飞机发动机吊挂接头载荷标定试验装置研究及应用

蓝洲远,刘克格,赵丽娜,金 甲

(北京飞机强度研究所,北京 100083)

1 引 言

发动机吊挂接头是机翼上的重要传力部件,用于安装发动机吊挂(吊挂下方再连接发动机舱),是将发动机的重力和推力传递到机翼上的枢纽。某型运输机发动机吊挂接头分为前撑接头、主悬挂接头(包含内侧主悬挂接头和外侧主悬挂接头)、后悬挂接头、侧拉杆接头。主悬挂接头、后悬挂接头通过销轴直接连接发动机吊挂,主要受到航向、垂向两个方向的载荷,用应变电测法测量其载荷,需要进行地面载荷标定[1]。

对于飞机结构载荷标定试验,传统的做法是先将飞机固定,然后利用承重墙或者固定在地轨上的大型立柱来施加水平方向上的载荷,利用地轨或者配重来施加垂直方向的载荷。由于该型运输机发动机推力大,发动机吊挂主悬挂接头和后悬挂接头在水平方向承受很大的载荷,相应地对其进行地面标定试验时,水平方向上需要加载较大的标定载荷。在没有承重墙和承力地轨的场地上,完成主悬挂接头和后悬挂接头的地面载荷标定试验具有相当大的难度。

本文针对该型运输机发动机吊挂接头结构的布局特点、受载形式,研发了自平衡加载装置并对装置进行了强度和刚度校核,利用该装置顺利完成了发动机吊挂安装接头的载荷标定试验。

2 吊挂接头载荷测试

某运输机发动机吊挂接头结构布局如图1所示,主悬挂接头和后悬挂接头位于机翼下翼面,前撑接头位于前梁腹板上。

图1 发动机吊挂接头结构布局

载荷测试电桥布置如图2所示,主悬挂接头和后悬挂接头在飞行中承受发动机的垂向重力Fz1、Fz2和航向推力Fx1、Fx2。使用应变电测法实测主悬挂接头和后悬挂接头的载荷,在A点布置x向的载荷测试电桥,用于实测后悬挂接头的x向载荷,在B点布置z向的载荷测试电桥,用于实测后悬挂接头的z向载荷。在C点布置水平方向的载荷测试电桥,用于实测主悬挂接头的航向载荷,在D点布置竖直方向的载荷测试电桥,用于实测主悬挂接头的垂向载荷。应变测试电桥布置完成后,需要对主悬挂接头和后悬挂接头进行载荷标定试验,以建立测试电桥输出-载荷的方程,用于飞行实测。在载荷标定试验中,需要对其施加z向和x向的载荷。

图2 载荷测试电桥布置位置

3 自平衡装置设计

分析该发动机吊挂接头的布局特点和施加载荷需求,设计了借用前撑接头辅助安装、分步进行主悬挂接头和后悬挂接头载荷标定试验的自平衡装置。该试验装置与前撑接头、主悬挂接头、后悬挂接头及其所在的机翼盒段组成一个系统,标定载荷与约束载荷均为该系统内力,故为自平衡装置。该装置实现了在条件有限的外场试验场地中对主悬挂、后悬挂进行航向大载荷加载标定,提高了试验的安全性。该装置既可以利用前撑接头和后悬挂接头进行约束,对主悬挂接头进行加载标定试验(其原理如图3所示),又可以利用前撑接头和主悬挂接头进行约束,对后悬挂接头进行加载标定试验(其原理如图4所示)。

图3 主悬挂接头加载标定原理

自平衡试验装置与发动机吊挂接头的安装连接如图5所示。

自平衡试验装置由F形结构件和二力杆加载/约束组件构成。二力杆加载/约束组件如图6所示,控制组件的伸缩可以实现对吊挂接头加载。二力杆加载/约束组件上安装载荷传感器,每个发动机吊挂接头z、x方向的载荷均可控。

图6 二力杆加载/约束组件

4 有限元分析与应用

4.1 装置有限元模型

自平衡装置有限元模型建模时,为了提高网格划分及计算效率,省略了加强筋和零件倒角。二力杆加载/约束组件等效为一个两头带接头的圆杆,取二力杆加载/约束组件横截面最小的一段的直径等效为圆杆的直径。装置中由方管焊接的F形结构件材料为Q345a,弹性模量为206GPa,泊松比为0.28,密度为7850kg/m3。二力杆加载/约束组件的等效件材料为45号钢,弹性模量为209GPa,泊松比为0.27,密度为7890kg/m3。自平衡装置有限元网格模型如图7所示。

(a)后悬挂标定时装置有限元模型

4.2 边界条件设置

(1)后悬挂接头载荷标定时,将后悬挂接头的加载/约束组件去除,对连接前撑接头、内(外)主悬挂接头的加载/约束组件的销孔进行铰链约束(即保留安装孔的转动自由度)。

(2)主悬挂接头标定时,将内(外)主悬挂接头的加载/约束组件去除,对连接前撑接头、后悬挂接头的加载/约束组件的销孔进行铰链约束。

4.3 载荷施加

4.3.1 后悬挂接头

选取后悬挂接头载荷标定试验中的最大载荷工况。

(1)对装置添加-z方向的惯性载荷;

(2)在后悬挂接头的x向加载/约束组件连接自平衡装置的安装孔上施加x向载荷27000N,在后悬挂接头的z向加载/约束组件连接自平衡装置的安装孔上施加z向载荷-10000N。

4.3.2 主悬挂接头

选取主悬挂接头载荷标定试验中的最大载荷工况。

(1)对装置添加-z方向的惯性载荷;

(2)在内侧和外侧主悬挂接头的x向加载/约束组件连接自平衡装置的两个安装孔上同时施加x向载荷18000N;在内(外)主悬挂接头的z向加载/约束组件连接自平衡装置的两个安装孔上同时施加z向载荷-14000N。

4.4 有限元计算结果

分别对后悬挂接头、主悬挂接头载荷标定最大载荷工况时的有限元模型进行分析计算,有限元计算结果如图8所示。该自平衡试验装置在后悬挂接头标定时产生最大应力,最大应力为82.33MPa。结果表明,该试验装置安全系数满足要求。该自平衡试验装置在主悬挂接头标定时产生最大位移,最大位移为6.06mm。经检查,加载点处垂直于加载力线的位移均小于1mm,表明该装置在试验中的变形不会影响加载的准确性。

(a)后悬挂接头标定最大应力

4.5 装置应用

经过结构设计和仿真分析,选择合适的材料生产加工出了自平衡装置,使用该装置顺利完成了某型号飞机发动机吊挂主悬挂接头、后悬挂接头外场载荷标定试验,图9为使用该装置进行试验的现场。

图9 吊挂接头载荷标定试验现场

发动机吊挂标定试验结果如图10所示,采用吊挂接头载荷标定试验自平衡装置对吊挂主悬挂接头、后悬挂接头z向、x向载荷测试电桥进行加载标定,试验得到的载荷-应变码值结果线性、重复性均良好,满足试验需求。

(a)内侧主悬挂z向载荷-应变码值关系

5 结束语

通过研究发动机吊挂安装接头的布局,设计了主悬挂接头、后悬挂接头的载荷标定试验自平衡装置。对该自平衡装置进行有限元分析计算的结果表明,装置强度和刚度满足试验需求。主悬挂接头、后悬挂接头载荷标定试验的顺利实施表明,在飞机结构外场试验中,利用飞机自身的布局特点设计自平衡装置,可以保障试验安全、高效进行,为类似的飞机结构载荷试验提供了借鉴。