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某型冲压空气涡轮机上挂点刚度和强度设计研究

发表时间：2021/6/22 来源：《基层建设》2021年第6期作者：胡佳林王健

[导读] 摘要：冲压空气涡轮系统（Ram Air Turbine，简称RAT系统）是飞机上的应急动力系统。

        中航西飞民用飞机有限责任公司陕西省西安市 710089
        摘要：冲压空气涡轮系统（Ram Air Turbine，简称RAT系统）是飞机上的应急动力系统。如何设计机上挂点刚度和强度，是飞机与RAT系统匹配设计中需要重点研究的课题。本文采用数值仿真的方法对某型冲压空气涡轮的机上挂点刚度和强度进行分析，提出了一种确定机上挂点刚度的设计方法，并给出了机上挂点强度的计算流程，希望能为以后型号的设计提供参考。
        关键词：冲压空气涡轮；机上挂点；刚度和强度；数值仿真
        Research on Rigidity and Strength of Ram Air Turbine on Aircraft Structure
        Hu Jialin，Wang Jian
        （AVIC XCAC，Xi’an，710089，China）
        Abstract：
        Key words：
        引言
        RAT系统作为飞机的应急动力系统，它是在飞机失去主动力和辅助动力的紧急情况下，利用飞机滑行速度，吸收相对气流的冲压能量，通过涡轮和调速装置转变为一定范围转速的机械能，驱动液压泵和（或）发电机向飞机提供应急液压能、电能。如何设计机上挂点刚度和强度，是飞机与RAT系统匹配设计中需要重点研究的课题。相关研究的突破可以保证RAT系统在飞机全包线范围内都能有效工作，达到设计预期的工况，是RAT系统研制中具有重要意义的研究课题。
        1 机上连接形式说明
        作为应急动力使用的RAT系统，其在飞机上通常有两种状态，其一是在飞机正常飞行时，RAT处于回收状态由飞机上挂点保持回收锁定；其二是在飞机应急状态，RAT接受指令展开由飞机挂点保持展开锁定。因此，无论哪种状态，RAT系统都需要通过机上挂点将自身承受的载荷传递到飞机框架结构上。同时，飞机挂点也会将飞机的振动传递到RAT系统上。因此合理设计飞机与RAT系统连接的接口，不仅要考虑RAT系统实际的工作需求，同时要考虑飞机结构的减重要求。
        典型的飞机与RAT系统连接接口形式包括两种，示例如下。

图1 飞机与RAT系统连接接口形式一
形式一中RAT与收放作动筒相互独立，收放作动筒与飞机上一个挂点连接，RAT与飞机上两个挂点连接。

        图2 飞机与RAT系统连接接口形式二
        形式二中RAT系统采用框架式设计，RAT和收放作动筒通过框架固定后整体连接到飞机挂点上。
        本文研究的对象，是采用形式一的设计，下面将针对形式一的机上挂点刚度和强度设计过程给出说明。
        2 机上挂点刚度设计
        实际飞机上RAT舱的空间设计是受到严格控制的，根据相关标准要求，RAT与飞机上周边结构的间隙要求按运动-静止部件1英寸，运动-运动部件2英寸。另外，为了保证RAT功率提取的效率，RAT展开到位后与周边结构的间隙也不能小于2英寸；为了保证飞机RAT舱处蒙皮流场，RAT回收状态下在飞机全包线范围内都不能因振动、加速度、气动力等载荷而导致RAT舱门张开。其计算过程中的载荷工况十分复杂。
        而机上挂点设计如何才能保证上述要求的同时满足，还要综合考虑制造公差、装配控制、多自由度运动关系、模态分析等。目前，国内在相关领域的研究很少。
        某型冲压空气涡轮是国内首个正向开展机上挂点刚度设计的RAT产品，通过综合分析RAT全包线使用工况和飞机结构减重要求，提出了机上挂点设计方法。具体实施过程如下：

        图3 数值分析流程
        通过分析可知，到支撑刚度不足时，会导致结构应力值增大。因此，计算过程中首先开展刚度计算，在进行强度校核。
        刚度计算时，需要分别针对RAT回收状态和展开状态下不同载荷工况下的最严苛变形情况进行计算，最终形成六个方向最小所需刚度值，汇总形成的刚度矩阵作为设计的最终要求。
        对于回收状态，通过分析可知，RAT上下方向所受载荷最为严酷，且允许的最大变形最小，因此作为刚度计算的校核点。
        首先，由飞机确定收起状态下的过载值、刚度安全系数和上下方向以及舱门铰链点最大允许变形位移。
        然后，根据系统的设计布局，建立刚度三角形。

图4 系统布局设计

        图5 建立刚度三角形
        通过数值分析得到刚度三角形因静强度导致的变形位移，再用最大允许变形位移减去该值，得到因刚度导致的最大允许变形位移。通过刚度三角形将允许的变形位移分配到三个挂点上。
        通过分析该工况下系统的载荷分布，并通过力矩平衡将载荷分配到三个挂点上。
        根据各挂点载荷分配情况和允许变形位移，计算出各挂点上的最小刚度值要求。
        对于展开冲击过程和展开到位锁定状态，采用上述同样的方法进行刚度计算。需要飞机明确舱门铰链点允许变形位移和RAT旋转轴线允许偏转的角度。
        最终计算得到的刚度值，要用于校核系统的强度、振动位移以及模态分析，保证系统不会发生颤振、也不会发生结构应力超大。

图6 设计刚度值下的强度、振动和模态校核
最终设计的刚度矩阵如下：

        图7 刚度矩阵
        3 机上挂点强度设计
        在飞机挂点刚度设计确认后，需要开展飞机挂点强度校核，保证在飞机全包线范围内，挂点均能承受RAT系统传递的载荷。
        首先，需要飞机明确需要校核的飞机飞行工况，包括飞行高度、速度、姿态、舱门打开角度、舱门连杆载荷以及过载力。根据飞行工况计算RAT自身所受气动载荷。
        将不同工况下载荷进行叠加，计算出RAT系统传递到机上挂点的载荷工况，以此作为挂点强度设计依据。
        最后，通过力矩平衡计算得到各挂点不同方向上的力。
        4 结论
        本文采用数值模拟的方法详细地说明了冲压空气涡轮机上挂点刚度和强度设计过程，在国内属于首次提出相关设计方法，对飞机和RAT系统接口匹配性设计具有较强的指导意义。
        本文缺少对试验验证方面的研究，希望本文的思想能够在今后的设计过程中得到应用和不断完善。
        参考文献：
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        作者简介：
        胡佳林（1985-），男，陕西富平人，工程师，主要研究方向为飞机电源系统设计研发。
        通讯地址：陕西省西安市蓝天路88号，邮编710089。