jié)果，得出各個(gè)方向上所能承受的最大載荷，如表3所示。

圖2 單位力沖擊載荷應(yīng)力變化圖

圖3 單位扭矩載荷應(yīng)力變化圖

表3 動(dòng)態(tài)沖擊載荷工況計(jì)算結(jié)果

表3中，各個(gè)方向上能夠承受的極限載荷是不同的，其中X方向能夠承受的力極限載荷最大，表明在推力方向，吊架結(jié)構(gòu)具有很好的強(qiáng)度特性，能夠很好地傳遞發(fā)動(dòng)機(jī)的推力載荷。X方向上的扭矩極限載荷最小，這是因?yàn)榈跫艿陌l(fā)動(dòng)機(jī)前掛點(diǎn)位置的寬度小于吊架結(jié)構(gòu)的長(zhǎng)度，且對(duì)于翼吊式飛機(jī)來(lái)說(shuō)，慣性載荷大多是俯仰和轉(zhuǎn)彎慣性載荷，因此該方向上的扭矩極限載荷滿足吊架本身的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。

4 結(jié)語(yǔ)

（1）參考已有的翼下吊架結(jié)構(gòu)形式，改進(jìn)設(shè)計(jì)了一種后傳扭的超靜定式吊架結(jié)構(gòu)有限元模型，能夠更好地傳遞發(fā)動(dòng)機(jī)的載荷。

（2）在極限靜載荷和動(dòng)態(tài)沖擊載荷條件下，分析了吊架的強(qiáng)度特性，并建立了一種針對(duì)吊架結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度分析方法。

（3）發(fā)動(dòng)機(jī)載荷通過(guò)吊架傳遞到飛機(jī)機(jī)翼，最終傳遞到機(jī)身，本文方法可用于研究吊架載荷傳遞的強(qiáng)度特性，同時(shí)也對(duì)吊架本身的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)有重要的意義。

[1]OLIVEIRA G L，SANTOS L C C，TRAPP L G.Conjugate Heat Transfer Methodology for Aircraft Pylon Analysis[C]//Aiaa Applied Aerodynamics Conference，2013.

[2]OLIVEIRA G L，SANTOS L C C，TRAPP L G，et al.Conjugate Heat Transfer Methodology for Aircraft Pylon Analysis[C]//21st Applied Aerodynamics Conference，2003.

[3]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.

[4]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.

[5]章仕彪.民用運(yùn)輸機(jī)吊掛設(shè)計(jì)強(qiáng)度要求研究[J].民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，2012（1）：27-31.