帶推力矢量的高推比發(fā)動(dòng)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(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110015）

帶推力矢量的高推比發(fā)動(dòng)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(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)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(dòng)機(jī)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)工作。

針對(duì)第4代軍用發(fā)動(dòng)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(jì)算模型，進(jìn)行了多種工況下氣動(dòng)、機(jī)動(dòng)的載荷計(jì)算；并運(yùn)用U G N X高級(jí)仿真模塊對(duì)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(jì)算數(shù)據(jù)與強(qiáng)度計(jì)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(diǎn)。

安裝系統(tǒng)；載荷計(jì)算；強(qiáng)度分析；推力矢量；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

針對(duì)第4代軍用發(fā)動(dòng)機(jī)高推比和推力矢量的突出特點(diǎn)，要求發(fā)動(dòng)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(jí)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(dòng)時(shí)產(chǎn)生較大的側(cè)向力及彎矩，對(duì)發(fā)動(dòng)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(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的實(shí)際情況出發(fā)，針對(duì)4代機(jī)高推比和推力矢量的特點(diǎn)，在國(guó)內(nèi)已有研究[1]的基礎(chǔ)上，研究分析發(fā)動(dòng)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(jì)算和強(qiáng)度分析，得出了發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)的指導(dǎo)性結(jié)論。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式

發(fā)動(dòng)安裝系統(tǒng)的主要功能是保證發(fā)動(dòng)機(jī)在整個(gè)飛行包線內(nèi)可靠地定心、定位，將發(fā)動(dòng)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(shí)便于其維護(hù)、快速裝拆，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的熱膨脹協(xié)調(diào)等。

目前，從國(guó)外現(xiàn)役戰(zhàn)斗機(jī)渦扇發(fā)動(dòng)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(dòng)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(dòng)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(gè)耳片結(jié)構(gòu)的輔助安裝節(jié)組成，其中2個(gè)位于水平兩側(cè)，1個(gè)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(guó)第4代F119發(fā)動(dòng)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(dòng)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(gè)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(gè)耳片結(jié)構(gòu)的輔助安裝節(jié)組成，其中2個(gè)位于水平兩側(cè)，1個(gè)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(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)

2 安裝系統(tǒng)載荷計(jì)算

發(fā)動(dòng)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(dòng)機(jī)自身以及飛機(jī)作用的多種載荷，如發(fā)動(dòng)機(jī)的重力；發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的推力；發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的彎矩（帶推力矢量的發(fā)動(dòng)機(jī)噴口偏轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生的彎矩）和飛機(jī)在作各種飛行動(dòng)作時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)質(zhì)量產(chǎn)生的慣性力和力矩。

2.1 載荷計(jì)算模型

針對(duì)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(jì)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(jì)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(jì)算模型

2.2 載荷計(jì)算平衡方程

為實(shí)現(xiàn)安裝系統(tǒng)的基本功能要求，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)首先要是1個(gè)靜定的系統(tǒng)，即2個(gè)安裝平面內(nèi)的主輔安裝節(jié)至少分別需承受3個(gè)方向的力和扭矩，6個(gè)約束形成1個(gè)靜定的安裝結(jié)構(gòu)方案，而在安裝系統(tǒng)的實(shí)際設(shè)計(jì)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(shí)還能補(bǔ)充約束實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的靜定約束。

圖4、5中2種方案發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)主輔安裝平面內(nèi)的5個(gè)主輔安裝節(jié)一共承受8個(gè)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(gè)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(jì)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(dòng)機(jī)受到nx、nz、ωz、Rx載荷系數(shù)引起的外力作用時(shí)，增加補(bǔ)充方程

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

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

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

2.3 載荷計(jì)算結(jié)果

發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)綜合承受了機(jī)動(dòng)載荷與氣動(dòng)載荷，帶推力矢量的發(fā)動(dòng)機(jī)，增強(qiáng)了發(fā)動(dòng)機(jī)的靈活性，同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)動(dòng)情況也變得更加復(fù)雜。本文主要研究7種機(jī)動(dòng)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(jì)算了發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)各種工況組合下的最大機(jī)動(dòng)載荷，計(jì)算結(jié)果見表2。

表2 不同工況下安裝節(jié)最大機(jī)動(dòng)載荷分量N

在載荷計(jì)算過程中，選取機(jī)動(dòng)載荷計(jì)算的狀態(tài)參數(shù)，工況下機(jī)動(dòng)載荷的計(jì)算參考了某型發(fā)動(dòng)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(dòng)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(dòng)機(jī)最大載荷是其軸向的推力。本文主要對(duì)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(dòng)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(shí)為了加強(qiáng)承力機(jī)匣的強(qiáng)度，機(jī)匣整環(huán)設(shè)計(jì)有加強(qiáng)筋。

3.1.3 邊界條件

在實(shí)際工作中，發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝系統(tǒng)將同時(shí)承受多種力的作用，有發(fā)動(dòng)機(jī)自身引起的載荷和由飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行帶來的載荷，本文考慮飛機(jī)機(jī)動(dòng)時(shí)對(duì)推力影響最大工況下的機(jī)動(dòng)載荷。

主安裝節(jié)的氣動(dòng)載荷主要來自發(fā)動(dòng)機(jī)自身產(chǎn)生的推力，基于高推比發(fā)動(dòng)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(dòng)載荷迭加，得到主安裝節(jié)的實(shí)際工作載荷。

3.2 分析方法

本文應(yīng)用UG NX高級(jí)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(shí)現(xiàn)CAD與CAE的同平臺(tái)集成和無縫銜接，使用UG NX高級(jí)仿真模塊對(duì)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(jì)算和后處理3個(gè)步驟，如圖6所示。

圖6 UG NX高級(jí)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(jì)算

在安裝系統(tǒng)載荷計(jì)算的基礎(chǔ)上，采用UG NX高級(jí)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(jì)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(duì)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(duì)集中。

前輔后主計(jì)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(duì)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(jì)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(diǎn)，同時(shí)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(shí)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(gè)支板連接，其剛度和強(qiáng)度儲(chǔ)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(dòng)機(jī)承力系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案選擇要充分考慮到上述特點(diǎn)。

4 結(jié)束語

綜上所述，針對(duì)帶推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝系統(tǒng)，設(shè)計(jì)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(jì)算模型進(jìn)行了安裝系統(tǒng)的氣動(dòng)與機(jī)動(dòng)載荷計(jì)算，為分析提供了數(shù)據(jù)基礎(chǔ)；同時(shí)對(duì)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(diǎn)，可供發(fā)動(dòng)機(jī)承力系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案選擇時(shí)參考。

[1]田靜.帶推力矢量的高推比發(fā)動(dòng)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(dòng)機(jī)安裝架強(qiáng)度分析[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2010（2）：38-42.

[3]陳志英，張冶.航空發(fā)動(dòng)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(dòng)機(jī)，2004（3）：5-7.

[4]施榮明.發(fā)動(dòng)機(jī)安裝結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)[J].應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào)，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