基于有限元仿真的飛機發(fā)動機尾噴口整流結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計研究

1、 基于有限元仿真的飛機發(fā)動機尾噴口整流結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計研究 曹婷 胡碧陽 李杰Summary：發(fā)動機尾噴口整流結(jié)構(gòu)是發(fā)動機短艙的延續(xù)，它處在發(fā)動機尾噴口的外圍，對發(fā)動機的排氣起到一定的整流作用，按照現(xiàn)有飛機的布局約束，該處結(jié)構(gòu)形成尖角區(qū)，存在嚴重的應(yīng)力集中，導(dǎo)致外場使用過程極易產(chǎn)生裂紋。本文通過對該發(fā)動機尾噴口整流結(jié)構(gòu)優(yōu)化及有限元分析，使其剛度、強度提升，應(yīng)力集中區(qū)明顯減少，降低裂紋產(chǎn)生的風(fēng)險，滿足外場飛行要求。Key：發(fā)動機尾噴口;整流結(jié)構(gòu);裂紋;有限元分析;結(jié)構(gòu)優(yōu)化0 引言此發(fā)動機短艙發(fā)動機尾噴口整流結(jié)構(gòu)的總體布局、結(jié)構(gòu)布局及形式與其它飛機無繼承性，由于受發(fā)動機影響，該部位振動較大，受力復(fù)雜，

2、根據(jù)用戶使用的故障統(tǒng)計情況反饋，已裝機件發(fā)現(xiàn)有不同程度的問題，為保證設(shè)計質(zhì)量，有必要對發(fā)動機尾噴口整流結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化，使其在滿足剛度、強度的前提下，滿足訂貨方的飛行要求。1 結(jié)構(gòu)優(yōu)化1.1 問題描述發(fā)動機尾噴口整流結(jié)構(gòu)的目的在于對發(fā)動機的排氣起到整流作用，同時對機身起到保護作用。飛行中承受發(fā)動機尾氣的高溫，且氣流復(fù)雜，振動較大。因此，主要零件材料均采用0Cr18Ni9不銹鋼。結(jié)構(gòu)形式由不銹鋼的環(huán)形框、兩個機加的支承框、以及長桁、蒙皮等組成。裝配時，環(huán)形框及蒙皮采用焊接工藝方法組裝，并用螺釘固定在發(fā)動機短艙框上，長桁、隔框與蒙皮采用鉚釘連接，與機身側(cè)壁通過角材采用螺釘連接，后端布置有加強框，采用螺

3、釘與后部整流結(jié)構(gòu)連接。根據(jù)用戶飛機使用情況反饋的數(shù)據(jù)顯示，焊縫交匯的尖角區(qū)裂紋最長達50mm，位置如圖1所示。1.2 原因分析從結(jié)構(gòu)布局分析：裂紋多發(fā)區(qū)域的結(jié)構(gòu)形式為上下各三塊蒙皮焊縫焊接為一體，兩條焊縫的交點處形成尖點。尖角區(qū)飛行時受氣動力和發(fā)動機振動的影響，產(chǎn)生了嚴重的應(yīng)力集中，加之焊縫的殘余應(yīng)力和焊接缺陷的存在，加劇了焊接結(jié)構(gòu)處出現(xiàn)疲勞破壞，產(chǎn)生撕裂。此外，由于尖角區(qū)域內(nèi)部空間狹小，工藝上無法補償支撐，剛性差，也會進一步加速裂紋產(chǎn)生。因此，綜合結(jié)構(gòu)布局分析，認為該處裂紋的產(chǎn)生主要是由于振動、應(yīng)力集中及焊縫承載力下降所導(dǎo)致。從支撐剛度角度分析：該整流結(jié)構(gòu)兩段對接處的加強框為浮框設(shè)計，即加強

4、框浮于長桁上，通過連接角片實現(xiàn)浮框與蒙皮、長桁形成的壁板結(jié)構(gòu)的傳力，剛性較差、局部支撐不足，使得浮框處易受振動的影響，整體剛性和局部加強效果都不甚理想，帶來振動加劇。1.3 結(jié)構(gòu)改進結(jié)合上述分析，將發(fā)動機尾噴口整流結(jié)構(gòu)優(yōu)化部位確定為三方面：蒙皮的結(jié)構(gòu)優(yōu)化、尖角區(qū)域結(jié)構(gòu)優(yōu)化及加強框結(jié)構(gòu)優(yōu)化。1.3.1 針對應(yīng)力集中優(yōu)化在滿足工藝能力前提下，將原結(jié)構(gòu)上下表面分塊設(shè)計的兩塊蒙皮設(shè)計為整體式蒙皮，減少多余焊縫，消除焊縫應(yīng)力的影響，降低了原始缺陷的產(chǎn)生，同時將裂紋產(chǎn)生較多的尖角區(qū)域結(jié)構(gòu)進行分塊處理，采用緊固件與周圍結(jié)構(gòu)連接，并對尖角區(qū)域采用大圓角過渡優(yōu)化，消除尖角區(qū)域的應(yīng)力集中。1.3.2 針對剛度優(yōu)化

5、將原結(jié)構(gòu)的加強框進行結(jié)構(gòu)優(yōu)化及連接優(yōu)化，使其直接與蒙皮連接，框腹板上開長桁缺口，同時增加角片用于連接浮框與長桁，使結(jié)構(gòu)在受振動影響時保證力傳遞的連續(xù)性，提升骨架結(jié)構(gòu)的整體剛性。1.4 有限元優(yōu)化分析此次優(yōu)化采用Hype Mesh軟件前處理建模，應(yīng)用Abaqus求解器進行氣動載荷分析。由于發(fā)動機振動復(fù)雜，目前無準確的振動載荷數(shù)據(jù)，此次有限元分析主要進行氣動載荷工況下的靜力分析。通過對模型網(wǎng)格劃分，考慮到發(fā)動機尾噴口整流結(jié)構(gòu)的受力特點和剛度特性，簡化時，模型中框、長桁、蒙皮等薄板件采用殼單元，鉚釘、焊接等連接件采用rbe3+cbar+rbe3方式模擬。設(shè)定邊界條件（整流結(jié)構(gòu)與機身、發(fā)動機短艙框連接

6、均是螺接，模型中將該連接區(qū)邊界條件設(shè)為固定約束）和氣動載荷（0.01648MPa，按均布載荷進行加載），對建立的有限元模型先進行了12階整體模態(tài)分析校核，確定了使用的有限元模型各零部件的連接可靠、有效。確定了有限元簡化模型的可靠性，進而按給定的邊界條件及氣動加載進行了整體的氣動載荷工況下的靜力學(xué)分析，分析結(jié)果見圖2、圖3、圖4。對于加強框下沉改進的優(yōu)化，分析結(jié)果見圖5。綜合以上分析：不銹鋼0Cr18Ni9的強度極限為b=530MPa，對于裂紋多發(fā)的尖角區(qū)域結(jié)構(gòu)優(yōu)化前后相比，應(yīng)力值從416MPa降至18MPa，裂紋部位的剩余強度系數(shù)提升了30%，裂紋多發(fā)部位的應(yīng)力集中現(xiàn)象明顯消除，比原結(jié)構(gòu)有了明顯改善;而且改進后的加強框在氣動載荷工況下變形均勻，與改進前相比加強框剛度明顯提升。2 結(jié)束語綜上所述，改進后的發(fā)動機尾噴口整流結(jié)構(gòu)在尖角區(qū)幾乎不存在應(yīng)力集中，說明優(yōu)化后較優(yōu)化前，應(yīng)力集中部位已經(jīng)極大的得到改善，強度、剛度均有一定提升，因此認為改進后的效果要遠遠優(yōu)于先前，與實際應(yīng)用效果相符。因此，此項改進對于飛行保障提供了更加穩(wěn)定的技術(shù)支持，帶來了較好的應(yīng)用前景和使用價值。Reference：1牛春勻.實用飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計M.北京：國防工業(yè)出版社，1991.