民用飛機動力裝置安裝系統(tǒng)設(shè)計研究

朱 巖 / ZHU Yan(上海飛機設(shè)計研究院，上海201210)(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

民用飛機動力裝置安裝系統(tǒng)設(shè)計研究

朱 巖 / ZHU Yan
(上海飛機設(shè)計研究院，上海201210)
(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

研究了現(xiàn)役典型的民用飛機動力裝置的安裝系統(tǒng)，提出了兩種分類方法。根據(jù)民用飛機和動力裝置系統(tǒng)的設(shè)計特點，總結(jié)了安裝系統(tǒng)的一般設(shè)計要求。從載荷類型和傳力途徑、固定方法、熱補償和隔振技術(shù)四個方面總結(jié)了安裝系統(tǒng)的設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)，提出了安裝系統(tǒng)設(shè)計的一般流程，為民用飛機動力裝置安裝系統(tǒng)的設(shè)計提供了支持和技術(shù)積累。

安裝系統(tǒng)；動力裝置；民用飛機

0 引言

民用飛機動力裝置系統(tǒng)通常采用翼吊或尾吊式安裝，通過發(fā)動機安裝系統(tǒng)(又稱安裝節(jié))將發(fā)動機連接到飛機吊掛結(jié)構(gòu)上。發(fā)動機安裝系統(tǒng)通常由前后安裝節(jié)和推力桿組成[1-2]。

發(fā)動機安裝系統(tǒng)應(yīng)將發(fā)動機牢固可靠地固定在飛機上，在所有設(shè)計狀態(tài)下，承受各種慣性載荷、氣動載荷、發(fā)動機推力和陀螺力矩等，同時隔離發(fā)動機結(jié)構(gòu)和飛機之間的振動傳遞，協(xié)調(diào)適應(yīng)發(fā)動機的熱膨脹?？梢哉f，安裝系統(tǒng)是發(fā)動機向飛機提供推力和所有其他功能的基礎(chǔ)，是飛機結(jié)構(gòu)上最關(guān)鍵的結(jié)構(gòu)之一，一旦發(fā)生失效或破壞，會直接妨礙飛行安全，進而可能導(dǎo)致災(zāi)難性后果。

1 發(fā)動機安裝系統(tǒng)分類

發(fā)動機安裝系統(tǒng)按照前安裝節(jié)安裝位置可分為風(fēng)扇區(qū)安裝和核心區(qū)安裝兩類。按此分類，推力傳遞路徑也得以確定。即風(fēng)扇區(qū)安裝下，推力從后安裝節(jié)傳遞至吊掛；核心區(qū)安裝下，推力從前安裝節(jié)傳遞至吊掛。

如圖1所示，波音737NG系列飛機采用的是CFM56-7B發(fā)動機，其安裝系統(tǒng)采用的是風(fēng)扇區(qū)安裝形式。即前安裝節(jié)連接在風(fēng)扇機匣上，后安裝節(jié)連接在渦輪出口機匣上，推力桿連接中介機匣輪轂處和后安裝節(jié)。

如圖2所示，A320系列飛機采用的是CFM56-5B發(fā)動機，其安裝系統(tǒng)采用的是核心區(qū)安裝形式。前安裝節(jié)位于發(fā)動機核心區(qū)內(nèi)，通過中心安裝座和兩側(cè)的側(cè)向連桿連接到中介機匣的輪緣處，后安裝節(jié)連接在渦輪出口機匣上。

風(fēng)扇區(qū)安裝和核心區(qū)安裝相比，通常前者可留出更多的核心區(qū)空間用于系統(tǒng)布置；安裝、拆除簡單，維護性更好，發(fā)動機和飛機間的流道距離更大，短艙和機翼的干擾阻力更小。后者對發(fā)動機機匣的變形影響?。挥捎诙膛摵蜋C翼間距更小，有利于降低起落架高度；由于推力主要從前安裝節(jié)連接到吊掛，可直接傳遞到機翼主梁，傳力路徑簡單高效，有利于減少安裝節(jié)和吊掛的重量。

按照安裝節(jié)是否設(shè)有專門的減振設(shè)計可分為軟安裝和硬安裝。軟安裝是指裝有額外的減隔振裝置，如圖3所示，CFM56-3/波音737-300上就裝有專門的隔振裝置。硬安裝則沒有明顯的減隔振裝置，其安裝節(jié)均屬于專門設(shè)計的減振機構(gòu)，在滿足發(fā)動機安裝具體要求的同時，又實現(xiàn)了減振的效果，這種球鉸連接結(jié)構(gòu)與專門的隔振裝置相比具有重量輕、使用壽命長等特點。CFM56-5B/A320系列，CFM56-5C/A340及CFM56-7B/B737NG系列等均采用了此設(shè)計。

2 發(fā)動機安裝系統(tǒng)設(shè)計原則和要求

發(fā)動機安裝系統(tǒng)設(shè)計是為了將發(fā)動機可靠地吊掛在機翼下，并使發(fā)動機在各種情況下能正常工作。發(fā)動機安裝系統(tǒng)設(shè)計原則主要包括：

1)安裝系統(tǒng)設(shè)計應(yīng)滿足民用飛機的總體設(shè)計要求，使發(fā)動機在各種使用環(huán)境和飛行狀態(tài)下都能正常工作，并將發(fā)動機工作時所產(chǎn)生的推力傳遞給飛機；

2)發(fā)動機安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計中，應(yīng)保證承受高載荷的部件或零件具有良好的傳力路徑；

3)安裝系統(tǒng)設(shè)計應(yīng)充分考慮發(fā)動機結(jié)構(gòu)自身軸向和周向的熱膨脹影響；

4)安裝系統(tǒng)中的各個緊固件的最小邊距和緊固件的間距，應(yīng)滿足疲勞性能的要求；

5)安裝系統(tǒng)中如采用耳片式接頭，應(yīng)避免同時承受過高的拉伸應(yīng)力和過高的擠壓應(yīng)力；

6)安裝系統(tǒng)應(yīng)消除各接合面出現(xiàn)安裝間隙的可能性，防止發(fā)動機工作時產(chǎn)生的振動傳至機身；

7)應(yīng)考慮維護空間及與其他部件的間隙，應(yīng)盡可能設(shè)計成結(jié)構(gòu)緊湊、安裝可靠、連接牢固，拆裝和維護方便的形式；

8)安裝系統(tǒng)與飛機吊掛和發(fā)動機承力機匣之間應(yīng)有合理的安裝界面和接口。

發(fā)動機安裝系統(tǒng)設(shè)計要求在滿足適航CCAR33.23、CCAR25R4的C分部、D分部和E分部的相關(guān)要求以外，還應(yīng)滿足載荷、重量、振動控制、電搭接、材料、熱補償、維修性和壽命等方面的要求[3-5]。

3 發(fā)動機安裝系統(tǒng)設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)和流程

3.1 載荷類型及傳力途徑

發(fā)動機安裝設(shè)計載荷及傳遞途徑是安裝系統(tǒng)設(shè)計的基礎(chǔ)，從載荷的來源可分為三類載荷：一是發(fā)動機工作時產(chǎn)生的推力和扭矩，其傳遞應(yīng)通過最合理的途徑，最有效地傳至飛機機翼主承力結(jié)構(gòu)，如機翼大梁；二是發(fā)動機工作時產(chǎn)生的振動和沖擊載荷，這類載荷正是發(fā)動機減隔振設(shè)計需要控制的，使其傳至機體結(jié)構(gòu)在允許值范圍內(nèi)；三是發(fā)動機工作和飛機飛行中產(chǎn)生的各類氣動和慣性等載荷，這類載荷要么自成平衡，要么全機承力平衡。

從載荷的傳遞而言，安裝系統(tǒng)傳遞的載荷有四種，分別為垂直、側(cè)向、扭矩和推力載荷。安裝系統(tǒng)的傳力途徑設(shè)計的核心是確定各個部件所傳遞的載荷類型，進而確定安裝系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式。表 1給出了CFM56-5B、CFM56-7B兩種發(fā)動機安裝系統(tǒng)和另兩種發(fā)動機安裝系統(tǒng)所傳遞的載荷。

表1 四種發(fā)動機安裝系統(tǒng)載荷傳遞對比

從表 1可發(fā)現(xiàn)，前后安裝節(jié)均傳遞垂直和側(cè)向載荷，而扭矩則僅通過一個安裝節(jié)傳遞，且有三種安裝系統(tǒng)均通過后安裝節(jié)傳遞，推力的傳遞則有三種形式：前安裝節(jié)，后安裝節(jié)和前后安裝節(jié)同時傳遞。

發(fā)動機安裝系統(tǒng)載荷傳遞確定時，應(yīng)依據(jù)飛機和發(fā)動機安裝和結(jié)構(gòu)匹配的設(shè)計要求，確定發(fā)動機安裝系統(tǒng)的載荷傳力途徑。

3.2 發(fā)動機安裝系統(tǒng)的固定方法設(shè)計

從承載觀點分析，安裝系統(tǒng)設(shè)計可分為靜定安裝和靜不定安裝兩種類型。民用飛機發(fā)動機安裝系統(tǒng)大多采用靜不定安裝方式。發(fā)動機安裝系統(tǒng)的固定方法設(shè)計核心即是安裝系統(tǒng)的靜不定設(shè)計。

發(fā)動機安裝系統(tǒng)的靜不定設(shè)計又稱為發(fā)動機安裝系統(tǒng)的冗余設(shè)計，即發(fā)動機安裝除基本固定結(jié)構(gòu)外，還存在冗余約束。在飛機正常飛行情況下，冗余約束不受任何方向的力和力矩，當發(fā)動機基本固定結(jié)構(gòu)失效時，冗余約束對發(fā)動機起支撐作用而承受相應(yīng)方向的力和力矩，確保飛行安全。圖4和圖5是某型發(fā)動機安裝系統(tǒng)冗余設(shè)計示意。

3.3 發(fā)動機安裝系統(tǒng)的熱補償設(shè)計

發(fā)動機安裝系統(tǒng)設(shè)計允許發(fā)動機在熱狀態(tài)下能自由膨脹，即在發(fā)動機工作時允許在航向：發(fā)動機前安裝節(jié)前懸部分能自由膨脹，前后安裝節(jié)之間留有熱變形的自由度，后安裝節(jié)后懸部分能自由膨脹；而在徑向發(fā)動機能自由熱變形。從而使發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)在發(fā)動機工作時不會由于熱變形引起大的結(jié)構(gòu)內(nèi)應(yīng)力。安裝節(jié)補償原理如圖6所示。

(a)后安裝節(jié)冗余設(shè)計結(jié)構(gòu)

(b)推力桿冗余設(shè)計結(jié)構(gòu)

圖5 后安裝節(jié)和推力桿冗余設(shè)計特點

某型發(fā)動機安裝系統(tǒng)采用球型軸承，前安裝節(jié)和后安裝節(jié)均設(shè)有10mm左右的間隙量，從而保證了前后安裝節(jié)連桿能夠在巡航狀態(tài)和起飛狀態(tài)下，對發(fā)動機本體的膨脹進行熱補償。

3.4 發(fā)動機安裝系統(tǒng)的隔振設(shè)計

運輸類飛機依據(jù)選裝發(fā)動機不同可分為渦扇類運輸機與渦槳類運輸機。相比之下，渦槳類飛機發(fā)動機振動問題比較突出，其發(fā)動機安裝系統(tǒng)中均有專門的隔振裝置。對于渦扇類飛機發(fā)動機的安裝與隔振技術(shù)來說，其發(fā)展主要經(jīng)歷了以下三個階段。第一階段為20世紀70年代，渦扇類飛機以伊爾76和波音707飛機為代表，發(fā)動機直接剛性連接在飛機的結(jié)構(gòu)上，未采取隔振安裝，導(dǎo)致機體結(jié)構(gòu)振動較大。如圖7所示。

第二階段為20世紀80年代，常見的機型包括波音737-300以及美國麥道公司的MD82等機型，前者在發(fā)動機安裝節(jié)處采用專門的隔振減小發(fā)動機振動的傳遞，后者除采用隔振器外，還采用了吸振裝置，如圖8所示。其中MD82采用的安裝與振動控制技術(shù)是隔振與吸振的聯(lián)合控制，利用隔振器將發(fā)動機工作時產(chǎn)生的主要頻帶內(nèi)的振動有效隔離，對于某幾個不易解決的幾個振動頻率，則進一步采用吸振器進行有效抑制，較大程度上減小了發(fā)動機振動對機體的傳遞。但其顯著的不足之處在于專門的隔振裝置額外增加了機體的結(jié)構(gòu)重量，且該類隔振裝置易損壞，一般在飛機的服役期內(nèi)需多次維修更換隔振裝置，增加了飛機的使用成本，一般難以為航空公司接受。

第三階段是20世紀80年代末及90年代，主要代表機型為空客A320以及波音737NG系列飛機，這兩款成功的機型采用的安裝結(jié)構(gòu)與以往有較大差異，如第2節(jié)所述，稱之為軟安裝。該安裝形式既不同于初期的剛性連接，也沒用明顯的減振裝置；其安裝節(jié)均屬于專門設(shè)計的減振機構(gòu)，在滿足發(fā)動機安裝具體要求的同時，又實現(xiàn)了減振的效果，這種球鉸連接結(jié)構(gòu)與專門的隔振裝置相比具有重量輕，使用壽命長等特點，且將熱補償設(shè)計、隔振設(shè)計均融入到結(jié)構(gòu)設(shè)計中去，是目前發(fā)動機隔振安裝的發(fā)展趨勢。

由于飛機發(fā)動機工作時的振動不可避免，發(fā)動機的安裝需采用隔振措施以降低由發(fā)動機傳遞給機體的振動。隨著技術(shù)的發(fā)展，這種隔振措施可以是有形的隔振裝置、也可以是無形的隔振細節(jié)設(shè)計。目前絕大部分現(xiàn)役民用飛機翼吊發(fā)動機隔振安裝系統(tǒng)已不再是傳統(tǒng)意義上的安裝接頭處加裝隔振器，而是將隔振思想體現(xiàn)在發(fā)動機安裝節(jié)的設(shè)計上，這屬于結(jié)構(gòu)振動學(xué)設(shè)計的范疇，也是渦扇類發(fā)動機隔振安裝技術(shù)的發(fā)展趨勢。但無論結(jié)構(gòu)形式如何變化，發(fā)動機都必須考慮隔振系統(tǒng)安裝在飛機的機體結(jié)構(gòu)上。

3.5 發(fā)動機安裝系統(tǒng)設(shè)計流程

發(fā)動機安裝系統(tǒng)設(shè)計流程框圖如圖9所示。

在按照上述設(shè)計流程進行設(shè)計時，需要注意以下幾點：

1)飛機總體方案設(shè)計中考慮和發(fā)動機相關(guān)的內(nèi)容時，當完成發(fā)動機選型設(shè)計時應(yīng)確定發(fā)動機的選型，發(fā)動機安裝設(shè)計載荷類型及傳遞、安裝形式、固定方法，并進行熱補償和隔振設(shè)計。

2)發(fā)動機安裝系統(tǒng)須隨飛機結(jié)構(gòu)一起進行地面靜強度、剛度、動強度、疲勞/損傷容限試驗和飛行試驗。在進行地面試驗時，發(fā)動機一般以強度和剛度相當?shù)募偌?，但其傳力情況應(yīng)與實際相符或等效，而發(fā)動機安裝節(jié)的零組件應(yīng)是按照圖紙生產(chǎn)的產(chǎn)品件。

3)剛度試驗與靜強度試驗應(yīng)為同一試件，剛度試驗的載荷一般不大于極限載荷的40%。而靜強度試驗應(yīng)能充分驗證安裝節(jié)構(gòu)件承受所有嚴重載荷的能力，一般應(yīng)逐級加載到100%極限載荷進行試驗。

4)疲勞/損傷容限試驗應(yīng)采用同一試件，先進行設(shè)計使用壽命的疲勞試驗，然后再進行為飛行安全提供保障的裂紋擴展壽命和剩余強度試驗。

5)飛行試驗是考核發(fā)動機安裝與隔振設(shè)計的結(jié)構(gòu)件在各種飛行狀態(tài)和發(fā)動機工況的真實環(huán)境和飛行載荷作用下，能否滿足使用要求，通過飛行試驗，發(fā)動機安裝系統(tǒng)設(shè)計才能定型。

4 結(jié)論

本文研究了現(xiàn)役典型的民用飛機動力裝置的安裝系統(tǒng)，安裝系統(tǒng)可分為風(fēng)扇區(qū)和核心區(qū)安裝兩類，也可分為軟安裝和硬安裝兩類?？偨Y(jié)了安裝系統(tǒng)設(shè)計原則和要求，并從載荷類型和傳力途徑、固定方法、熱補償和隔振技術(shù)四個方面總結(jié)了安裝系統(tǒng)的設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)，提出了安裝系統(tǒng)設(shè)計的一般流程，為民用飛機動力裝置安裝系統(tǒng)的設(shè)計提供參考。

[1] 《飛機設(shè)計手冊》總編委會.飛機設(shè)計手冊第五冊，第十三冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，1996.

[2] 趙秀峰，譚申剛，沈威，李永福.翼吊式發(fā)動機安裝設(shè)計綜述[J].航空工程進展，2013，3：268-273.

[3] 徐春雨.民用飛機發(fā)動機安裝節(jié)設(shè)計載荷要求研究[J].科技視界，2015，27：135.

[4] 彭森，李曉楠.民用飛機發(fā)動機安裝節(jié)設(shè)計[J].科技展望，2015，24：107-108.

[5] 林國政.航空發(fā)動機的安裝和振動控制[J].民用飛機設(shè)計與研究，2009，4：44-47.

Engine Mount Design of Powerplant System for Commercial Aircraft

This paper studies the typical engine mount of powerplant system for commercial aircraft in service, and proposes 2 kinds of classification of engine mount. General design requirements of engine mount were summarized according to commercial aircraft and powerplant system design criteria. The paper concludes the engine mount critical design technology from load type and path, structure design, thermal compensation and anti-vibration technology, and proposes the general process of engine mount design.

engine mount; powerplant; commercial aircraft

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.02.007

V228

A

朱 巖 男，碩士，高工。主要研究方向：民用飛機動力裝置系統(tǒng)集成技術(shù)；E-mail： zhuyan@comac.cc