摘 要：文章通过分析某型号飞机发动机吊挂的结构特点，建立简化的吊挂力学模型，采用hypermesh软件进行有限元分析，对吊挂结构进行两种典型危险工况下的强度分析，观察变形及应力情况，验证结构设计的合理性。
关键词：飞机发动机吊挂；静力学分析；hypermesh
随着经济发展和科学技术的不断提高，航空业迅速发展，飞机的结构越加复杂，承受载荷越来越大。飞机吊挂作为重要的承载和连接装置，一方面将发动机的动力有效地传递给飞机，另一方面，还要承受发动机载荷，飞行过程中所产生的航向和侧向的惯性力，是全机的高温影响区和集中受力区，因结构强度导致的事故时有发生。例如：波音747飞机曾发生因吊挂构件断裂而发生发动机脱落的严重飞行事故，因此波音公司颁布一系列吊挂改装条款，对于747吊挂类似的757吊挂的连接、支撑结构进行强度加固改装，防止在设计服务寿命前出现疲劳裂纹。虽然此次改装圆满完成，但并未彻底解决强度问题，而且费时费力。所以，合理设计飞机发动机吊挂结构并对其进行各种下的静力学分析，验证其强度、刚度是否满足设计要求尤为重要[1]。
1 吊挂的有限元建模
飞机发动机吊挂材料多采用铝合金或钢，常用的结构形式主要有3种：盒式梁式结构、阻力支柱式结构和超静定式结构。本文采用盒式梁式结构，飞机发动机的上接头与飞机机翼相连接。剪切销柱孔与机翼上的剪切销相配合。下安装架的前、后安装架分别与航空发动机的前、后安装架相连[2]，盒式梁内的隔框将所承受载荷均匀地分配给吊挂。
在建立力学模型前，为保证分析的准确性，提高分析效率，需对吊挂模型进行必要简化。按照“忽略结构连接中的次要因素、忽略加工工艺中的次要特征”的原则，在建立飞机发动机吊挂的力学模型过程中，进行下述简化。
（1）忽略吊挂上蒙皮及其对应安装孔，吊挂内部的电器部件及相应安装孔。蒙皮和电器部件均不是主要受力部件，应忽略。
（2）吊挂与其他零部件因连接所需的辅助特征，可忽略不计，如螺栓连接等形成的螺纹以通孔代替[3-4]。
2 发动机吊挂的静力学分析
2.1 定义材料属性和划分网格
将建立好的吊挂模型导入到hypermesh软件中进行预处理，定义材料为7050铝合金板，弹性模量为7.2 e+04 MPa，泊松比为0.33，密度为2 810 kg/m³。
采用tetra本模型进行网格划分网格类型为四面体二阶单元，网格划分后的有限元模型如图1所示，单元数为192 714，节点数为388 173。
2.2 确定约束条件
工作过程中，吊挂前接头与机翼相连接，不受弯矩，只受Y方向约束；后接头受Y和Z方向约束；剪切销柱承受X和Z方向约束。（注：X为航向，Y为垂直方向，Z为侧向。）
2.3 施加载荷
吊挂装置所承受载荷的来源为发动机的推力及惯性力，吊挂所受载荷种类与大小因飞行状态的不同而改变。其中，吊挂装置承受载荷最大的工况是飞机的应急着陆和侧移， 将吊挂承受载荷折算到前、后安装架下表面，以集中力的方式施加。得到如表1和表2所示载荷。（力单位：kN，力矩单位：kN*mm。）
根据表1和表2所得结果，将载荷施加于前、后安装架。创建载荷步，在SPC中选择约束，在LOAD中选择载荷，进入Optistruct求解器进行求解，得到侧移和应急着陆两种工况下的位移云图和应力云图。
2 结果分析
根据有限元计算结果，在侧移工况下，得到的位移和应力云图如图2—3所示。吊挂整体变形不大，结构有侧向和滚转变形。变形最大处位移为5.414 mm，小于最大允许位移20 mm。从应力云图可知，吊挂总体应力分布较为均匀，平均应力为43.82 MPa，小于最大许用应力87.04 MPa。由于前安装架直接承受侧向力，且为悬臂梁结构，所以前安装架和底梁连接部位应力最大，为140.1 MPa，但小于材料屈服强度470 MPa。分析表明，吊挂结构在侧移工况下有足够的强度，安全可靠。
飞机应急着陆工况下的位移云图如图4所示，整体变形小。吊挂整体盒段略有垂直-航向变形，由于前后接头及剪切销柱的约束，上梁部分整体变形较小。由于前安装架所承受载荷最大，他的前端位移最大，为11.75 mm，小于最大允许位移20 mm。吊挂在应急着陆时的应力分布情况如图5所示。吊挂整体应力分布均匀，平均应力为56.06 MPa，小于许用应力87.04 MPa。前、后接头螺栓孔及剪切销柱孔部位，应力最大，达到206.9 MPa，但小于材料屈服极限470 MPa。分析表明，应急着陆工况下，吊挂安全可靠。
3 结语
通过以上对飞机发动机吊挂在两种典型危险工况下进行静力学分析，结果表明吊挂强度满足设计要求，能够保证正常的工作需求，从而验证了此吊挂结构设计的合理性。
[参考文献]
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