关于某型号飞机发动机安装架强度分析探究

　　摘要：发动机安装架主要功能，即为在飞机上面安全的安装发动机，确保发动机可以正常稳定的工作于任何的飞行状态以及环境，而且把发动机工作期间产生的推力，以及螺旋桨旋转期间形成的拉力，积极转变成飞机安全飞行的有效动力。飞机结构中，重要的一个传力构件就是发动机安装架，如果出现了破坏或者失效的问题，那么就会产生严重的安全事件。本文着重的分析某型号飞机发动机安装架强度，其具备标准的应用强度要求，分析发动机安装架在使用过程中受力状态;根据受力情况和其本身材质性能，用有限元方法进行建模计算，得到发动机架在工作状态下的应力分布云图。

　　关键词：发动机安装架;强度;荷载;试验验证

　　随着我国科技的高速发展，经技术引进、自主研发等渠道，使得通用飞机设计技术也获得显著的进步。针对飞机发动机安装架强度的研究，我国主要是在军用和民航飞机领域具有较多的研究，在发动机安装架强度上，有关资料并不多见，本文拓展发动机安装架适航审定思路，分析某型号飞机发动机安装架设计要求标准，进行强度分析，同时展开试验验证。

　　一、发动机安装架结构与工艺分析

　　为了让发动机可以顺利的传递推力，本研究中的发动机安装架的结构主要就是多路传力的桁架结构。这种结构设计，可以使得在一个主要结构元件产生疲劳破坏的情况，或者是局部被显著的破坏了以后，不让整体产生严重的损伤，即灾难性后果，而且其他的结构可以进行承受飞机巡航速度期间临界限制载荷系数75%的极限静载荷系数。为结构设计情况。本发动机安装架的焊接，主要是采取30CrMo合金结构钢管材。

　　4130合金钢的主要优势就是韧性较强，而且具备高温强度，但不足的问题就是焊接性能相对较差，在焊接的位置，容易出现冷裂纹等情况。所以，为了处理此问题，需要展开焊前预热，通常需要控制200℃的预热温度为，同时在焊后需要展开热处理，温度控制在640 ℃，这样可以将氢致冷裂纹有效的消除，而且促进焊接接头拉伸强度有效提升，同时形成理想的冲击韧性。

　　二、飞机发动机安装架强度分析

　　为了对于此发动机安装架结构设计满足条款 23.305 强度和变形的情况进行验证，下面进行强度分析发动机安装架，同时落实相应的试验验证。主要目标即为对于安装架每根杆和连接件于限制与极限载荷工况中的安全裕度情况进行计算，其中，极限载荷是限制载荷的1.5倍。按照所得计算结果，找到关键的安装架部位，即安全裕度最小，同时掌握住临界载荷工况。以有限元联合工程计算的方式，进行分析发动机安装架强度，简化处理发动机安装桁架杆，也就是转化成梁单元，每根梁可以对于相应的内力(拉伸、剪切、扭转以及压缩、弯曲等)进行同时的承受。同时简化处理动力系统，转变成集中质量块，其中包括了发动机、螺旋桨以及成附件等，在动力系统重心的部位，进行第2小节计算的外载荷的加载。

　　采取有限元应力，进行计算发动机安装桁架杆工作应力的结果，也可以得到有限元梁单元内力，公式为：σx= F/A±Minty/I ;τs= VQ/Id;τts = Tint/2At。其中，σx、τs、τts分别是指：拉伸/压缩与弯曲复合应力、剪切应力、扭转应力，F、A、Mint以及y、I分别代表的是管材拉压内力、管材横截面积、管材承受弯矩、管材抗弯半径、管材截面惯性矩;V、Q、d分别代表的是管材承受剪切内力、管材截面静矩、管材直径;t为管材厚度。

　　对发动机安装架展开有限元分析强度的过程中，求解的方式就是线性求解器，需要塑形材料，强度分析期间，建立起具备精细化的模型展开模拟操作，这样无疑产生一定的时间消耗。所以，可以采取塑形修正圆环形截面梁弯曲应力的方式，将结构承载能力有效的增强，而且可以将结构质量提升。展开应力分析焊接位置时，需要用0.85这一数值乘上有关的合金钢金属材料最小极限拉伸强度值。本研究中的飞机发动机安装架结构属于桁架结构，是通过细长钢管组成，所以要对于压杆稳定性情况进行重点的分析，以有限元方法，科学的计算临界载荷，也可采取欧拉公式。

　　其中，E代表的是材料弹性模量，如果跟比例极限相比较，压杆临界应力明显较大，则弹性模量E主要是采取切线模量Et将其替代。c和L分别表示杆端约束系数、杆长。在破损安全工况展开分析强度的时候，应该进行相应的假设，即安装架某条传力路径失效，也就是拆除有限元模型中的某连接件，之后对于安装架剩余结构基于86.25%极限载荷状态中安全裕度结果进行观察。

　　三、飞机发动机安装架试验验证

　　展开科学的发动机安装架强度试验。在承力墙上面进行安装发动机安装架，发动机以模拟件替代。模拟件上需要连接动作筒，数量一共是三个，同时各个方向进行施加力矩，载荷方向跟模拟件重心产生偏离，需要严格的遵循试验载荷工况实际需求，合理的明确偏心距。

　　验证发动机安装架破损安全工况，采取将连接界面某一紧固件取消，或者是进行锯断安装架某钢管的方式，对于单个传力路径失效进行模拟，之后进行验证极限荷载情况，也就是安装架剩余传力路径上的结构对86.25%极限载荷能不能良好的承受。针对传力路径的失效情况，进行试验验证期间，应该焊接好锯断的钢管，之后将另一钢管进行锯断处理，再落实相应的模拟操作。为了维护安装架钢管焊接强度达到理想状态，可以设计钢管锯口的形状是鱼嘴的外观类型，同时保障切割面跟钢管中心轴具有30°左右的夹角。

　　飞机发动机论文投稿刊物：《航空发动机》Aeroengine(双月刊)1975年创刊，作为我国航空发动机专业创刊最早、报道内容全面翔实、技术含量和学术价值颇高的自然科学期刊在行业内外具有很高的影响和知名度，被专业权威机构指定为“航空发动机专业国内核心期刊”和“中国学术期刊综合评价数据库统计源期刊。

　　结语：

　　在本次研究中，遵循相应的适航条款标准，论述了某飞机发动机安装架结构设计、静强度验证工作思路，最终得到了以下的结论。首先，本型号飞机发动机安装架的设计结构是超静定多路传力桁架结构，运用4130薄壁耐火合金钢管焊接工艺。其次，本发动机安装架一共是具备十一组正常载荷工况，桁架钢管数量加上连接螺栓数，就是破损安全载荷工况数量。另外，本型号飞机发动机安装架静强度分析，应该重点注意的问题就是考虑到管材焊接接头强度以及螺栓连接接头强度。最后，发动机安装架静力试验验证，应该筛选正常与破损安全载荷工况，得到临界载荷工况并落实试验验证。

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　　作者简介：周毅