摘要：發(fā)動機安裝架主要功能，即為在飛機上面安全的安裝發(fā)動機，確保發(fā)動機可以正常穩(wěn)定的工作于任何的飛行狀態(tài)以及環(huán)境，而且把發(fā)動機工作期間產生的推力，以及螺旋槳旋轉期間形成的拉力，積極轉變成飛機安全飛行的有效動力。飛機結構中，重要的一個傳力構件就是發(fā)動機安裝架，如果出現了破壞或者失效的問題，那么就會產生嚴重的安全事件。本文著重的分析某型號飛機發(fā)動機安裝架強度，其具備標準的應用強度要求，分析發(fā)動機安裝架在使用過程中受力狀態(tài);根據受力情況和其本身材質性能，用有限元方法進行建模計算，得到發(fā)動機架在工作狀態(tài)下的應力分布云圖。

　　關鍵詞：發(fā)動機安裝架;強度;荷載;試驗驗證

　　隨著我國科技的高速發(fā)展，經技術引進、自主研發(fā)等渠道，使得通用飛機設計技術也獲得顯著的進步。針對飛機發(fā)動機安裝架強度的研究，我國主要是在軍用和民航飛機領域具有較多的研究，在發(fā)動機安裝架強度上，有關資料并不多見，本文拓展發(fā)動機安裝架適航審定思路，分析某型號飛機發(fā)動機安裝架設計要求標準，進行強度分析，同時展開試驗驗證。

　　一、發(fā)動機安裝架結構與工藝分析

　　為了讓發(fā)動機可以順利的傳遞推力，本研究中的發(fā)動機安裝架的結構主要就是多路傳力的桁架結構。這種結構設計，可以使得在一個主要結構元件產生疲勞破壞的情況，或者是局部被顯著的破壞了以后，不讓整體產生嚴重的損傷，即災難性后果，而且其他的結構可以進行承受飛機巡航速度期間臨界限制載荷系數75%的極限靜載荷系數。為結構設計情況。本發(fā)動機安裝架的焊接，主要是采取30CrMo合金結構鋼管材。

　　4130合金鋼的主要優(yōu)勢就是韌性較強，而且具備高溫強度，但不足的問題就是焊接性能相對較差，在焊接的位置，容易出現冷裂紋等情況。所以，為了處理此問題，需要展開焊前預熱，通常需要控制200℃的預熱溫度為，同時在焊后需要展開熱處理，溫度控制在640 ℃，這樣可以將氫致冷裂紋有效的消除，而且促進焊接接頭拉伸強度有效提升，同時形成理想的沖擊韌性。

　　二、飛機發(fā)動機安裝架強度分析

　　為了對于此發(fā)動機安裝架結構設計滿足條款 23.305 強度和變形的情況進行驗證，下面進行強度分析發(fā)動機安裝架，同時落實相應的試驗驗證。主要目標即為對于安裝架每根桿和連接件于限制與極限載荷工況中的安全裕度情況進行計算，其中，極限載荷是限制載荷的1.5倍。按照所得計算結果，找到關鍵的安裝架部位，即安全裕度最小，同時掌握住臨界載荷工況。以有限元聯合工程計算的方式，進行分析發(fā)動機安裝架強度，簡化處理發(fā)動機安裝桁架桿，也就是轉化成梁單元，每根梁可以對于相應的內力(拉伸、剪切、扭轉以及壓縮、彎曲等)進行同時的承受。同時簡化處理動力系統，轉變成集中質量塊，其中包括了發(fā)動機、螺旋槳以及成附件等，在動力系統重心的部位，進行第2小節(jié)計算的外載荷的加載。

　　采取有限元應力，進行計算發(fā)動機安裝桁架桿工作應力的結果，也可以得到有限元梁單元內力，公式為：σx= F/A±Minty/I ;τs= VQ/Id;τts = Tint/2At。其中，σx、τs、τts分別是指：拉伸/壓縮與彎曲復合應力、剪切應力、扭轉應力，F、A、Mint以及y、I分別代表的是管材拉壓內力、管材橫截面積、管材承受彎矩、管材抗彎半徑、管材截面慣性矩;V、Q、d分別代表的是管材承受剪切內力、管材截面靜矩、管材直徑;t為管材厚度。

　　對發(fā)動機安裝架展開有限元分析強度的過程中，求解的方式就是線性求解器，需要塑形材料，強度分析期間，建立起具備精細化的模型展開模擬操作，這樣無疑產生一定的時間消耗。所以，可以采取塑形修正圓環(huán)形截面梁彎曲應力的方式，將結構承載能力有效的增強，而且可以將結構質量提升。展開應力分析焊接位置時，需要用0.85這一數值乘上有關的合金鋼金屬材料最小極限拉伸強度值。本研究中的飛機發(fā)動機安裝架結構屬于桁架結構，是通過細長鋼管組成，所以要對于壓桿穩(wěn)定性情況進行重點的分析，以有限元方法，科學的計算臨界載荷，也可采取歐拉公式。

　　其中，E代表的是材料彈性模量，如果跟比例極限相比較，壓桿臨界應力明顯較大，則彈性模量E主要是采取切線模量Et將其替代。c和L分別表示桿端約束系數、桿長。在破損安全工況展開分析強度的時候，應該進行相應的假設，即安裝架某條傳力路徑失效，也就是拆除有限元模型中的某連接件，之后對于安裝架剩余結構基于86.25%極限載荷狀態(tài)中安全裕度結果進行觀察。

　　三、飛機發(fā)動機安裝架試驗驗證

　　展開科學的發(fā)動機安裝架強度試驗。在承力墻上面進行安裝發(fā)動機安裝架，發(fā)動機以模擬件替代。模擬件上需要連接動作筒，數量一共是三個，同時各個方向進行施加力矩，載荷方向跟模擬件重心產生偏離，需要嚴格的遵循試驗載荷工況實際需求，合理的明確偏心距。

　　驗證發(fā)動機安裝架破損安全工況，采取將連接界面某一緊固件取消，或者是進行鋸斷安裝架某鋼管的方式，對于單個傳力路徑失效進行模擬，之后進行驗證極限荷載情況，也就是安裝架剩余傳力路徑上的結構對86.25%極限載荷能不能良好的承受。針對傳力路徑的失效情況，進行試驗驗證期間，應該焊接好鋸斷的鋼管，之后將另一鋼管進行鋸斷處理，再落實相應的模擬操作。為了維護安裝架鋼管焊接強度達到理想狀態(tài)，可以設計鋼管鋸口的形狀是魚嘴的外觀類型，同時保障切割面跟鋼管中心軸具有30°左右的夾角。

　　飛機發(fā)動機論文投稿刊物：《航空發(fā)動機》Aeroengine(雙月刊)1975年創(chuàng)刊，作為我國航空發(fā)動機專業(yè)創(chuàng)刊最早、報道內容全面翔實、技術含量和學術價值頗高的自然科學期刊在行業(yè)內外具有很高的影響和知名度，被專業(yè)權威機構指定為“航空發(fā)動機專業(yè)國內核心期刊”和“中國學術期刊綜合評價數據庫統計源期刊。

　　結語：

　　在本次研究中，遵循相應的適航條款標準，論述了某飛機發(fā)動機安裝架結構設計、靜強度驗證工作思路，最終得到了以下的結論。首先，本型號飛機發(fā)動機安裝架的設計結構是超靜定多路傳力桁架結構，運用4130薄壁耐火合金鋼管焊接工藝。其次，本發(fā)動機安裝架一共是具備十一組正常載荷工況，桁架鋼管數量加上連接螺栓數，就是破損安全載荷工況數量。另外，本型號飛機發(fā)動機安裝架靜強度分析，應該重點注意的問題就是考慮到管材焊接接頭強度以及螺栓連接接頭強度。最后，發(fā)動機安裝架靜力試驗驗證，應該篩選正常與破損安全載荷工況，得到臨界載荷工況并落實試驗驗證。

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　　作者簡介：周毅