田靜，邱明星，李健，呂春光，劉宇

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所，沈陽 110015）

帶推力矢量的高推比發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)技術(shù)研究

田靜，邱明星，李健，呂春光，劉宇

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所，沈陽 110015）

田靜(1972)，女，自然科學(xué)研究員，從事航空發(fā)動機(jī)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計工作。

針對第4代軍用發(fā)動機(jī)推力矢量和高推比的特性，研究前主后輔和前輔后主2種結(jié)構(gòu)形式的安裝系統(tǒng)。通過安裝系統(tǒng)的計算模型，進(jìn)行了多種工況下氣動、機(jī)動的載荷計算；并運(yùn)用U G N X高級仿真模塊對主安裝系統(tǒng)進(jìn)行有限元強(qiáng)度分析。從整機(jī)角度綜合分析載荷計算數(shù)據(jù)與強(qiáng)度計算結(jié)果，給出了2種結(jié)構(gòu)形式安裝系統(tǒng)的優(yōu)缺點。

安裝系統(tǒng)；載荷計算；強(qiáng)度分析；推力矢量；航空發(fā)動機(jī)

0 引言

針對第4代軍用發(fā)動機(jī)高推比和推力矢量的突出特點，要求發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)具有更高水平。高推比要求安裝系統(tǒng)能承受更大的載荷，需考慮在此種量級載荷下安裝系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式、剛度、強(qiáng)度及裕度等問題；采用推力矢量技術(shù)，需考慮矢量噴管在偏轉(zhuǎn)機(jī)動時產(chǎn)生較大的側(cè)向力及彎矩，對發(fā)動機(jī)內(nèi)外承力系統(tǒng)、機(jī)匣和安裝節(jié)帶來的影響。

本文從發(fā)動機(jī)設(shè)計的實際情況出發(fā)，針對4代機(jī)高推比和推力矢量的特點，在國內(nèi)已有研究[1]的基礎(chǔ)上，研究分析發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式、承力傳力框架和主輔安裝節(jié)的配置。通過2種方案安裝系統(tǒng)的載荷計算和強(qiáng)度分析，得出了發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)設(shè)計的指導(dǎo)性結(jié)論。

1 發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式

發(fā)動安裝系統(tǒng)的主要功能是保證發(fā)動機(jī)在整個飛行包線內(nèi)可靠地定心、定位，將發(fā)動機(jī)的推力和各種附加載荷通過安裝系統(tǒng)合理地傳遞給飛機(jī)，同時便于其維護(hù)、快速裝拆，滿足發(fā)動機(jī)的熱膨脹協(xié)調(diào)等。

目前，從國外現(xiàn)役戰(zhàn)斗機(jī)渦扇發(fā)動機(jī)來看，安裝系統(tǒng)主要呈現(xiàn)2種結(jié)構(gòu)形式。俄發(fā)動機(jī)主安裝節(jié)多設(shè)置在溫度低、強(qiáng)度好的中介機(jī)匣處，輔助安裝節(jié)設(shè)置在加力筒體處；歐、美發(fā)動機(jī)主安裝節(jié)多設(shè)置在后段的渦輪后機(jī)匣或者加力筒體熱端部件處，輔助安裝節(jié)則設(shè)置在前段的冷端部件處。典型機(jī)種安裝系統(tǒng)的布局方案見表1，其結(jié)構(gòu)形式如圖1所示。

前主后輔結(jié)構(gòu)形式的安裝系統(tǒng)是將主承力框架設(shè)在冷端工作區(qū)的中介機(jī)匣處，由位于水平兩側(cè)的球窩形式的主安裝節(jié)組成；輔助安裝承力框架設(shè)在熱端工作區(qū)靠近矢量噴管的加力筒體處，有3個耳片結(jié)構(gòu)的輔助安裝節(jié)組成，其中2個位于水平兩側(cè)，1個位于正上方，如圖2所示。

表1 典型機(jī)種安裝系統(tǒng)布局方案

圖1 美國第4代F119發(fā)動機(jī)主輔安裝系統(tǒng)典型結(jié)構(gòu)形式

圖2 前主后輔結(jié)構(gòu)形式的發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)

前輔后主結(jié)構(gòu)形式的安裝系統(tǒng)是將主安裝承力框架設(shè)在熱端工作區(qū)靠近矢量噴管的加力筒體處，由2個球窩形式的主安裝節(jié)組成，位于加力筒體水平兩側(cè)；輔助承力框架設(shè)在冷端工作區(qū)的中介機(jī)匣處，有3個耳片結(jié)構(gòu)的輔助安裝節(jié)組成，其中2個位于水平兩側(cè)，1個位于正上方，如圖3所示。

圖3 前輔后主結(jié)構(gòu)形式的發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)

2 安裝系統(tǒng)載荷計算

發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)作為與飛機(jī)之間的傳力、承力系統(tǒng)，要承受來自發(fā)動機(jī)自身以及飛機(jī)作用的多種載荷，如發(fā)動機(jī)的重力；發(fā)動機(jī)工作時產(chǎn)生的推力；發(fā)動機(jī)工作時產(chǎn)生的彎矩（帶推力矢量的發(fā)動機(jī)噴口偏轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的彎矩）和飛機(jī)在作各種飛行動作時，發(fā)動機(jī)整機(jī)質(zhì)量產(chǎn)生的慣性力和力矩。

2.1 載荷計算模型

針對前主后輔和前輔后主2種結(jié)構(gòu)形式的安裝系統(tǒng)，建立其受力與載荷計算模型。

前主后輔形式的安裝系統(tǒng)如圖4所示，中介機(jī)匣主安裝面左側(cè)的主安裝節(jié)①承受重力F1z和推力F1x的作用，右側(cè)的主安裝節(jié)②承受重力F2z、推力F2x和側(cè)向力F2y的作用，加力筒體輔助安裝面水平兩側(cè)的輔助安裝節(jié)③、⑤分別承受重力F3z、F5z的作用，正上方的輔助安裝節(jié)④承受側(cè)向力F4y的作用。

圖4 前主后輔結(jié)構(gòu)形式的安裝系統(tǒng)受力與載荷計算模型

前輔后主形式的安裝系統(tǒng)如圖5所示，加力筒體主安裝面左側(cè)的主安裝節(jié)①承受重力F1z和推力F1x的作用，右側(cè)的主安裝節(jié)②承受重力F2z、推力F2x和側(cè)向力F2y的作用；中介機(jī)匣輔助安裝面水平兩側(cè)的輔助安裝節(jié)③、⑤分別承受重力F3z、F5z的作用，正上方的輔助安裝節(jié)④承受側(cè)向力F4y的作用。

圖5 前輔后主結(jié)構(gòu)形式的安裝系統(tǒng)受力與載荷計算模型

2.2 載荷計算平衡方程

為實現(xiàn)安裝系統(tǒng)的基本功能要求，發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)首先要是1個靜定的系統(tǒng)，即2個安裝平面內(nèi)的主輔安裝節(jié)至少分別需承受3個方向的力和扭矩，6個約束形成1個靜定的安裝結(jié)構(gòu)方案，而在安裝系統(tǒng)的實際設(shè)計過程中，常采用超靜定的結(jié)構(gòu)方案，主要考慮超靜定的結(jié)構(gòu)在安裝系統(tǒng)出現(xiàn)問題時還能補(bǔ)充約束實現(xiàn)發(fā)動機(jī)的靜定約束。

圖4、5中2種方案發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)主輔安裝平面內(nèi)的5個主輔安裝節(jié)一共承受8個未知載荷的作用，結(jié)合靜定安裝系統(tǒng)Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz的6個約束組成空間非靜定二度力系，2種方案的二度非靜定方程如公式（1）、（2）所示。

前主后輔：

前輔后主：

由于載荷計算方程是二度非靜定方程，通過分析增加4種受力情況，建立4種條件下的前主后輔和前輔后主平衡方程，依次如下：

（1）發(fā)動機(jī)受到nx、nz、ωz、Rx載荷系數(shù)引起的外力作用時，增加補(bǔ)充方程

（2）發(fā)動機(jī)受到ny、ωz、εZ載荷系數(shù)引起的外力作用時，增加補(bǔ)充方程

（3）發(fā)動機(jī)受到Ry、εy載荷系數(shù)引起的外力作用時，增加補(bǔ)充方程

（4）發(fā)動機(jī)受到Rz載荷系數(shù)引起的外力作用時，增加補(bǔ)充方程

2.3 載荷計算結(jié)果

發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)綜合承受了機(jī)動載荷與氣動載荷，帶推力矢量的發(fā)動機(jī)，增強(qiáng)了發(fā)動機(jī)的靈活性，同時發(fā)動機(jī)的機(jī)動情況也變得更加復(fù)雜。本文主要研究7種機(jī)動情況，即質(zhì)心受到軸向過載、側(cè)向過載、垂向過載、俯仰角速度、偏航角速度、俯仰角加速度和偏航角加速度。計算了發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)各種工況組合下的最大機(jī)動載荷，計算結(jié)果見表2。

表2 不同工況下安裝節(jié)最大機(jī)動載荷分量N

在載荷計算過程中，選取機(jī)動載荷計算的狀態(tài)參數(shù)，工況下機(jī)動載荷的計算參考了某型發(fā)動機(jī)工況載荷系數(shù)（142種工況）。

3 主安裝系統(tǒng)強(qiáng)度分析

通過以上數(shù)據(jù)可以看出，發(fā)動機(jī)主安裝節(jié)承受的載荷明顯大于輔助安裝節(jié)的，并且在所有的載荷中，發(fā)動機(jī)最大載荷是其軸向的推力。本文主要對2種安裝系統(tǒng)的主安裝承力框架進(jìn)行分析。

3.1 數(shù)據(jù)信息

3.1.1 材料數(shù)據(jù)

發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)承力情況復(fù)雜，所選材料應(yīng)有較好的綜合力學(xué)性能，主要使用的是鈦合金和結(jié)構(gòu)鋼材料，主安裝系統(tǒng)的整體機(jī)匣使用TC4材料，安裝節(jié)球座和球體使用40CrNiMoA材料。

3.1.2 幾何模型數(shù)據(jù)

前主后輔結(jié)構(gòu)形式的主安裝節(jié)由整體承力機(jī)匣、球窩、球頭和螺栓組成。承力機(jī)匣為整體精鑄，并有加強(qiáng)筋加強(qiáng)連接和強(qiáng)化。

前輔后主結(jié)構(gòu)形式的主安裝節(jié)由整體承力機(jī)匣、球頭組成，其中承力機(jī)匣與球座為整體精鑄，取消了螺栓連接，同時為了加強(qiáng)承力機(jī)匣的強(qiáng)度，機(jī)匣整環(huán)設(shè)計有加強(qiáng)筋。

3.1.3 邊界條件

在實際工作中，發(fā)動機(jī)的安裝系統(tǒng)將同時承受多種力的作用，有發(fā)動機(jī)自身引起的載荷和由飛機(jī)機(jī)動飛行帶來的載荷，本文考慮飛機(jī)機(jī)動時對推力影響最大工況下的機(jī)動載荷。

主安裝節(jié)的氣動載荷主要來自發(fā)動機(jī)自身產(chǎn)生的推力，基于高推比發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)，采用高度速度特性和巡航特性下的最大狀態(tài)推力，將其與工況下的最大機(jī)動載荷迭加，得到主安裝節(jié)的實際工作載荷。

3.2 分析方法

本文應(yīng)用UG NX高級仿真強(qiáng)度分析技術(shù)進(jìn)行安裝系統(tǒng)的強(qiáng)度分析研究，實現(xiàn)CAD與CAE的同平臺集成和無縫銜接，使用UG NX高級仿真模塊對主安裝系統(tǒng)進(jìn)行有限元強(qiáng)度分析，主要分強(qiáng)度分析前處理、求解計算和后處理3個步驟，如圖6所示。

圖6 UG NX高級仿真工作流程

安裝系統(tǒng)有限元網(wǎng)格的劃分是強(qiáng)度分析的關(guān)鍵步驟，可以說在一定解算方法基礎(chǔ)上進(jìn)行有限元分析最關(guān)鍵的就是網(wǎng)格描述問題的程度和所劃分網(wǎng)格的整體質(zhì)量。

3.3 強(qiáng)度計算

在安裝系統(tǒng)載荷計算的基礎(chǔ)上，采用UG NX高級仿真功能，完成2種方案安裝系統(tǒng)單向載荷和工作載荷進(jìn)行強(qiáng)度分析，如圖7、8所示。

前主后輔計算結(jié)果：主承力框架最大變形處位于中介機(jī)匣的正上方和正下方，并且在后安裝邊處變形最為嚴(yán)重；安裝節(jié)的變形相對均勻，沒有出現(xiàn)變形過渡劇烈地現(xiàn)象；作為主承力框架的中介機(jī)匣，支板的連接處以及安裝節(jié)的螺栓固定處應(yīng)力相對集中。

前輔后主計算結(jié)果：主承力框架最大變形處同樣位于機(jī)匣的正上方和正下方，并且在后安裝邊處變形更為嚴(yán)重；安裝節(jié)球體水平兩側(cè)的變形量較大；在主承力框架水平兩側(cè)的主安裝節(jié)處應(yīng)力相對集中。

圖7 前主后輔形式主安裝承力框架總變形

圖8 前輔后主形式主安裝承力框架總變形

從載荷計算結(jié)果看，前輔后主結(jié)構(gòu)形式的安裝系統(tǒng)其安裝節(jié)總體所受的載荷要小于前主后輔，主要是受益于主安裝節(jié)靠近推力矢量換向點，同時減少了矢量力的附加彎矩。

從強(qiáng)度分析結(jié)果來看，前主后輔的主承力框架的變形量要小于前輔后主的，主要是由于前主后輔的主承力框架位于中介機(jī)匣處，其工作溫度較前輔后主低，同時整環(huán)結(jié)構(gòu)的中介機(jī)匣分為內(nèi)外環(huán)結(jié)構(gòu)并有多個支板連接，其剛度和強(qiáng)度儲備較前輔后主單加強(qiáng)形式的整環(huán)承力機(jī)匣要強(qiáng)很多。發(fā)動機(jī)承力系統(tǒng)設(shè)計方案選擇要充分考慮到上述特點。

4 結(jié)束語

綜上所述，針對帶推力矢量發(fā)動機(jī)的安裝系統(tǒng)，設(shè)計研究了前主后輔和前輔后主2種結(jié)構(gòu)形式的安裝系統(tǒng)，通過建立載荷計算模型進(jìn)行了安裝系統(tǒng)的氣動與機(jī)動載荷計算，為分析提供了數(shù)據(jù)基礎(chǔ)；同時對安裝系統(tǒng)主安裝承力框架進(jìn)行了強(qiáng)度分析，從整機(jī)角度綜合分析了2種結(jié)構(gòu)安裝系統(tǒng)的優(yōu)缺點，可供發(fā)動機(jī)承力系統(tǒng)設(shè)計方案選擇時參考。

[1]田靜.帶推力矢量的高推比發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)技術(shù)研究[D].西北工業(yè)大學(xué)，2011.

[2]李春剛.某型飛機(jī)發(fā)動機(jī)安裝架強(qiáng)度分析[J].燃?xì)鉁u輪試驗與研究，2010（2）：38-42.

[3]陳志英，張冶.航空發(fā)動機(jī)在飛機(jī)短艙內(nèi)安裝的路徑規(guī)劃研究[J].航空發(fā)動機(jī)，2004（3）：5-7.

[4]施榮明.發(fā)動機(jī)安裝結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計[J].應(yīng)用力學(xué)學(xué)報，2001（9）：11-15.

[5]Rebolo R,Arredondo P,Matesenz A.Aerodynamics design of convergent-divergent nozzles[R].AIAA-93-2574.

[6]Hunter C A.An approximate theoretical method for modeling the static thrust performance of nonaxisymmertric two-dimensional convergent-divergent nozzles[R].NASA95-23193.

Study of Installation System for High Thrust-weight Ratio Engine with Thrust Vectoring

TIAN Jing,QIU Ming-xing，LI Jian,LV Chun-guang，LIU Yu
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

Installation system with the front-primary/back-secondary and frontsecondary/back-primary for the fourth generation military engine with thrust vectoring and high thrust-weight ratio characteristics was studied.The pneumatic and maneuver loadings of two installation system were calculated at various conditions.The finite element analysis of the primary installation system strength was conducted by advanced simulation of UG NX.The loading and strength calculation show the advantages and disadvantages of two installation systems.

installation system；loading calculation；strength analysis；thrust vectoring；aeroengine

2011-07-28