一種新型飛機(jī)的吊掛后緣設(shè)計(jì)

閆明鵬

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究部，上海201210）

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一種新型飛機(jī)的吊掛后緣設(shè)計(jì)

閆明鵬

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究部，上海201210）

摘要：新型飛機(jī)的吊掛后緣結(jié)構(gòu)主要由框、梁、蒙皮組成，遠(yuǎn)離高溫區(qū)?？蚝土翰贾迷谝粋€(gè)腔內(nèi)，便于排液和通風(fēng)，同時(shí)應(yīng)滿足強(qiáng)度、剛度、聲疲勞設(shè)計(jì)要求。

關(guān)鍵詞：吊掛；后緣；排液；聲疲勞

吊掛是飛機(jī)最重要承力結(jié)構(gòu)，承擔(dān)發(fā)動(dòng)機(jī)所有載荷，是全機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)件。吊掛直接懸掛發(fā)動(dòng)機(jī)，工作環(huán)境惡劣，每次飛行均處于強(qiáng)機(jī)械振動(dòng)、高溫、強(qiáng)聲振動(dòng)環(huán)境中[1]。吊掛后緣位于吊掛后部，介于機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口之間。它的主要功能是整流維形，一方面減少因吊掛、短艙置于機(jī)翼之下引起的擾流對(duì)機(jī)翼升力的不利影響，另一方面隔絕發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口噴出的高溫氣體、火花等，消除對(duì)吊掛后緣內(nèi)部非耐火結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)管路等的不利影響。吊掛后緣外形的設(shè)計(jì)兼顧氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)布置等因素，各方面是相互制約的。

某新型飛機(jī)吊掛后緣由發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵道直接斜拉連接到機(jī)翼上，后緣角在15~20°之間，不僅有利于減小吊掛表面分離，也有利于吊掛成型。吊掛寬度相對(duì)于傳統(tǒng)掛架增加25%，后緣收縮快，對(duì)氣動(dòng)力帶來(lái)不利影響。雖然后緣收縮可以減小摩擦阻力，但由于吊掛寬度較寬，吊掛后緣氣流急劇收縮，極容易導(dǎo)致氣流分離。同時(shí)后緣收縮過(guò)快，后緣內(nèi)部空間嚴(yán)重不足，系統(tǒng)布置、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)面臨嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。

根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)和總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求，本文將介紹某新型飛機(jī)吊掛后緣的結(jié)構(gòu)形式和設(shè)計(jì)方法。

1　設(shè)計(jì)要求

新型飛機(jī)吊掛后緣的載荷包括是自身重量和氣動(dòng)載荷，這些載荷主要依靠機(jī)翼下的接頭傳至機(jī)翼[2]。根據(jù)適航要求，參考現(xiàn)有機(jī)型，提出新型飛機(jī)吊掛后緣的設(shè)計(jì)要求如下：

（1）吊掛后緣結(jié)構(gòu)應(yīng)滿足強(qiáng)度和剛度要求，按損傷容限準(zhǔn)則設(shè)計(jì)，結(jié)構(gòu)壽命應(yīng)與飛機(jī)目標(biāo)壽命相一致；

（2）吊掛后緣結(jié)構(gòu)還應(yīng)不影響吊掛結(jié)構(gòu)的應(yīng)急斷離要求，在應(yīng)急著陸超載時(shí)，確保吊掛、短艙、發(fā)動(dòng)機(jī)脫離機(jī)體，而不會(huì)撕裂機(jī)翼整體油箱，造成燃油泄漏，引發(fā)火災(zāi)；

（3）吊掛后緣應(yīng)設(shè)計(jì)成能經(jīng)受發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴處火焰和發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴氣流產(chǎn)生的高溫；

（4）吊掛后緣材料應(yīng)考慮在高溫環(huán)境下能耐高溫和耐腐蝕（包含密封件材料）；

（5）吊掛后緣中應(yīng)有排水通路和密封措施，使水排出吊掛后緣結(jié)構(gòu)外而不進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)；

（6）吊掛后緣應(yīng)為系統(tǒng)管路或線纜提供空間通路和支持；

（7）吊掛后緣壁板上應(yīng)設(shè)置系統(tǒng)和吊掛接頭的維護(hù)口蓋；

（8）單側(cè)重量不超過(guò)25 kg.

2　載荷分析

2.1氣動(dòng)載荷

后緣的氣動(dòng)載荷主要來(lái)自機(jī)翼下表面氣流、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙繞流、發(fā)動(dòng)機(jī)外涵道低速氣流和內(nèi)涵道高速氣流，同時(shí)受飛行狀態(tài)下陣風(fēng)擾流的影響。正常飛行狀態(tài)下，經(jīng)驗(yàn)上后緣內(nèi)外壓相差3.0 psi；在諸如大角度偏航的極限工況下，左右壓差經(jīng)驗(yàn)值是2.5 psi（如圖1所示）。

圖1　氣動(dòng)載荷極限工況示意圖

2.2慣性載荷

吊掛結(jié)構(gòu)在巡航狀態(tài)下，垂直方向過(guò)載最大為8 g（g為重力加速度）（向上最大過(guò)載6g，向下最大過(guò)載8g），側(cè)向過(guò)載最大為4.2g.后緣結(jié)構(gòu)與機(jī)翼接頭的連接接頭設(shè)計(jì)與此過(guò)載一致。

3　布置方案

現(xiàn)新型飛機(jī)吊掛后緣方案布置下，后緣結(jié)構(gòu)中各接頭受力示意如圖2所示。

圖2　布置方案

主要特點(diǎn)：

（1）后緣結(jié)構(gòu)的重量和側(cè)向氣動(dòng)載荷由1框、2框、4框、5框（沿航向依次排布）處布置的接頭承受；

（2）航向載荷主要由2框處布置的結(jié)構(gòu)承受；

（3）1框下方布置角盒，提供機(jī)翼展向約束，抵消側(cè)向載荷作用在后緣上的彎矩。

4　傳力分析

氣動(dòng)吸力和壓力主要作用在與航向有一定夾角的外形曲面上，因此后緣側(cè)面受到的載荷可以分解成兩個(gè)方向，一個(gè)垂直于航向，另一個(gè)沿著航向。在垂直于航向的面內(nèi)，或與之平行的面內(nèi)，依靠接頭承剪傳遞相關(guān)氣動(dòng)載荷到機(jī)翼中實(shí)現(xiàn)平衡；在平行于航向的面內(nèi)，載荷通過(guò)側(cè)壁板傳遞給由框和梁構(gòu)成的框架，集中在2框連接的接頭上，在機(jī)翼接頭上達(dá)到力的平衡，主要載荷情況見(jiàn)圖3.

圖3　主要載荷

5　后緣結(jié)構(gòu)組成

后緣可以分為前后兩部分，其中前部分由上部結(jié)構(gòu)和下部結(jié)構(gòu)兩部分構(gòu)成（圖4所示）。

圖4　吊掛后緣主結(jié)構(gòu)組成圖

前后緣上部結(jié)構(gòu)主要由鋁合金框架結(jié)構(gòu)、碳纖維側(cè)壁板組成；下部由鈦合金框架和壁板組成。后緣由鋁合金框架和碳纖維蒙皮組成。

新型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴設(shè)計(jì)優(yōu)化了溫度區(qū)分布，后緣外形收縮較快，使該結(jié)構(gòu)底部遠(yuǎn)離高溫區(qū)，可以不進(jìn)行高溫防火設(shè)計(jì)。

該結(jié)構(gòu)主要以框、梁、蒙皮為支撐結(jié)構(gòu)，遠(yuǎn)離高溫區(qū)，框和梁布置在一個(gè)腔內(nèi)，便于排液和通風(fēng)設(shè)計(jì)，滿足強(qiáng)度、剛度設(shè)計(jì)、聲疲勞要求。傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)下部材料通常采用高溫合金或鈦合金，保證其高溫下的性能滿足要求。支撐結(jié)構(gòu)和蒙皮全部采用低溫、比強(qiáng)度高的材料，不僅大幅降低了整體結(jié)構(gòu)的重量，還降低了與機(jī)翼接頭的強(qiáng)度要求，易于剛度設(shè)計(jì)，防止聲疲勞。支撐結(jié)構(gòu)中多個(gè)框前后排布，易于定位、裝配，空間開(kāi)敞，檢修可達(dá)性強(qiáng)；上梁分成多段，連接框與上蒙皮。優(yōu)化后的上梁減低了上蒙皮懸伸量，增加剛度于拆卸、更換；下梁也分成多段，連接框與下蒙皮。下梁位置優(yōu)化后，下蒙皮尺寸和懸伸量減小。蒙皮分塊可以根據(jù)內(nèi)部重要件檢修要求，易于更換，提高了經(jīng)濟(jì)性。其中，后蒙皮和下蒙皮分別作為一個(gè)整體，連接至主結(jié)構(gòu)，易于拆卸和更換。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，有以下優(yōu)點(diǎn)：一是，整體結(jié)構(gòu)遠(yuǎn)離高溫區(qū)，框和梁布置在一個(gè)腔內(nèi)，便于排液和通風(fēng)設(shè)計(jì)；二是，支撐結(jié)構(gòu)和蒙皮全部采用低溫、比強(qiáng)度高的材料，不僅大幅降低了整體結(jié)構(gòu)的重量，還降低了與機(jī)翼接頭的強(qiáng)度要求，便于剛度設(shè)計(jì)，防止聲疲勞；三是，多個(gè)框前后排布，易于定位、裝配，空間開(kāi)敞，增強(qiáng)了檢修可達(dá)性。

參考文獻(xiàn)：

[1]章仕彪.民用運(yùn)輸機(jī)吊掛設(shè)計(jì)強(qiáng)度要求研究[J].民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，2012，（01）:37-42.

[2]孫濱，林鴻志，譚偉，等.發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛與機(jī)翼連接接頭強(qiáng)度分析與試驗(yàn)[J].航空工程進(jìn)展，2012，（03）:48-53.

中圖分類號(hào):V268.1

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1672-545X（2016）04-0092-03

收稿日期：2016-01-29

作者簡(jiǎn)介：閆明鵬（1986-），男，河南人，工程碩士，工程師，研究方向：民用飛機(jī)吊掛結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

A New Aircraft’s Pylon Afterfairing Design

YAN Ming-peng
（Shanghai Aircraft Design and Research Insititute Structure Design and Research Departement，Shanghai 201210，China）

Abstract：The new aircraft’s pylon afterfairing，which is far away from high-temperature area is assembled by frames，beams and skins.Frames and beams is lay in a cavity，which is designed for drainage and ventilation and is satisfied by strength，rigidity and acoustic fatigue’s design requirements.

Key words:pylon；afterfairing；drainage；acoustic fatigue