下载文档原格式
CESSNA 172R型飞机故障分析作者：齐荣林来源：《科学与信息化》2018年第21期摘要目前，CESSNA 172R型飞机是国内飞行员培训学校的主流初教机机型。
以某飞行学院为例，CESSNA 172R型飞机一年的训练量超过20万飞行小时，该型飞机在国内飞行员培训领域起着重要作用。
对CESSNA 172R型飞机各类故障的研究一直是通用航空领域研究的主要课题。
飞机电源系统工作正常与否直接关系到飞行安全，本课题主要从飞机的充电电流入手，研究电源系统中充电电流指示异常带来的安全隐患，并提供相关的维护建议。
关键词 172R型飞机；电流指示；故障分析；维护建议前言本课题统计了某飞行学院训练分院近几年发生的发电机工作正常时飞机电流指示长时间为负值的故障现象。
从故障现象和排除故障的方法入手，结合飞机电源系统原理，分析引起主电瓶电流/备用电瓶电流长时间为负的原因，得出相关的故障排除方法，并提出一些维护建议，为排除电流长时间为负的故障提供帮助，从而改进CESSNA 172R型飞机电源系统的维护工作。
1 故障现象描述以下主电瓶/备用电瓶电流指示故障统计于某飞行学院下属一个训练分院近几年部分具有代表性的故障。
2014年3月5日，机组反应B-9254飞机主电瓶电流长时间显示为负值，更换GEA71，地面试车，故障现象消失。
2014年3月6日，机组反应B-9254飞机主电瓶长时间放电，更换ACU（发电机控制组件），地面试车，故障现象消失。
2014年1月12日，机组反应B-9255飞机备用电瓶电流长时间指示为负值，清洁GEA71插头，通电检查，故障现象消失。
2015年5月7日，机组反应B-9259飞机M电流长时间放电超过40A，清洁电流传感器插头，通电检查，故障现象消失。
2016年6月30日，机组反应B-9252飞机M电流持续警告，清洁GEA71插头，通电检查，故障现象消失。
2016年4月10日，机组反应B-9260飞机主电瓶电流长时间为-1.5A，对主电瓶电流进行校准，电流指示正常。
关于CESSNA172R 飞机襟翼系统故障的分析本文从网络收集而来，上传到平台为了帮到更多的人，如果您需要使用本文档，请点击下载按钮下载本文档（有偿下载），另外祝您生活愉快，工作顺利，万事如意！CESSNA172R 飞机是中国民航飞行学院2006 年引进的初教机型，机队规模102 架，该型飞机以其飞行性能优越、配置好，操作方便、安全性高、维护简便、培训成本低等一系列优点，成为世界多数航空培训单位初教机的首选机型。
本文从该机型襟翼系统工作原理入手，通过该机型襟翼系统的常见故障现象，分析其故障成因，并对襟翼系统日常维护保养提出建议，以降低该机型襟翼系统故障率，保障该型飞机出勤率。
工作原理1. 襟翼控制系统原理机翼襟翼控制系统是由这几部分组成的：一个电机和传动系统，制动滑轮，推杆，钢索和相关的随动控制系统。
电机电源和传动系统的动力被一个制动滑轮，钢索和传动杆传到襟翼。
电机电源通过安装于浮臂组件、凸轮杆和随动控制系统的微动开关控制，当襟翼控制杆移动到期望襟翼位时，连接凸轮松开其中一个微动开关，作动襟翼电机。
当襟翼移动到选择位，浮臂通过随动控制转动直到作动的微动电门离开凸轮从而断开电路，电机停动。
如要反向操纵襟翼，控制杆将移到相反方向从而使得凸轮放开第二个微动电门，从而使电机反向转动。
随动控制移动凸轮直到其离开第二个电门，然后切断襟翼电机电源，电机停转。
当襟翼移动到全上和全下位时作动筒组件限位电门将控制禁翼行程。
2. 襟翼随动和指示系统原理襟翼随动和指示系统由钢索护罩组件，指示器和微动开关组成。
钢索的一端连接到襟翼操作电门的操纵臂上，另一端卡在襟翼的导向钢索上，位于后座舱区域，襟翼钢索的运动通过随动控制传到指示器，襟翼钢索连接到安装臂上。
襟翼收放时指针将相应移动，当襟翼操作开关离开凸轮时，襟翼电机断电，襟翼停在选择位。
故障分析结合以上故障现象和实际排故情况可知，襟翼系统主要故障现象为襟翼卡阻、襟翼无法收上、襟翼无法放下。
塞斯纳172R主要技术参数飞机参数：机身长…………………………………………….26英尺11英寸水平机高……………………………………………8英尺11英寸翼展………………………………………………36英尺起落架轮距………………………………………..8英尺42英寸座舱宽度……………………………………………3英尺32英寸座舱高度…………………………………………….4英寸主轮胎尺寸…………………………………………6*6，4层轮胎压力……………………………………………28PSI前轮胎尺寸…………………………………………5*5，6层前轮胎压力…………………………………………34PSI前起落架支柱压力…………………………………45PSI弯曲度………………………………………………2-4°轮胎钱束……………………………………………0-0.18英寸副翼向上位移………………………………………20°+、-1°副翼向下位移………………………………………15°+、-1°副翼钢索张力………………………………………40磅+/-1磅方向舵位移（平行于水线进行测量）右……………………………………………………16°10分+/-1 左……………………………………………………16°10分+/-1方向舵位移（垂直于轴线进行测量）右…………………………………………………17°44分+/-1°左…………………………………………………17°44分+/-1 升降舵向上位移（相对于安定面）……………….... 28°÷1/-0°向下位移（相对于安定面）……………….... 23°÷1/-0°升降舵钢筋张力……………………………….30磅+/-10磅升降度配平片向上位移…………………………………………. 22°+/-1°向下位移………………………………………….19°+/-1°升降舵钢筋张力………………………………….20磅+0/-5°襟翼设置0°向上……………………………………………0°10°……………………………………………….10°+/-2°20°……………………………………………….20+/-2°30°（满位）…………………………………….30°+/-2°襟翼钢索张力……………………………………. 30磅+/-10磅性能描述机翼载荷：14.1平方英尺功率载荷：15.3磅/马力功率：2400转时160马力螺旋桨旋转直径：75英尺浆尖离地面高度：11 1/4 主轮接地擦翼尖坡度：27.2°主轮离地1米擦翼尖坡度：40°地面全油门最打转速：2065—2165转/分地面最下转速：700—750转/分滑油压力：50-90PSI最小：20PSI；最大：115PSI最高滑油温度：118°C/245°F；最小滑油温度：100°F汽缸头温度正常范围：200-500°C燃油流量：11GPH 真空度：4.5-5.5英寸汞柱（最小不得低于3.5英寸汞柱）蓄电瓶：24V额定功率 R-172R:160Hp@2400RPMR-172S:180Hp@2700RPM汽缸数：4 水平对直总容积：361立方英寸汽缸内径：5.125英寸活塞行程：4.375英寸压缩比：8.5：1点火次序：1-3-2-4磁电机右磁电机：SLICK4371(提前点火角，压缩行程上死点前25°)左磁电机：SLICK4371(提前点火角，压缩行程上死点前25°)点火嘴：18MM点火嘴拧紧力矩：420英寸.磅气门摇臂间隙(干间隙)：0.028_0.080英寸燃油喷射器(燃调)：SA_5ADI转速表：机械驱动式滑油量（运转时）：5.0Min-8.0Max美夸脱收油池最少安全滑油量：2.0美夸脱滑油压力最小压力（慢车）：20PSI正常工作压力：50-90PSI最大压力（启动、暖机、起飞、滑行）：115PSI滑油温度正常工作温度：100°F-245°F°F最大滑油温度:245°F°F汽缸头温度最大汽缸头温度：500°F高性能巡航功率：建议限制在435°F（224°C）以下经济巡航功率：建议限制在400°F （205°C）以下发动机净重（不含发电机和真空泵）：278磅发动机尺寸：24.84英寸*33.37英寸*29.81英寸速度海平面最大速度----------------------------123海里/小时巡航，8000英尺时80%推理------------------122海里/小时8000英尺时80%推力------------------------航程580海里53加仑可用燃油----------------------------时间4.8小时10000英尺时60%推力------------------------航程687海里53加仑可用燃油----------------------------时间6.6小时海平面爬升率------------------------------720英尺/分钟实用升限----------------------------------13500英尺起飞性能：地面滑跑--------------------------------------945英尺50英尺越障总距离-----------------------------1685英尺着陆性能：地面滑跑--------------------------------------550英尺50英尺越障总距离----------------------------1295英尺失速速度：襟翼收上，油门收光----------------------------51KCAS 襟翼放下，油门收光----------------------------47KCAS 最大重量：停机坪----------------------------------------2457磅起飞------------------------------------------2450磅着陆------------------------------------------2450磅标准空机重量----------------------------------1639磅最大有效载荷-----------------------------------818磅行李舱允许重量---------------------------------120磅机翼载荷-------------------------------14.1磅/平方英寸推力负载-----------------------------------15.3磅/马力燃油容量-----------------------------------56加仑滑油容量-----------------------------------8夸脱发动机-------------------------------------Textron Lycoming IO-360-L2A 2400转/分钟时 160BHP螺旋桨：固定桨距，直径---------------------------75英寸空速限制最大限制速......................................................... ......................................160KCAS 163 KIAS最大结构巡航速度……………………………………………………...126 KCAS 129 KIAS机动速度：2450磅 (97)KCAS 92 KIAS2000磅……………………………………………………..91 KCAS 92 KIAS1600磅……………………………………………………..82 KCAS 82 KIAS最大放襟翼速度：10度襟翼…………………………………………..108 KCAS 110 KIAS10~30度襟翼 (84)KCAS 85 KIAS最大开窗速度……………………………………………………………160 KCAS 163 KIAS空速指示器标识红弧……………………………………………………………………………………20—33白弧…………………………………………………………………………………….33—85绿弧…………………………………………………………………………………….44—129黄弧…………………………………………………………………………………….129—163红弧 (163)。
172R 飞机发动机常见故障分析摘要：塞斯纳(CESSNA)172R型号飞机，是目前市场上产量最大、性能最为优良的螺旋桨飞机。
本文以塞斯纳(CESSNA)172R型号飞机发动机常见故障为主要研究对象，针对172R飞机发动机的故障问题进行多角度、广范围、全系统的论述和分析，结合笔者多年从事螺旋桨飞机领域的科研经验，提出一系列行之有效的应用建议和检测策略，助力从事相关领域的科研人员给予力所能及的帮助和支持。
仅供参考。
关键词：塞斯纳(CESSNA)172R型号飞机；发动机；故障分析引言：发动机，是飞机动力的核心和基础，也是保障飞行安全的重要因素。
塞斯纳(CESSNA)172R型号飞机是目前市场最为主流的飞机型号，已经生产超过35000台次，并且成为世界上最受欢迎的飞行型号，同时基于广泛的受众群体，开展塞斯纳(CESSNA)172R型号飞机的研究成为行业关注的焦点，特别是对于发动机故障的探索，引发行业的热议和关注。
一、172R型号飞机发动机的常见故障（一）发动机运行失稳发动机运行失稳，主要是发动机运转后，出现部分功能故障，特别是发动机提供的动力，存在间歇性和单向性，引发飞机运行动力不足等问题。
通常，发动机运行失稳是航空领域较为常见的问题，对应的诱发因素相对多样，需要结合各个情况进行判断和研究。
发动机运行失稳后，会直接或者间接造成飞机运行动力不足，进而导致飞行高度、飞行速度等一系列因素出现无法想象的后果，甚至会触发螺旋桨失速、叶片震颤等问题，长时间的发动机失稳还会诱发设备的损害，对发动机的内部结构造成无法挽回的损失和影响。
因此，当发动机出现长时间的失稳现象，务必要加以重视，并且杜绝任何的飞行作业，需要将发动机失稳的各种隐患进行排查和分析，从而保障飞机的飞行安全。
1.螺旋桨故障飞机发动机在运行过程中，需要为飞机提供足够的上升动力，而气流需要通过螺旋桨的加持，形成有效的升力。
螺旋桨设备由于受设备外部暴露以及自然环境的影响，构件会出现腐蚀、侵蚀、污渍聚集等问题，甚至严重时会引发螺旋桨运转过程中能出现失稳等问题，进一步降低了飞机运行的安全性。
Cessna172R型飞机前起落架减震支柱渗漏分析作者：罗裕富来源：《科技风》2018年第24期摘要：随着Cessna172R飞机使用时间的逐渐增加，飞机前起落架减震支柱出现故障几率逐渐增加。
其主要表现为内部密封圈失效、支柱镜面点蚀，支撑环磨损等原因导致的起落架减震支柱液压油渗漏等。
飞机前起落架减震支柱起落架最重要的部件之一，主要功能是承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力；承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的撞击和颠簸的能量；实现飞机滑行时转弯操纵等。
如不能科学、正确、良好的维护和翻修前起落架减震支柱，将会导致前起落架支柱翻修使用寿命陡降，故障率升高，且严重影响飞机运行中前起落架系统的可靠性。
通过对前起落架减震支柱工作原理、故障现象和原因的分析，能提高飞机运行中前起落架支柱工作的可靠性，降低故障出现的几率，同时能快速、准确、有效的对故障作出判断，提高故障排除效率，保证飞机运行安全。
关键词：失效；磨损；变形；点蚀；热效应1 前起落架减震支柱密封工作原理Cessna172R飞机使用的前起落架减震支柱为油气式减震支柱，通过内部高压气体和液压油的流动来吸收飞机着陆时的动能。
前起落架支柱密封主要部件为支柱内筒、支撑环、密封圈、密封圈保持环、以及充气嘴气门芯等。
主要承担内部液压油密封的构件为支撑环上的O 型密封圈。
目前统计发现的支柱渗漏主要也是发生在支柱于支撑环之间的0型密封圈。
2 前起落架减震支柱渗漏的故障现象和原因1）现象：前支柱液压油渗漏。
2）位置：渗漏位置支柱内外筒结合部支撑环处。
3）原因：支撑环与内筒间密封圈失效。
4）故障密封圈主要失效形式：扭曲；断裂（其他形式：磨损、变形、脱落）。
3 密封相关部件分析重点分析：密封圈、支撑环、支柱内筒、保持环。
1）密封圈：安装于支撑环内，由保持环对其进行位置约束，主要功能是实现支柱内外筒之间的密封，防止液压油渗漏，保障支柱减震性能、以及前起落架的转向性能。
CESSNA 172-R飞行程序✓C-172R飞机性能数据✓C-172R飞行程序CESSNA 172-R飞机性能数据☐几何数据☐飞机重量数据机身长………………………26’11’’水平机高……………………8’11’’翼展…………………………36’1’’机翼面积……………………174平方英尺机翼载荷……………………14.1磅/平方英尺功率载荷……………………15.3磅/马力功率…………………………160马力螺旋桨旋转直径……………75’’桨尖离地面高度……………11 ¼’’飞机净重…………………………1600磅停机坪最大重量…………………2457磅最大起飞重量……………………2450磅可用载重量………………………857磅允许行李重量……………………120磅汽油容量…………………………56加仑可用油量…………………………53加仑滑油容量…………………………8夸脱CESSNA 172-R飞机性能数据 飞行数据最大允许速度………………………163节最大结构巡航速度…………………129节海平面最大速度……………………123节海平面上升率…………………720英尺/分钟实用升限…………………………13500英尺巡航速度……………………………110节最大放襟翼速度a.10°襟翼…………110节b.10~30°襟翼……85节航程(53加仑可用汽油)a.8000英尺，80%功率，580海里b.10000英尺，60%功率，687海里续航时间(53加仑可用汽油)a.8000英尺，80%功率，4.8小时b.10000英尺，60%功率，6.6小时起飞性能a.地面滑跑距离…………………945英尺b.起飞距离………………………1685英尺着陆性能a.着陆滑跑距离…………………550英尺b.着陆距离………………………1295英尺失速速度a.不放襟翼…………………………51节b.放襟翼……………………………47节CESSNA 172-R飞行程序发动机启动程序1.停留刹车………………………………………置（拉出并旋转90度）2.汽油选择阀……………………………………双（Both）3.汽油断流阀……………………………………开（全部推入）4.主电门…………………………………………开（红色开关）5.油门……………………………………………开1/26.混和气…………………………………………慢车断油7.辅助汽油泵电门………………………………开8.混和气…………………………………………汽油流量提到3~5GPH，然后回到慢车断油9.辅助汽油泵电门………………………………关10.红色闪烁信标灯………………………………开11.点火电门………………………………………启动12.混和气…………………………………………发动机点着时，柔和的提到富油（全部推入）13.滑油压力………………………………………检查14.油门……………………………………………收回至慢车15.航空电子设备电源电门………………………开（白色开关）16.无线电…………………………………………开发动机启动程序演示结束CESSNA 172-R飞行程序发动机启动程序演示动画1.停留刹车……置 4.主电门……开2.汽油选择阀……双3.汽油断流阀……开5.油门……开1/26.混和气…慢车断油7.辅助油泵电门…开8.混和气……汽油流量提到3~5GPH，然后回到慢车断油9.辅助汽油泵电门……关10.红色闪灯……开11.点火电门……启动12.混和气……发动机点着时，提到全富油13.滑油压力…检查14.油门……收回慢车15.航空电子设备电门……开16.无线电………开CESSNA 172-R飞行程序 起落航线起落航线飞行是学习飞行的基础科目，它集中了飞行的各种基本动作，如，起飞、上升、转弯、平飞、下滑、着陆等。
赛斯纳172R型飞机刹车作动筒活塞杆断裂失效分析作者：罗裕富来源：《航空维修与工程》2018年第09期摘要：基于ANSYS有限元分析软件对赛斯纳172R型飞机的刹车作动筒活塞杆断裂失效进行分析，并展现刹车活塞杆工作过程中的运动及载荷传递形式、应力分布、疲劳位置、以及载荷与零件寿命关系，找出活塞杆断裂失效的原因，确定疲劳寿命的更换周期，提高了飞机运行中刹车系统工作的可靠性。
关键词：失效;断裂;变形;疲劳;寿命1故障情况概述一架赛斯纳172R型飞机左刹车主作动筒活塞杆与U形接头连接的螺纹根部断裂，如图1所示。
经查询，另一架国内该型号飞机在2011年4月也曾出现同样故障;美国FAA报道该型号飞机刹车作动筒活塞杆也出现过同样的断裂失效故障。
目前，国内两架发现该型刹车活塞杆失效的飞机使用状况如表1所示。
目前的状况是，飞机制造厂家的适航性维修资料对刹车活塞杆无定期检查要求以及使用寿命限制。
因厂家技术和产权保护问题，无法获取该零件的机械性能参数。
2断裂失效活塞杆分析2.1外观痕迹分析活塞杆于根部第一螺纹处断裂，断口表面洁净，呈金属的银灰色，无明显磨损和腐蚀氧化特征。
断口表面可见明显的疲劳弧线特征。
如图2所示，断口出现两个疲劳区，均可见明显的疲劳弧线和疲劳条带特征，中部存在平直的、微观上为韧窝的断裂区。
因此可以判断，活塞杆为疲劳断裂，与活塞杆承受的弯曲应力有关。
活塞杆靠近螺纹端的光杆区域存在明显的不均匀的周向磨损痕迹，活塞杆另一端上存在明显的偏磨，螺纹连接的U形接头表面也存在不对称的磨损，这些痕迹表明活塞杆可能承受了弯曲应力。
2.2活塞杆材料构成分析对活塞杆螺纹段材料进行能谱分析，由分析结论可推断活塞杆材料接近于30CrMnSiNi2A 高强度钢。
3刹车动作运动过程分析、活塞杆受力、弯矩应力分析3.1剎车动作运动过程分析构建各机构的运动简图，由运动副组成，以示意刹车作动筒在工作状态下系统各零件的运动位置关系，分别为脚蹬从中立状态到刹车作动、转向作动、复合作动的运动过程。
基于Matlab的Cessna172R飞机飞行训练超限事件研究邓永恒; 赵庆伟; 魏坤鹏; 孙宏【期刊名称】《《科技与创新》》【年(卷),期】2018(000)019【总页数】3页(P59-61)【关键词】Cessna172R飞机; 飞行训练; Matlab; 超限事件【作者】邓永恒; 赵庆伟; 魏坤鹏; 孙宏【作者单位】中国民航飞行学院四川广汉618307【正文语种】中文【中图分类】V328飞行中的超限事件主要指超过飞行程序、训练手册规定范围的操纵动作，比如着陆过重、空中小速度、盘旋坡度超过机型飞行包线限制等[1-2]，飞行训练中的超限事件往往是发生飞行事故的前兆，或预示着存在潜在的安全隐患。
通过对日常飞行训练中相关飞行数据的分析，及时诊断出各类超限事件并总结其发生、发展的规律，是航空安全管理工作中最重要的内容，也是防范飞行训练风险、预防事故发生的重要手段。
传统诊断飞行超限事件的方法是人为报告，或在机务维修中发现飞机故障，进行倒查，但这些方法信息比较滞后且信息易失真，因此，在通航领域，超限事件分析工作的技术发展趋势是借鉴运输航空中的QAR分析工具，对机载航电系统中记录的飞行数据进行统计分析，诊断、预警不安全超限事件的发生。
目前，国内对通航飞行训练超限事件研究较少，为了解决这一问题，本文选取安装Garmin1000航电系统的训练飞机Cessna172R的训练数据，结合Matlab分析软件，编写了几种超限事件的相关程序，找出了飞行训练过程中的超限事件，此方法可以为飞行训练超限事件研究提供一种思路。
Cessna172R飞机装载的Garmin1000航电系统带有数据采集接口，一张SD卡可以存储飞行过程中的飞参数据，通过SD卡可以获得飞行训练数据，并以.CSV格式存储[3]，使用Excel可以打开文件。
文件共有64列，分别对应飞行过程中的不同参数，并每秒存储1次，前三行为相关参数，对数据提取有一定的干扰。
97中国航班航空与技术Aviation and TechnologyCHINA FLIGHTS基于有限元的塞斯纳172R 飞机发动机安装架分析武宝川|北京航空有限责任公司工程部摘要：塞斯纳172系列飞机第一架在1956年交付，至今已经生产超过42500架。
其中，塞斯纳172R 是历史上生产量最多的小型单引擎四座飞机。
有限单元法(Finite Element Method)，又称有限元法，是一种高效的数值计算方法，由于其有效性和通用性，广泛应用于各个工程领域。
现代工程进行有限元法分析复杂的工程实际对象时，主要涉及的内容主要报告对象的基本物理参数和力学分析方程、连续体离散、插值函数及积分方法、软件平台和计算机硬件等。
目前很多很复杂的工程问题，理论分析已经根本无法开展，而有限元数值分析则能够很好的解决此类难题。
本章对有限元的理论进行深入的分析，为后续发动机安装架的分析打下理论基础。
关键词：塞斯纳172R；发动机安装架；ANSYS；有限元分析；优化措施本文主要针对塞斯纳172R 发动机安装架进行模态分析和静力分析，然后对其结构与材料提出优化方案，使其受力更加合理或者材料上有所加强。
具体包括以下几点：（1）对发动机安装架进行三维建模。
（2）使用Workbench 自带模态分析模块，对发动机安装架进行模态分析，得出固有振型。
（3）使用Workbench 自带静力分析模块，对发动机安装架进行静力分析，得出应力云图，找出受力不合理的部位得出优化结论。
1 模态分析1.1 有限元模型的建立1.1.1 三维实体模型首先在实际模型的基础上，结合有限元分析的特点，对实际模型进行尺寸上的修改以及结构细节的清理与简化，去除了对于有限元分析结果影响很小的倒角、圆角等细节特征。
简化后的模型通过三维计算机辅助设计软件UG 进行三维建模。
整个支架的重心等物理特性经过调整，与实际模型保持一致。
1.1.2 模型坐标系对于发动机安装支架的有限元模型，其总体坐标系采用笛卡尔坐标系，如图2。
原点位于中间安装发动机的下部横梁的中点处，垂直方向为X 方向，平行于下部横梁的水平方向为Y 方向，Z 方向满足右手螺旋定律。
1.1.3 模型的网格划分具体到实际模型的网格划分，只需根据模型的几何结构、材料参数等确定信息计算出满足波动理论的单元最大尺寸，再根据实际硬件条件和计算效率要求选择实际划分网格单元的尺寸大小即可。
本文发动机安装支架的构件都可简化为梁单元，故采用梁单元的波动理论。
安装支架所采用材料20摄氏度参数见表1。
在波动理论的基础上，根据安装支架的材料参数，通过ANSYS Workbench 进行有限元模型的建立。
该模型由4面体单元组成，单元网格大小为5mm，共268306个节点，161429个体单元。
1.2 模态分析结果用分块兰索斯法进行安装支架的模态分析。
本文在Workbench 中对发动机安装支架进行了无初应力模态分析，计算并提取了安装支架的前几阶重要的模态。
前6阶固有振动频率见表2。
2 静力分析采用workbench中的静力学分析模块，进行其静力分析，分为了考虑和不考虑安装支架质量两种类型。
对于载荷与约束的施加，需要对发动机安装支架与周围物项的连接关系进行分析。
安装支架的约束主要是通过4个支撑处的螺栓与飞机前部防火板固定连接，因此在4个螺栓孔位置处施加固定支撑约束。
安装支架主要承受的是发动机对其产生的载荷，主要就是发动机的重力。
根据发动机的实际尺寸及质量，可等效为在发动机重心处对安装支架施加一个集中力。
发动机的质量为278磅，重心位置相对于有限元模型原点的坐标为（-100mm，0mm，500mm）。
分析计算主要通过workbench 中的ANSYS 经典求解器对有限元模型进行求解。
计算中，分为了考虑和不考虑支架自重两种情况。
2.1 静力分析结论通过静力学分析，得到分析结果如下：不考虑自重的发动机安装支架的总位移云图。
位移云图表示安装支架在发动机重量的作用下，各个位置相对于原来初始位置的位移量，可以用以判断安装支架的刚度是否满足设计要求。
其中安装支架的最大位移出现在中间的上部横梁上。
不考虑自重的发动机安装支架等效弹性应变云图。
等效弹性应变是各个应变分量在一定的准则下经过适当的组合而形成（下转第112页）图2 发动机安装支架模型坐标系图1 飞机发动机安装支架三维实体模型表1 安装支架材料关键参数材料弹性模量E （910Pa ×）密度ρ（3/Kg m ）泊松比µ40钢21078500.30表2 发动机安装支架有限元模型前6阶固有频率（Hz）阶次频率阶次频率191.5324168.952134.065180.83148.126198.61112中国航班设备与制造Equipment and ManufacturingCHINA FLIGHTS力电气装置安装工程施工验收规范”等在行业内形成的隐形标准，国家明确规定标准和规程规范进行，以确保安装技术以及成果符合机电设备安装使用规范要求[2]。
4.2 加强施工材料和设备的管理水电站机电设备安装过程中，由于其工程耗费物资方面巨大，专业面广泛，需要用到很多的不同种类的设备和施工材料。
又因为大型水电站在生产生活中扮演的重要作用，对事故发生率要求很高，因此对施工材料安全性和设备精确性有着明确的硬性要求，选取符合工程要求的安全性高的材料直接影响工程的施工质量与成果。
因此，在前期准备工作阶段，必须做好施工材料和设备的检查与验收操作，确保设备使用正常，在选择材料时，立足于工程发展性质，遵循安全性，易用性，又或者技术先进性等其他原则，以按照水电站机电安装工程中成功的案例标准中，又或者国家制定标准、国内业界优秀成果产生参考标准，各优质工程在其施工中选取所需要的施工设备和材料，在实际应用中有着很高应用标准的设备或材料，从而确保施工设备和材料安全，可利用率高，从而施工质量要求符合标准。
4.3 做好工程施工人员的素质培养工作水电站机电设备工程由于其特殊作用功能和位置安装的特殊性。
因此致使其工程复杂性高、对安全性要求高，施工难度大。
因此，相对应的对于从事机电设备安装工作的工程人员也就提出了较高的要求。
工程人员的作用不容小觑，无论是在设备安装的前期准备工作，还是安装时的精确实施工程都发挥着重要的作用。
为了避免安装工程发生因人员疏忽造成的安全隐患，所以必须重视提高安装工程主体部分工作人员的专业素质与工作态度。
首先在意识上要提高施工人员的质量安全意识；其次对施工工作人员开展多种形式的工作培训，并在施工过程中建立巡逻机制，实时监控技术工人工作状况；最后要严格安装工程施工人员的准入制度，完善技术考核机制，通过多方面的措施实现对水电站机电安装中技术人员素质的有效控制，从而使水电站设备安装高质量完成。
4.4 做好工程质量验收与评定在水电站机电设备安装的质量审核，验收工作中，或者最后的收尾再次工作中，必不可少的环节即是工程质量的验收。
这就需要各个部门相互配合，以水力水电部门为主体，以水电站可持续发展为共同目标，共同合作完成验收工作。
政府主管工程部门验收、项目负责的业主检查、监理和施工等工程参建单位认真完成安装工作，各部门积极合作完成工程质量验收与评定工作[3]。
此外，验收与评定水电站设备安装合适是否时，可采取分项目分部门，从小到大，逐一对机电工程进行验收，验收人员必须高度重视验收过程中发现的设备安装存在的任何质量缺陷，仔细记录，要求其返工修正，留下档案，便于查阅与复检。
确保可以投入使用的设备可以满足当地电力供应，水电使用，基本实现自给自足，并且能够有质量保障。
5 结语水电站供电在小的方面，是地方区域供水供电的民生之本；大的方面来说，它是一件百年生存大计。
水电站的安全运行，每个人的责任“重于泰山。
”它的正常工作与运行，既能使当地工农各个行业发展，更对能使自然水害与安全事故的发生率降低。
因此各部门，各组织，在水电站机电设备安装时，全局考虑，从细节到整体，认真仔细，从而确保水电站机电设备的安装优异，保证实现水电站稳定运行的最终目标。
参考文献[1]夏顺文.水电站机电设备安装工程质量管理和控制[J].科技创新与应用,2014(8):34-35.[2]杨利丽,王建魁.对水电站机电安装质量控制的要点分析[J].黑龙江水利科技,2014(8):67-68.[3]中国水利百科全书编委会.中国水利百科全书[M].北京:中国水利水电出版社,2006:488-489.（上接第97页）的与单向应变等效的弹性应变，是用以表示结构变形的度量，用以计算结构的变形功等物理量。
可看出安装支架最大等效应变出现在中部竖直向的钢构件上。
不考虑自重的发动机安装支架的Von Mises（冯米斯）应力云图可看出，最大应力位于竖直方向的钢构件上，位置与最大应变协调一致。
垂直方向的变形，由于发动机重量对于安装支架的作用主要体现在垂直方向，因此单独输出垂直方向安装支架的变形位移图，主要用以核对垂直方向上安装支架的刚度是否满足承载要求。
考虑自重的发动机安装，其物理意义与上述一致。
不考虑自重是侧重分析发动机对支架的影响，考虑自重更接近实际情况。
由分析结果可知，发动机安装支架在发动机的重力作用下，最大位移出现在支架上部支撑横梁处，不考虑自重最大位移是0.2441mm，考虑自重是0.2459mm；最大Mises 应力出现在左右竖直的横梁上，不考虑自重，最大应力为35.785MPa，考虑自重为35.483MPa；竖直方向的最大变形出现在上部横梁出，不考虑自重最大变形为0.1612mm，考虑自重为0.1638mm。
考虑到发动机安装架在日常飞行中常常处于运动状态，且对发动机安装架在巡航阶段添加载荷后发现与静载荷所差无几，所以将巡航阶段看作匀速直线运动，受力情况与地面上的受力情况相同。
由于未考虑减震器等因素，所以无法对发动机安装架进行起飞降落阶段的应力分析。
3 总结与展望本文对塞斯纳172R 机型的发动机安装架进行建模，随后进行了模态分析与静应力分析。
提取了发动机安装支架有限元模型前六阶振动固有频率和前六阶固有振型。
明确了发动机安装支架振动主要是4个支撑构件的振动，一阶固有频率为91.532Hz，应与发动机以及飞机的固有频率有足够的差距，避免结构间的共振，提出了减少振动的优化方案。
其次对安装架进行静力分析后，得出了安装架在承重条件下的总体位移、应力应变和竖直方向上的形变等结果，若要进行发动机安装支架的改进，一方面可以通过对整体结构所采用的材料进行改进，替换为强度更高的金属材料，比如40Cr。
另一方面，通过结构的改进，比如增大竖直方向的两根构件的直径，增加竖直方向的支撑构件的数量等来增加发动机安装支架的承受能力。
