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(中國民航大學 航空工程學院,天津 300300)

現(xiàn)代民航客機的發(fā)動機普遍通過吊架與機翼或機身相連接,而吊架又通過吊點將發(fā)動機和機翼或機身連接在一起,并將發(fā)動機產(chǎn)生的巨大推力通過吊點傳遞給飛機,實現(xiàn)其功能[1].然而由于發(fā)動機的工作負荷巨大、環(huán)境惡劣,加之其轉(zhuǎn)動做工的工作特性以及裝配工藝的精度限制,發(fā)動機在運行過程中不可避免地會產(chǎn)生振動[2-5].一方面,振動會帶來巨大噪聲,影響旅客的乘坐舒適性;另一方面,振動會通過吊點傳遞給吊架結(jié)構,影響結(jié)構安全.國內(nèi)民機吊架相關調(diào)研表明,由振動導致的管路滲漏、局部結(jié)構損傷現(xiàn)象仍然存在.關于吊架方面的研究,薛彩軍等[6]研制了一套用于發(fā)動機吊架靜力試驗的系統(tǒng),并解決了吊架支持模擬、加載邊界模擬等關鍵技術.孫濱等[7]設計了一套發(fā)動機吊架與機翼連接接頭強度靜力試驗系統(tǒng),驗證了所建立有限元建模方法的合理性.然而,針對工程中吊架振動特性方面的研究仍相對較少,因此，對吊架結(jié)構的振動特性進行分析,提出針對性的工程減振措施具有重要意義.

1 吊架力學模型的建立

1.1 建立吊架模型

在現(xiàn)役主流民航客機中,除了采用全新設計思路的波音B787型飛機以外,其余大多數(shù)機型的吊架結(jié)構都根據(jù)選裝發(fā)動機型號的不同而有所差異.吊架結(jié)構發(fā)揮著安裝發(fā)動機、傳遞發(fā)動機載荷以及吸收振動等重要作用,為了更好地對典型發(fā)動機吊架的振動特性開展分析研究,本文選用國內(nèi)民航業(yè)最為常見的A320飛機、CFM56發(fā)動機這一飛發(fā)組合對應的吊架為建模原型,以原始吊架的結(jié)構尺寸數(shù)據(jù)為基礎,進行了適當?shù)恼{(diào)整.考慮發(fā)動機吊架在工程實際中的典型受載特點,并在保證模型與實際吊架的基本結(jié)構特點、受力特性一致的前提下,簡化模型以方便研究.通過三維建模軟件建立的吊架模型如圖1所示.

圖1 吊架簡化模型Fig.1 Simplified model of pylon

此吊架模型結(jié)構屬于經(jīng)典的盒式梁結(jié)構.它與機翼相連前、后吊點的螺栓連接方向有所不同,前吊點限制了吊架在x,z方向的自由度,而后吊點限制了吊架和y,z方向的自由度,從而完成了對吊架的固定.

1.2 模型材料屬性賦值

查閱飛機制造相關手冊,原型飛機的吊架所用材料包括鈦、不銹鋼、鋁合金以及因康鎳合金等.由于所建模型只保留了以鈦合金為主要材料的結(jié)構部件,同時也為了進一步簡化模型,這里就將鈦合金(Ti-1023)作為建模材料.該種材料的主要物理性能[8-9]如表1所示.

2 吊架模型的受力和模態(tài)分析

2.1 吊架模型的受力分析

吊架不僅要滿足飛機正常飛行條件下的受力,它還應滿足極端工況下的過載.相關資料顯示,吊架結(jié)構承受最大載荷的工況發(fā)生在飛機進行應急著陸和側(cè)移這兩種情況下.其所受載荷如表2所示,Nx,Ny,Nz分別來表示飛機航向過載、垂向過載、側(cè)向過載,其中本文所選用的發(fā)動機質(zhì)量約為2 380 kg.

表1 鈦合金(Ti-1023)材料主要物理性能Tab.1 Main physical properties of titanium alloy (Ti-1023) material

表2 2種典型危險工況下飛機的慣性載荷Tab.2 Inertial loads of aircraft under two typical dangerous conditions

利用Workbench進行上述2種典型工況下吊架的位移和應力分析,結(jié)果如圖2～圖5所示.

圖2 側(cè)移工況下的位移云圖Fig.2 Displacement nephogram under lateral moving condition

圖3 側(cè)移工況下的應力云圖Fig.3 Stress nephogram under lateral moving condition

圖4 應急著陸工況下的位移云圖Fig.4 Displacement nephogram under energency landing condition

圖5 應急著陸工況下的應力云圖Fig.5 Stress nephogram under energency landing condition

從圖2和圖4中可知,側(cè)移工況下吊架模型的變形主要為吊架懸臂梁結(jié)構在側(cè)向和垂向載荷共同作用下產(chǎn)生的側(cè)向、垂向位移以及扭轉(zhuǎn)變形;而應急著落工況下吊架模型的變形主要為吊架懸臂梁結(jié)構在航向過載作用下的產(chǎn)生的x軸和z軸正向位移.由圖3和圖5可得,在此2種工況下吊架模型整體的應力分布較為均勻.而受到吊點約束影響的部分結(jié)構雖然應力值超過Ti-1023材料最大應力值σmax,但仍遠小于它的屈服強度σs,考慮到危險工況并不出現(xiàn),所以結(jié)構是安全可靠的,因此，吊架建模符合要求.

2.2 吊架模型的振動基本方程

由彈性有限元法和機械振動的相關理論,多自由度吊架模型的振動方程可寫為

在沒有外力作用下,{F(t)}=0,即自由振動方程變?yōu)?/p>

(4)

(5)

其對應的特征方程為

(6)

式中:ω2為系統(tǒng)的固有頻率的平方;{x}為特征向量,在振動過程中表示振型,指示各個位置在不同方向振動幅值之間的比例關系,{x}不隨時間變化.

若質(zhì)量矩陣和剛度矩陣是實對稱正定矩陣,則求得的特征值數(shù)量與矩陣的階數(shù)n相等,即系統(tǒng)的n個自然頻率為ω1,ω2,…,ωn.

2.3 吊架模型的振動模態(tài)分析

根據(jù)機械動力學理論[10],對于多自由度系統(tǒng),影響系統(tǒng)振動的是低階固有頻率,而高階固有頻率對振動影響較小,因此，本文計算并提取了吊架模型的前6階頻率和振型,其計算結(jié)果如圖6及表3所示.

圖6 吊架主要低階模態(tài)振型圖Fig.6 The main low-order modal shape diagram of pylon

表3 吊架前6階固有頻率Tab.3 The previous six natural frequencies of pylon

由表3可得：隨著振型階次的增加,固有頻率增大.因為隨著階次的增加,激發(fā)高階能態(tài)的振動載荷的能量減弱,且結(jié)構在高階振動下的節(jié)點數(shù)更多,振動不容易被激發(fā).由圖6可得:吊架模型1階振型為沿y軸方向的振動;2階振型為沿z軸方向的振動;3階振型為吊架前半部分沿y軸方向產(chǎn)生的彎曲變形;4階振型為吊架后半部分沿y軸方向產(chǎn)生的彎曲變形;5階振型為吊架整體結(jié)構沿y軸方向產(chǎn)生的彎曲變形,同時吊架整體沿z軸方向產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形;6階振型為吊架前半部分沿z軸方向產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形.綜合看來,吊架振動幅值最大的部位為懸臂梁結(jié)構,其次為上、下底梁結(jié)構.

3 吊架模型的振動特性分析

3.1 吊架模型的振動位移響應分析

要進行吊架的振動響應分析,首先必須對目標系統(tǒng)的振源(即飛機發(fā)動機)在工作時的振動情況有所了解.通過查閱相關文獻資料[11],獲取了建模原型所用的CFM56發(fā)動機在各種狀態(tài)下前后吊點的實測數(shù)據(jù),如表4所示.

表4 各工況下發(fā)動機振動載荷實測參數(shù)值Tab.4 Measured parameters of engine vibration loads under different working conditions

注:VibF為前吊點(風扇機匣處)振動值;VibB為后吊點(低壓渦輪處)振動值.

以上述發(fā)動機振動參數(shù)為輸入值,施加于所建吊架模型結(jié)構的前、后發(fā)動機吊點處,取吊架模型網(wǎng)格上的關鍵節(jié)點進行動力學振動位移響應分析.所選4個關鍵特征節(jié)點編號和位置如圖7所示.

圖7 4個關鍵特征節(jié)點位置分布示意圖Fig.7 Schematic diagram of 4 typical feature nodes position distribution

通過求解計算,4個關鍵特征節(jié)點振動位移響應數(shù)據(jù)如圖8～圖10所示.

圖8 起飛工況振動位移響應示意圖Fig.8 Schematic diagram of vibration displacement response under take-off condition

圖9 巡航工況振動位移響應值示意圖Fig.9 Schematic diagram of vibration displacement response under cruise condition

圖10 空中慢車工況振動位移響應值示意圖Fig.10 Schematic diagram of vibration displacement response under flight idle condition

由圖8～圖10中數(shù)據(jù)可知:① 與機翼連接的各個特征節(jié)點振動位移量是少于與發(fā)動機連接的特征節(jié)點振動位移量的,則說明吊架結(jié)構自身已經(jīng)能夠起到一定程度上的減振效果;② 隨著激振頻率的增大,特征節(jié)點的振動響應幅值總體呈下降趨勢;③ 在發(fā)動機高、低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動頻率及其倍頻處會出現(xiàn)位移響應值突增,表現(xiàn)在曲線圖中即為曲線出現(xiàn)峰值.

3.2 吊架振動載荷主要傳遞路徑分析

通過對振動在吊架上的主要傳遞路徑進行辨識,也是了解發(fā)動機振動特性的方法之一.采用與上一小節(jié)相類似的思路,選取吊架模型網(wǎng)格中的特征節(jié)點,將發(fā)動機常規(guī)工況下振動傳遞路徑上的不同節(jié)點在特征頻率下的振動加速度分量進行對比,從而辨別出振動載荷在吊架上傳遞的主要途徑,所選整體特征節(jié)點如圖11所示.

圖11 整體特征節(jié)點分布位置示意圖Fig.11 Schematic diagram of the whole feature nodes position distribution

本節(jié)著重對巡航狀態(tài)下發(fā)動機的振動傳遞路徑進行分析.先利用ANSYS軟件進行求解,再將選取的15個特征節(jié)點的數(shù)據(jù)結(jié)果按照吊架前、中、后段3個不同區(qū)域加以分類,整理得到節(jié)點加速度載荷隨激振頻率的變化圖線,如圖12所示.

對比圖中數(shù)據(jù),2,3節(jié)點相對于4,5節(jié)點擁有更大的加速度載荷,6,7節(jié)點的加速度載荷大于8,9節(jié)點的,而11～14 4個節(jié)點加速度載荷差別不大.上述數(shù)據(jù)表明:振動從發(fā)動機吊點傳遞至機翼吊點的過程,主要沿著吊架框架的邊緣進行傳遞,但越往吊架后段這種趨勢越不明顯;而在機翼后吊點處,邊緣和中間振動載荷已經(jīng)非常接近.

此外,2節(jié)點加速度載荷值總體要高于3節(jié)點,說明發(fā)動機前吊點的振動載荷主要通過上側(cè)懸臂梁結(jié)構傳遞至吊架主體框架;但同時其兩者載荷值的差距非常巨大,故而下梁也是傳遞的重要途徑.6節(jié)點的載荷值遠小于12節(jié)點,可以推斷發(fā)動機后吊點振動載荷以向后傳遞至吊架后段的10號肋板為主要路徑.

圖12 激振頻率與吊架各特征節(jié)點加速度載荷值關系曲線Fig.12 Relationship between excitation frequency and acceleration load value of each feature node of pylon

經(jīng)過數(shù)據(jù)比對和分析,得出目標機型在巡航工況下的振動傳遞主要路徑為:① 發(fā)動機前吊點→上側(cè)懸臂梁結(jié)構→1號肋上側(cè)邊緣→機翼前吊點→機翼后吊點;② 發(fā)動機后吊點→4號肋下側(cè)邊緣→10號肋下側(cè)邊緣→機翼后吊點.具體如圖13所示.

圖13 發(fā)動機振動在吊架結(jié)構上的傳遞主路徑示意圖Fig.13 Schematic diagram of the main paths of engine vibration on the pylon structure

4 結(jié)語

本文采用了ANSYS Workbench軟件對A320&CFM56飛發(fā)組合的吊架結(jié)構進行了初步研究,對吊架實際結(jié)構進行了簡化建模、受力分析、模態(tài)分析以及振動位移響應、加速度載荷分析等工作，得到了該型吊架的主要振動特性.通過加速度載荷辨識獲取了發(fā)動機振動在該吊架上的主要傳遞路徑,為進一步對吊架減振措施的研究提供了數(shù)據(jù)基礎和新思路.

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