發(fā)動機失效后飛機氣動載荷的研究

張勇

摘 要：通過分析某裝有4臺渦輪螺旋槳發(fā)動機飛機的算例，研究了多發(fā)飛機的臨界發(fā)動機失效后，飛機氣動載荷的確定方法。在CCAR-25中，第25.367條款規(guī)定了發(fā)動機失效引起的非對稱載荷。非對稱載荷受載是多發(fā)飛機重要的強度設計內(nèi)容之一，它往往構(gòu)成垂尾、方向舵和后機身等嚴重載荷。為了正確理解和貫徹CCAR-25中的有關(guān)規(guī)定，現(xiàn)以某裝有4臺渦輪螺旋槳發(fā)動機的飛機為例，研究不同情況下發(fā)動機失效后飛機氣動載荷，并給出了不同情況下飛機發(fā)動機停車后飛行姿態(tài)及其載荷的計算仿真過程。

關(guān)鍵詞：臨界發(fā)動機；氣動載荷；發(fā)動機失效；仿真計算

中圖分類號：V231 文獻標識碼：A DOI：10.15913/j.cnki.kjycx.2015.19.116

1 坐標系

計算采用機體坐標系，原點O為飛機重心；縱軸Oxt平行機身軸線，指向機身前方；豎軸Ozt在飛機對稱面內(nèi)，垂直于Oxt指向下（當飛機處于正常飛行狀態(tài)時）；橫軸Oyt垂直于飛機對稱面，指向右。

2 計算原理

發(fā)動機失效意味著發(fā)動機推力的喪失，有時還有可能產(chǎn)生反推力或阻力。因此，飛機必須按照由臨界發(fā)動機失效引起的非對稱載荷進行設計。假設右外發(fā)失效，因為發(fā)動機失效誘導的偏航運動基本上是平面運動，所以，可以采用橫側(cè)小擾動線化運動方程。

在CCAR-25第25.367的（a）（1）條款中，因為燃油流動中斷引起的發(fā)動機推力衰減過程要緩慢一些，所以，此時產(chǎn)生的非對稱載荷為限制載荷。在（a）（2）條款中，由于發(fā)動機的損毀，推力衰減過程會很劇烈，甚至會產(chǎn)生大的負推力，同時，產(chǎn)生的非對稱載荷也相當大，所以，便將這種載荷直接作為極限載荷。

根據(jù)英國空軍和海軍飛機設計要求，多發(fā)飛機在1臺發(fā)動機突然停車后，略去滾轉(zhuǎn)，仍能相當準確地求得側(cè)滑角及其垂尾載荷，所以，用二自由度的方程計算發(fā)動機失效狀態(tài)下的飛行載荷是完全可行的。

基準運動取發(fā)動機故障前的縱向定常平飛直線運動，并且不考慮發(fā)動機故障后縱向運動參數(shù)的變化。計算采用二自由度方程描述，二自由度方程見參考文獻[3]發(fā)動機失效部分。

3 算例和仿真結(jié)果

以某裝有4臺渦輪螺旋槳發(fā)動機的飛機為例，發(fā)動機失效后，按照上述規(guī)定計算燃油流動中斷和發(fā)動機損毀2種情況。在燃油中斷和發(fā)動機損毀這2種不同情況下，飛機的側(cè)滑角和角速度變化對比曲線如圖1所示，飛機的拉力衰減曲線和垂尾載荷如圖2所示。

4 結(jié)論

由計算結(jié)果可知：①從圖1中可以看出，當臨界發(fā)動機發(fā)生故障時，如果駕駛員不參與操縱，只需2～3 s就可以達到最大側(cè)滑角。當海拔較低、飛機飛行速度較低時，發(fā)動機會在最大功率狀態(tài)下停車，飛機出現(xiàn)較大的側(cè)滑角。此時，垂尾載荷主要由側(cè)滑角貢獻，如圖2所示。所以，垂尾載荷比較大。當海拔較高、飛機飛行速度較大時，則相反。由此可知，飛機的轉(zhuǎn)動慣量越大，重心越靠后，計算出的垂尾載荷也就越大。②由圖1、圖2所示，如果發(fā)動機發(fā)生故障，在到達最大側(cè)滑角前約0.5 s時駕駛員用力猛蹬方向舵，此時，產(chǎn)生的垂尾載荷最大。當垂尾載荷最大

時，舵面偏轉(zhuǎn)導致的載荷起主導作用。因此，腳蹬力的大小應在分析、計算后確定會出現(xiàn)嚴重載荷時施加。③本文以四發(fā)飛機為例進行相關(guān)分析，所以，當飛機一側(cè)發(fā)動機停車時，工作發(fā)動機推力和停車發(fā)動機阻力等都會對飛機重心形成偏轉(zhuǎn)力矩，使飛機向工作發(fā)動機方向側(cè)滑，向停車發(fā)動機方向偏轉(zhuǎn)和傾斜。④發(fā)動機發(fā)生故障后，用較小的腳蹬力蹬舵飛機也可能保持穩(wěn)態(tài)。CCAR-25中第25.397規(guī)定，當發(fā)動機發(fā)生故障時，要用1 340 N的力猛蹬舵。這主要是考慮到駕駛員為了迅速校正飛機的突然偏航會猛力蹬舵。在實際飛行的過程中，可能會遇到這種情況。⑤由于方向舵偏轉(zhuǎn)引起的垂尾載荷在發(fā)動機故障中占主導地位，所以，合理確定1 340 N的腳蹬力引起的舵偏角是極為重要的。⑥從對圖1、圖2的分析中可以發(fā)現(xiàn)，多發(fā)飛機的發(fā)動機發(fā)生故障后，發(fā)動機的推力衰減時間越短，飛機的側(cè)滑角和偏航角速度變化就越劇烈。當發(fā)動機推力瞬時減小到最小時，此時，側(cè)滑角就會最大，而達到最大側(cè)滑角所用的時間也最短。因此，合理確定發(fā)動機推力衰減時間是非常重要的。

參考文獻

[1]《飛機設計手冊》編委會.飛機設計手冊第9冊（載荷、強度和剛度）[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

〔編輯：白潔〕

Study on Aerodynamic Load of Aircraft after Engine Failure

Zhang Yong

Abstract： In this paper， a numerical example of a 4 turbo propeller engine is analyzed， and the method of determining the aerodynamic load of the aircraft is studied. In CCAR-25， section 25.367 provides for the non - symmetrical load caused by the failure of the engine. Non symmetrical load loading is one of the important strength design content multiple aircraft. It is often constitute the fin， rudder and fuselage and other severe loading. In order to correctly understand and implement the relevant provisions of the CCAR-25， this is a case study of a 4 turbo propeller engine. The aircraft aerodynamic loads are studied under different conditions， and the simulation process of the flight attitude and its load is given.

Key words： critical engine； aerodynamic load； engine failure； simulation calculation