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飞机 发动机安装交点位置偏差处理方法及发动机推 力销

阅读：299发布：2020-05-11

专利汇可以提供飞机发动机安装交点位置偏差处理方法及发动机推力销专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本申请涉及一种飞机发动机安装交点位置偏差处理方法，包括：确定发动机推力销安装孔轴线的设计与实际的偏差信息；根据所述偏差信息确定发动机推力销结构，并建立所述发动机推力销结构的细节有限元模型；在所述细节有限元模型中施加载荷和边界条件获得所述发动机推力销的静力结果；根据所述静力结果确定发动机推力销的疲劳薄弱部位，以及确定所述薄弱部位的应力集中系数，根据所述应力集中系数及所述发动机推力销的应力-寿命曲线，确定所述发动机推力销是否满足疲劳强度要求。本申请的发动机安装交点位置偏差处理方法能够安全可靠的解决了飞机生产装配时的进度问题，又节约了更换飞机框段及发动机零部件的巨大经济成本，具有重大的实用价值。，下面是飞机发动机安装交点位置偏差处理方法及发动机推力销专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种飞机发动机安装交点位置偏差处理方法，其特征在于，包括
确定发动机推力销安装孔轴线的设计与实际的偏差信息；
根据所述偏差信息确定发动机推力销结构，并建立所述发动机推力销结构的细节有限元模型；
在所述细节有限元模型中施加载荷和边界条件获得所述发动机推力销的静力结果；
根据所述静力结果确定发动机推力销的疲劳薄弱部位，确定所述薄弱部位的应力集中系数，根据所述应力集中系数及所述发动机推力销的应力-寿命曲线，确定所述发动机推力销是否满足疲劳强度要求。
2.如权利要求1所述的飞机发动机安装交点位置偏差处理方法，其特征在于，所述发动机推力销安装孔轴线的设计与实际的偏差信息包括：发动机推力销安装孔轴线的设计与实际的偏差尺寸和偏差角度。
3.如权利要求1所述的飞机发动机安装交点位置偏差处理方法，其特征在于，所述细节有限元模型至少包括所述发动机推力销模型及与所述发动机推力销接触的飞机框段模型。
4.如权利要求1所述的飞机发动机安装交点位置偏差处理方法，其特征在于，建立所述细节有限元模型的软件包括ABAQUS、ANSYS和CATIA。
5.如权利要求1所述的飞机发动机安装交点位置偏差处理方法，其特征在于，所述静力结果包括最大剪应力和等效应力。
6.如权利要求1所述的飞机发动机安装交点位置偏差处理方法，其特征在于，所述应力集中系数根据真实应力与名义应力的比值得到。
7.一种用于飞机发动机安装交点位置偏差的发动机推力销，其特征在于，所述发动机推力销(1)包括安装于所述飞机推力销安装孔的第一圆柱部(11)和安装于所述发动机推力销安装孔的第二圆柱部(12)，所述第一圆柱部(11)的轴线和第二圆柱部(12)的轴线具有非共线的偏差。
8.如权利要求7所述的用于飞机发动机安装交点位置偏差的发动机推力销，其特征在于，所述第一圆柱部(11)的轴线和第二圆柱部(12)的轴线具有的偏差包括偏差距离和偏差角度。
9.如权利要求7所述的用于飞机发动机安装交点位置偏差的发动机推力销，其特征在于，所述第一圆柱部(11)和第二圆柱部(12)的过渡区域提供圆弧过渡。
10.如权利要求7至9任一所述的用于飞机发动机安装交点位置偏差的发动机推力销，其特征在于，所述第一圆柱部(11)的直径小于所述第二圆柱部(12)的直径。

说明书全文

飞机发动机安装交点位置偏差处理方法及发动机推 力销

技术领域

[0001] 本申请属于飞机技术领域，特别涉及一种飞机发动机安装交点位置偏差处理方法及发动机推力销。

背景技术

[0002] 在飞机制造及装配的全部过程中，每一道工序都可能产生制造偏离，如果制造偏离是出现在部装，甚至总装工艺过程中，报废的将是大部件，甚至是整架飞机，这样的损失，一般情况下是不可接受的，也是不可思议的。

[0003] 因此，在处理制造偏离问题时，会随着飞机制造工艺过程的进程而变得越来越艰难。在飞机生产装配及维修时，由于制造误差的累积，导致发动机安装交点位置偏差的故障时有发生，且故障发生在飞机总装调试阶段，如发动机无法安装，飞机则无法交付，造成的经济损失将十分巨大。

[0004] 鉴于上述原因，需要建立一种适用于飞机发动机安装交点位置的偏差处理方法，更高效准确的进行发动机安装交点位置偏差故障。发明内容

[0005] 本申请的目的是提供了一种飞机发动机安装交点位置偏差处理方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

[0006] 在一方面，本申请提供的技术方案是：一种飞机发动机安装交点位置偏差处理方法，包括：

[0007] 确定发动机推力销安装孔轴线的设计与实际的偏差信息；

[0008] 根据所述偏差信息确定发动机推力销结构，并建立所述发动机推力销结构的细节有限元模型；

[0009] 在所述细节有限元模型中施加载荷和边界条件获得所述发动机推力销的静力结果；

[0010] 根据所述静力结果确定发动机推力销的疲劳薄弱部位，以及确定所述薄弱部位的应力集中系数，根据所述应力集中系数及所述发动机推力销的应力-寿命曲线，确定所述发动机推力销是否满足疲劳强度要求。

[0011] 在本申请一实施方式中，所述发动机推力销安装孔轴线的设计与实际的偏差信息包括：发动机推力销安装孔轴线的设计与实际的偏差尺寸和偏差角度。

[0012] 在本申请一实施方式中，所述细节有限元模型至少包括所述发动机推力销模型及与所述发动机推力销接触的飞机框段模型。

[0013] 在本申请一实施方式中，建立所述细节有限元模型的软件包括ABAQUS、ANSYS和CATIA。

[0014] 在本申请一实施方式中，所述静力结果包括最大剪应力和等效应力。

[0015] 在本申请一实施方式中，所述应力集中系数根据真实应力与名义应力的比值得到。

[0016] 在另一方面，本申请提供的技术方案是：一种用于飞机发动机安装交点位置偏差的发动机推力销，所述发动机推力销包括安装于所述飞机推力销安装孔的第一圆柱部和安装于所述发动机推力销安装孔的第二圆柱部，所述第一圆柱部的轴线和第二圆柱部的轴线具有上述方法中所确定的偏差。

[0017] 在本申请一实施方式中，所述第一圆柱部的轴线和第二圆柱部的轴线具有的偏差包括偏差距离和偏差角度。

[0018] 在本申请一实施方式中，所述第一圆柱部和第二圆柱部的过渡区域提供圆弧过渡。

[0019] 在本申请一实施方式中，所述第一圆柱部的直径小于所述第二圆柱部的直径。

[0020] 本申请的发动机安装交点位置偏差处理方法能够安全可靠的解决了飞机生产装配时的进度问题，又节约了更换飞机框段及发动机零部件的巨大经济成本，具有重大的实用价值。附图说明

[0021] 为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

[0022] 图1为本申请的发动机安装交点位置偏差处理方法流程图。

[0023] 图2为本申请中的发动机安装交点位置偏差示意图。

[0024] 图3为本申请的发动机推力销结构示意图。

具体实施方式

[0025] 为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

[0026] 如图1所示，本申请首先提供了一种飞机发动机安装交点位置偏差处理方法，所述方法具体包括：

[0027] 第一，确定发动机安装交点位置偏差信息

[0028] 发动机安装交点位置偏差是由于制造装配过程中的累计误差引起，需要确定制造偏离状态下，发动机推力销安装孔轴线的设计值与实际制造值的相对位移和角度信息。

[0029] 例如，由于制造装配过程中的累计误差，导致飞机发动机推力销安装孔的轴线实际值相比于飞机推力销安装孔轴线的设计值沿垂向相对位移偏差L＝5mm，相对角度偏差0度，进而导致了发动机无法安装，如图2所示。

[0030] 第二，构建发动机推力销

[0031] 按照上述步骤中所确定的发动机推力销安装孔轴线的设计与实际的位移及角度偏差，设计偏心的发动机推力销结构。

[0032] 例如，正常设计状态下，推力销由直径不同的共轴线双圆柱体组成，在一实施例中，直径为44mm的圆柱体与发动机安装孔配合安装，直径为70mm的圆柱体与飞机框段搭接将推力销与发动机安装孔配合安装。制造偏离状态下，需将直径为44mm的圆柱体轴线相对直径为70mm的圆柱轴线沿上下方向偏移5mm，即可满足安装要求。

[0033] 之后，建立偏心发动机推力销的细节有限元模型，依据发动机推力销的传载特点，细节有限元模型中至少包括飞机框段模型和发动机推力销模型。其中发动机推力销模型为偏心结构，单元类型选用六面体体单元，飞机框段与偏心的发动机推力销设置接触关系。

[0034] 在本申请一些实施例中，建立细节有限元模型所用的软件可以包括但不限于ABAQUS、ANSYS和CATIA。本申请实施例中所用的软件为ANSYS。

[0035] 第三，进行静强度分析的载荷、边界条件各参数控制

[0036] 在细节有限元模型中施加载荷、边界条件等，在偏心的发动机推力销模型上施加设计载荷，在飞机框段模型上施加约束。之后，提交有限元软件进行静力分析并调试。

[0037] 通过有限元软件可以得到静力(分析)结果，从而确定发动机推力销的最大剪应力、等效应力(Von-Mises应力)，并对发动机推力销的静强度进行评估。

[0038] 例如，依据有限元软件静力分析结果，确定发动机推力销的最大剪应力300MPa、Von-Mises应力为1200MPa，通过查阅飞机设计手册，剪切应力许用值为900MPa、Von-Mises许用应力为1500MPa，依据静力分析结论，发动机推力销满足静强度要求。

[0039] 第四，进行疲劳强度评估

[0040] 依据有限元软件的静力结果确定了发动机推力销的疲劳薄弱部位，通过计算发动机推力销薄弱部位的应力集中系数，并根据不同应力集中系数下构件的S-N曲线，进行疲劳强度评估，从而确定发动机推力销时候满足疲劳强度要求，进而解决发动机安装交点位置偏差问题。

[0041] 例如，依据有限元软件的静力分析结果，直径为44mm的圆柱与直径为70mm的圆柱过渡区为发动机推力销的疲劳薄弱部位，可以在过渡区进行圆角R设置，圆角R初步设为3mm。疲劳薄弱部位的有限元计算真实应力为1200MPa，根据工程梁理论，该处的名义应力为
400MPa，因而通过真实应力与名义应力的比值获得发动机推力销的应力集中系数，计算结果为Kt＝3。通过查阅飞机设计手册中材料的S-N曲线，并考虑尺寸效应、表面粗糙度和温度的影响，对材料的S-N曲线进行修正，修正后应力比R＝0.06和Kt＝3条件下的构件疲劳极限为450MPa，发动机推力销的最大名义应力为500MPa，低于构件的疲劳极限，特制偏心发动机推力销满足疲劳强度要求，如图3所示。

[0042] 最后，根据强度分析结论和发动机试装结果，给出发动机安装交点偏差处理结论。

[0043] 发动机推力销满足静强度和疲劳强度要求，发动机试装结果满足在飞机上的安装技术要求，发动机安装交点偏差的故障处理方法合理、安全可靠。

[0044] 另外，如图3所示，本申请中还提供了一种用于飞机发动机安装交点位置偏差的发动机推力销，所述发动机推力销1包括安装于所述飞机推力销安装孔的第一圆柱部11和安装于所述发动机推力销安装孔的第二圆柱部12，所述第一圆柱部11的轴线和第二圆柱部12的轴线具有上述步骤中所确定的偏差。对于偏差，本处不在赘述。

[0045] 本申请的发动机推力销中，所述第一圆柱部11的轴线和第二圆柱部12的轴线具有的偏差包括偏差距离和偏差角度。

[0046] 本申请的发动机推力销中，所述第一圆柱部11和第二圆柱部12的过渡区域提供圆弧过渡。

[0047] 本申请的发动机推力销中，所述第一圆柱部11的直径小于所述第二圆柱部12的直径。

[0048] 以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

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