萬雨和 林 森 談志晶

(上海飛機(jī)設(shè)計研究院，上海 201210)

0 引言

翼吊飛機(jī)的吊掛是位于發(fā)動機(jī)與機(jī)翼之間，用于懸掛發(fā)動機(jī)，將發(fā)動機(jī)推力傳遞至飛機(jī)，同時為飛機(jī)以及發(fā)動機(jī)系統(tǒng)管路提供通路的一種結(jié)構(gòu)。吊掛結(jié)構(gòu)組成一般包含主傳力盒段、吊掛前緣、吊掛整流罩及吊掛后緣等。傳力路線設(shè)計主要考慮如何將發(fā)動機(jī)內(nèi)力傳遞至機(jī)翼結(jié)構(gòu)，因此對結(jié)構(gòu)連接和傳力路線的設(shè)計分析要求主要集中在吊掛與機(jī)翼連接界面。按照與機(jī)翼的連接方式可以將吊掛分為超靜定連接與靜定連接兩種形式。本文通過有限元分析、連接截面載荷和傳力分析對兩種吊掛進(jìn)行了對比，為我國大型民用翼吊飛機(jī)吊掛的設(shè)計和研發(fā)提供參考。

目前許多科研人員已經(jīng)展開了翼吊飛機(jī)吊掛的研究，冒穎[1]通過鳥撞有限元建模和分析，提出了一種吊掛指型罩鳥撞分析方法。嚴(yán)飛[2]等人通過對比波音、空客等公司飛機(jī)吊掛結(jié)構(gòu)及其連接特點，分析了吊掛與機(jī)翼的連接方式，同時闡述了吊掛設(shè)計需考慮的諸多因素。范耀宇[3]等人通過對比國外典型機(jī)型吊掛設(shè)計方案，為我國大型民用飛機(jī)吊掛應(yīng)急斷離設(shè)計方案提出了詳細(xì)的建議。薛彩軍[4]等人對某型飛機(jī)吊掛部段進(jìn)行靜力試驗，驗證其靜強(qiáng)度、剛度是否滿足設(shè)計要求。同時獲得主要零部件關(guān)鍵點在受載時的應(yīng)力狀態(tài)。孫濱[5]等人通過分析和試驗獲得了飛機(jī)吊掛與機(jī)翼連接接頭強(qiáng)度。FANG Yuanyan[6]等開發(fā)了一種用于吊掛接口載荷測量的載荷傳感器，并分析了其靜態(tài)特征。彭森和李曉楠[7]依據(jù)適航要求、拆卸要求、互換性要求、強(qiáng)度要求、容差要求、選材等設(shè)計準(zhǔn)則研究了民用飛機(jī)安裝節(jié)的設(shè)計。徐春雨[8]通過對適航條款的研究，給出了發(fā)動機(jī)安裝節(jié)設(shè)計所需滿足的載荷要求。薛凱然[9]采用有限元分析的方法，使用Abaqus等有限元分析軟件對某型飛機(jī)發(fā)動機(jī)吊掛應(yīng)急斷離保險銷進(jìn)行了靜力分析、疲勞分析。王裕[10]等運用拓?fù)鋬?yōu)化與尺寸二級優(yōu)化的方法，研究了民機(jī)載荷工況下的連接結(jié)構(gòu)。GONG Xingyu[11]等人建立了全尺寸發(fā)動機(jī)、吊掛、機(jī)翼有限元模型。通過對不同著陸和撞擊條件的模擬，獲得了吊掛的動力響應(yīng)和分離狀態(tài)。

1 吊掛盒段與機(jī)翼連接方式

1.1 連接方式

吊掛盒段通常由壁板、框、梁以及接頭等組成。吊掛盒段與機(jī)翼連接形式分為靜定連接和超靜定連接。

以某型飛機(jī)的靜定吊掛為例，圖1所示，吊掛與機(jī)翼分別通過兩個前懸掛接頭、推力銷、后支座接頭進(jìn)行連接。其中推力銷處為插入式貼合連接，其余接頭處均通過穿過耳片的大型螺栓連接。每個接頭處均有兩個連接尺寸相同的耳片。

圖1 靜定吊掛與機(jī)翼接頭連接示意圖

以某型飛機(jī)的超靜定吊掛為例，圖2所示，吊掛與機(jī)翼分別通過上連桿、下連桿、左右中接頭及左右側(cè)向連桿進(jìn)行連接。其中每個接頭與相關(guān)連桿或接頭耳片通過大型螺栓連接。

圖2 超靜定吊掛與機(jī)翼接頭連接示意圖

1.2 傳力分析

如圖3所示，靜定吊掛傳力路徑唯一，無自由度冗余設(shè)計單一，各處連接傳遞載荷路徑清晰和大小明確。由于每處連接均有備份連接，因此出現(xiàn)某處失效后，載荷仍按原路徑傳遞。

(a) 水平方向載荷 (b) 垂直方向載荷傳力

圖4 超靜定吊掛傳力示意圖

如圖4所示，超靜定吊掛結(jié)構(gòu)載荷傳遞為多路傳遞，在傳遞垂向載荷和航向載荷時，存在冗余自由度，各接頭所傳載荷的大小與各連接處的支持剛度相關(guān)。在中接頭、上下連桿上均有載荷傳遞，其載荷大小只能通過剛度變形協(xié)調(diào)分析計算。當(dāng)出現(xiàn)一處失效后，載荷無法從該處傳遞，傳遞路徑發(fā)生變化，載荷重新分配。

2 有限元分析

2.1 有限元建模

壁板、框腹板、彎邊、接頭耳片模型均基于數(shù)模抽取中面，在中面上建模采用SHELL單元模擬，用ROD單元模擬吊掛與機(jī)翼連接連桿結(jié)構(gòu)，用CBUSH單元模擬吊掛與發(fā)動機(jī)界面的連接螺栓，在發(fā)動機(jī)重心處建立MPC多點約束單元，用于加載工況。分別建立有限元模型如圖5所示。吊掛所有材料均選用常規(guī)的鈦合金材料。有限元模型坐標(biāo)系，X方向為從前向后，Y向豎直向上，Z向垂直于XY平面向外。

(a) 靜定吊掛盒段FEM

2.2 載荷工況分析

根據(jù)民用飛機(jī)設(shè)計經(jīng)驗，發(fā)動機(jī)吊掛設(shè)計之初一般采用規(guī)定載荷進(jìn)行設(shè)計，如表1所示，主要考慮了發(fā)動機(jī)吊掛過載，部分工況疊加發(fā)動機(jī)推力。

表1 吊掛設(shè)計規(guī)定載荷

2.3 吊掛盒段與機(jī)翼接頭連接界面內(nèi)力分布

2.3.1 超靜定吊掛盒段內(nèi)力分布

針對表1中8個吊掛設(shè)計規(guī)定載荷、工況，分別提取了超靜定吊掛上連桿、側(cè)連桿、下連桿及左右中接頭處的內(nèi)力進(jìn)行對比，如表2所示。

表2 超靜定吊掛各個連接處的內(nèi)力分析(無破損)

由表2可知，當(dāng)超靜定吊掛處于無破損狀態(tài)時，8種吊掛設(shè)計規(guī)定載荷工況條件下，上連桿的內(nèi)力在工況4時達(dá)到最大值；左側(cè)連桿的內(nèi)力在工況2時達(dá)到最大值；右側(cè)連桿的內(nèi)力在工況3時達(dá)到最大值；下連桿的內(nèi)力在工況7時達(dá)到最大值；左中接頭和右中接頭的內(nèi)力在工況3時達(dá)到最大值。在8種載荷工況下，左、右側(cè)向連桿處最大界面載荷相當(dāng)，左、右中接頭處最大界面載荷相當(dāng)。

選取了上連桿、下連桿及左右中接頭四種失效工況，研究了超靜定吊掛其余位置內(nèi)力的分布狀況，如表3～表6所示，同時選取了表2～表6中上連桿、側(cè)連桿、下連桿及左右中接頭處的最大內(nèi)力Max1～Max5做了對比，如表7所示。

表3 上連桿失效后超靜定結(jié)構(gòu)不同部位的內(nèi)力分析

表4 下連桿失效后超靜定結(jié)構(gòu)不同部位的內(nèi)力分析

表5 左中接頭失效后超靜定結(jié)構(gòu)不同部位的內(nèi)力分析

表6 右中接頭失效后超靜定吊掛不同部位的內(nèi)力分析

表7 超靜定吊掛不同部位的最大內(nèi)力分析

由表7可知超靜定吊掛與機(jī)翼各連接點處破損工況下最大內(nèi)力均大于完好情況下極限載荷內(nèi)力。具體如下：

1)上連桿在破損工況下內(nèi)力相比無破損工況增加約28.4%；

2)左、右側(cè)向連桿在破損工況下內(nèi)力相比無破損工況下內(nèi)力增加約1倍；

3)下連桿在破損工況下內(nèi)力相比無破損工況下內(nèi)力增加約25%；

4)左、右中接頭在破損工況下內(nèi)力相比無破損工況下內(nèi)力分別增加34.4%和32.5%。

2.3.2 靜定吊掛構(gòu)型與機(jī)翼接頭連接處內(nèi)力分布

選取了靜定吊掛推力銷及3個關(guān)鍵位置，如圖6所示，在上述8種工況下，提取了不同位置的內(nèi)力進(jìn)行對比分析，如表8所示。

圖6 靜定結(jié)構(gòu)選取三個典型位置

表8 靜定結(jié)構(gòu)不同部位的內(nèi)力對比

由于靜定吊掛盒段傳力路徑在無破損和破損狀態(tài)下，傳力路徑不發(fā)生變化，因此當(dāng)出現(xiàn)某處破損時，載荷輸入按工況1～工況8的67%分析計算，相應(yīng)的界面內(nèi)力比無破損狀態(tài)下界面內(nèi)力一定較小。

3 吊掛盒段對比分析

為了進(jìn)一步研究兩種吊掛各自的特點，本文最后選取不同工況下盒段上不同位置的內(nèi)力變化如表9所示。

表9 兩種不同吊掛盒段不同位置的內(nèi)力

由表9可知超靜定吊掛盒段的連接處多個連接點的內(nèi)力，除側(cè)向接頭內(nèi)力相對較小外，其余接頭遠(yuǎn)大于靜定吊掛連接點的內(nèi)力。

每個接頭處最大內(nèi)力均為該處的設(shè)計載荷。因此對于局部連接，靜定吊掛設(shè)計載荷相對較小，比較容易設(shè)計連接部位相關(guān)結(jié)構(gòu)。靜定吊掛相比超靜定結(jié)構(gòu)各處結(jié)構(gòu)設(shè)計載荷非常清晰而明確，且在破損工況下，載荷傳遞路徑不發(fā)生變化，因此靜定吊掛對機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計影響較小。在破損安全工況下，超靜定結(jié)構(gòu)各處接頭傳力路徑發(fā)生變化，載荷重新分配，設(shè)計載荷相對較大，對機(jī)翼連接處設(shè)計影響較大，選取各個連接處內(nèi)力作為設(shè)計載荷，對機(jī)翼與吊掛連接處產(chǎn)生較大設(shè)計重量。

4 結(jié)論

通過以上的分析可知，靜定吊掛傳力路徑明確，且不會因為關(guān)鍵連接處出現(xiàn)破損而發(fā)生傳力路徑改變，整體載荷相對較小，對機(jī)翼相關(guān)設(shè)計影響較小。超靜定吊掛，在破損安全工況下對比，界面內(nèi)力相比無破損狀態(tài)內(nèi)力增量20%以上，同時在傳遞側(cè)向載荷工況時，由于力矩較短(靜定吊掛前后支點相比左右中接頭間距大5倍以上)造成界面內(nèi)力過大，非常不利于該處相關(guān)連接設(shè)計。因此從界面載荷角度分析，靜定吊掛相比超靜定吊掛對機(jī)翼影響更小，對飛機(jī)設(shè)計整體來說是一種更優(yōu)的方案選擇。