摘 要 本文主要介绍了某发动机架强度设计方法，并通过比较获得了一些数据和发动机架强度结论。

关键词 发动机架；强度；有限元

前言

发动机架是飞机的关键部位，其强度设计的准确性直接关系到飞机的安全问题。本文用有限元方法对某发动机架进行强度分析，并与工程方法进行比较，最后得出某发动机架强度满足设计要求的结论。

1 发动机架结构简介

某发动机架由带减震器的发动机架及带有受力隔框的受力桁架组成，受力桁架安装在机翼前梁上。发动机架由主减震器（1、1"）、撑杆1-2、1"-2"、1-3、1"-3、1-4、1"-4"、2-5、2"-5"、（3-6、3-6"、2-6、2"-6"、2-7、2"-7"、4-8、4"-8"组成。

2 有限元模型

2.1 单元简化

模型中，将发动机当作刚体考虑，用刚体元模拟。具体方法为：发动机重心处建立节点，该节点与主减震器和撑杆节点构成刚体元，用于模拟发动机。

为模拟发动机主、辅减振器刚度对发动机载荷分配的影响，将发动机主接头与减振支柱连接刚度用标量弹簧元CELAS2模拟。

发动机支撑杆模拟：

《飞机结构力学》（яд利夫希茨著）提到了星形发动机架的发动机架计算。某发动机架系统，它是由固定着发动机的圆环和使圆环固定到机身或机翼（要以螺旋桨发动机组合的位置为转移）上去的八根杆子所组成的。杆子焊接到圆环上。杆子成对地互相焊接起来，而且每对杆子用螺钉（通常螺钉轴的方向是水平的）固定到隔框或桁梁上去[1]。

系统是多次静不定的空间刚架，它的准确计算很为繁复，通常把发动机连同圆环当作是一个坚固的物体，再用这八根杆子固定到支撑面上。又假定杆子对圆环和对支撑面都是用铰连接的，因此，仅承受轴向力。在这种形式下，问题是两次静不定的，因为要固定坚固的物体，六根支杆就足够了。决定了杆子的内力后，把圆环当作是在许多支点上的闭合曲梁。支点是固定发动机的节点，而载荷则为下面所求得的杆子中的内力。在这种处理办法下，我们略去了连接支杆的节点刚性的影响，以及圆环受杆子中的内力时弹性的影响。与更准确的计算和试验的数据相比较，显示着由于弯曲的附加应力的最大数值发生在刚节点处，并达到30%。谈到纵向力的数值，它们由上面的近似计算所导出的就很准确了。由于节点刚性所引起的应力超出是被设计的和构造的安全因素所盖过了。

在发动机支撑杆模拟单元的选取上，作过两种模型进行比较，模型1为将发动机后安装支架简化成梁元（bar元），模型2为将发动机后安装支架简化成杆元（rod元），从两个模型计算结果看，两者轴应力基本相当，但是梁的复合应力（弯曲应力与轴应力叠加）与杆的轴应力相比，增加大约35%，这也说明刚节点处弯曲附加应力较大，也与《飞机结构力学》（яд利夫希茨著）相符合。强度分析时，模型最终简化成杆元（rod元）。

2.2 载荷施加

在发动机重心处（节点132）施加发动机载荷，发动机拉力和惯性载荷用force卡施加，发动机扭矩和陀螺力矩用moment卡施加。

2.3 模型约束

计算模型通过在发动机支撑杆与机翼各连接节点处铰支，对模型的六个刚体位移进行约束。

3 支撑杆承载能力计算

撑杆材料：30CrMnSiA，σb=120±10Kg/mm2， σP=78.1Kg/mm2

撑杆承拉：[P]拉=σbA

撑杆总体失稳临界应力：σlj=π2E/（L′/ρ）2

式中：L′=L/C0.5—撑杆有效长度；

C—端部支持系数；

ρ=（Imin/A）0.5=[（D2+d2）/16]0.5—剖面回转半径；

若σlj≤σP则撑杆临界应力为：

σlj=π2E/（L′/ρ）2=Cπ2E（D2+d2）/（16L2）

若σlj>σP則撑杆失稳临界应力为：

σlj=σb-（σb-σp）L/[ρ（L/ρ）LIN]

对于C=1：（L/ρ）LIN=51.516，σlj=110-2.4769L/（D2+d2）0.5

对于C=2：（L/ρ）LIN=72.854，σlj=110-1.7514L/（D2+d2）0.5

撑杆总体失稳临界载荷：[P]压=σljA

4 撑杆强度

撑杆受拉：η=[P]拉/N+=66137/49700.5=1.3

撑杆受压：η=[P]压/N-=13085/12567.3=1.04

5 结束语

将工程方法和有限元方法两种计算结果进行比较，从结果来看，有限元方法和工程方法计算结果基本一致，差别不大，说明有限元模型简化正确。从强度分析结果看，某发动机架强度满足要求。

参考文献

[1] 丁锡洪，周建功.飞机结构力学[M].北京：航空专业教材编审组，1983：19-21.