李 健，劉 瑩，田 靜，呂春光，賈智元

（1.中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015；2.北京航天動(dòng)力研究所，北京100076）

軍用小涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的飛發(fā)安裝連接研究

李 健1，劉 瑩2，田 靜1，呂春光1，賈智元1

（1.中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015；2.北京航天動(dòng)力研究所，北京100076）

針對(duì)軍用小涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)飛發(fā)安裝連接問題，通過分析現(xiàn)役典型戰(zhàn)斗機(jī)的飛發(fā)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，研究了不同主、輔安裝節(jié)的連接結(jié)構(gòu)及其特點(diǎn)，總結(jié)歸納了鉆山洞、滑軌和吊掛3種飛發(fā)安裝方式的裝拆特點(diǎn)和承力特性，結(jié)合典型的飛發(fā)連接結(jié)構(gòu)和安裝方式的搭配應(yīng)用形式，對(duì)比分析了不同系統(tǒng)的特點(diǎn)，得出飛發(fā)安裝連接系統(tǒng)需綜合考慮飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)因素而制定和優(yōu)化匹配的方案，對(duì)飛發(fā)安裝連接系統(tǒng)的發(fā)展方向進(jìn)行了分析預(yù)測(cè)。

飛發(fā)安裝連接；軍用發(fā)動(dòng)機(jī)；小涵道比；安裝節(jié)；鉆山洞；滑軌；吊掛

0 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)的心臟，為飛機(jī)提供動(dòng)力，能從根本上實(shí)現(xiàn)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)超聲速巡航、過失速機(jī)動(dòng)、矢量推力以及大航程高效率。發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)通過安裝連接系統(tǒng)合二為一，該系統(tǒng)不僅影響發(fā)動(dòng)機(jī)的主輔安裝框架、承力傳力形式，也直接影響飛機(jī)的結(jié)構(gòu)布局、后機(jī)身的框架。通過安裝連接系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)全包線內(nèi)飛發(fā)可靠的連接固定、載荷的合理傳遞，并考慮裝配性維護(hù)性，便于發(fā)動(dòng)機(jī)裝配分解。

文獻(xiàn)[1]研究了前主后輔和前輔后主2種結(jié)構(gòu)形式的安裝系統(tǒng)；文獻(xiàn)[2]分析了典型戰(zhàn)斗機(jī)的飛發(fā)連接結(jié)構(gòu)和機(jī)身特點(diǎn)。但針對(duì)安裝連接系統(tǒng)的研究和系統(tǒng)化、理論化的研究成果較少。本文從飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)角度，對(duì)軍用小涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的飛發(fā)連接結(jié)構(gòu)及安裝形式進(jìn)行研究。

1 飛發(fā)安裝連接概述

飛發(fā)安裝連接系統(tǒng)是發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)間的機(jī)械連接系統(tǒng)。合理的發(fā)動(dòng)機(jī)艙框架結(jié)構(gòu)能規(guī)劃出合理的連接結(jié)構(gòu)和安裝方式，滿足結(jié)構(gòu)空間要求，實(shí)現(xiàn)全包線內(nèi)不同工況載荷下飛發(fā)一體化可靠穩(wěn)定地工作。

發(fā)動(dòng)機(jī)通常通過1套具有2個(gè)（主、輔安裝片面）框架平面，多個(gè)主、輔安裝節(jié)構(gòu)成的安裝連接系統(tǒng)與飛機(jī)的靜定定位連接，此安裝連接系統(tǒng)需承受3個(gè)方向的力和扭矩，由6個(gè)約束形成1套靜定的連接結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

圖1 飛發(fā)載荷

發(fā)動(dòng)機(jī)艙需要必要的空間結(jié)構(gòu)完成單、雙發(fā)動(dòng)機(jī)的裝機(jī)，其結(jié)構(gòu)框架應(yīng)具有足夠的強(qiáng)度，以實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)可靠安裝、傳遞發(fā)動(dòng)機(jī)推力、承受動(dòng)力系統(tǒng)的各種機(jī)械載荷，同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)艙需具備一定的敞開性，以完成發(fā)動(dòng)機(jī)的裝配分解，進(jìn)行必要的日常維護(hù)。

2 飛發(fā)連接結(jié)構(gòu)

2.1 主安裝節(jié)的連接結(jié)構(gòu)

位于主安裝平面上的主安裝節(jié)在承受高推比發(fā)動(dòng)機(jī)巨大軸向載荷的同時(shí)，還要承受其他形式力的作用，其形變量大，剛性強(qiáng)，裝拆頻繁，對(duì)強(qiáng)度和可靠性的要求高。2個(gè)主安裝節(jié)多為水平設(shè)置，也有采用1個(gè)主安裝節(jié)的連接結(jié)構(gòu)。主安裝節(jié)與飛機(jī)的典型連接結(jié)構(gòu)主要有推力銷和抱軸2種。

2.1.1 推力銷連接結(jié)構(gòu)

推力銷連接結(jié)構(gòu)是在發(fā)動(dòng)機(jī)主安裝節(jié)處設(shè)置球窩座，在飛機(jī)機(jī)身處設(shè)置推力銷，通過球窩座的中心孔與飛機(jī)的推力銷相連，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的軸向等多種載荷的傳遞和連接定位，其典型結(jié)構(gòu)形式如圖2所示。

圖2 推力銷連接結(jié)構(gòu)

2.1.2 抱軸連接結(jié)構(gòu)

抱軸連接結(jié)構(gòu)是在發(fā)動(dòng)機(jī)的主安裝節(jié)處設(shè)置抱軸銷，該抱軸銷徑向插入發(fā)動(dòng)機(jī)球窩形式的主安裝節(jié)中，具有一定的徑向活動(dòng)量，同時(shí)在飛機(jī)機(jī)身相應(yīng)位置設(shè)置剛性固定的抱軸銷，發(fā)動(dòng)機(jī)裝配到位時(shí)通過抱軸快卸環(huán)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)抱軸銷的同軸抱緊連接，完成飛發(fā)連接定位和載荷傳遞，具體結(jié)構(gòu)形式如圖3所示。F-35戰(zhàn)斗機(jī)與F135發(fā)動(dòng)機(jī)的抱軸連接結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖3 抱軸連接結(jié)構(gòu)

圖4 F-35戰(zhàn)斗機(jī)與F135發(fā)動(dòng)機(jī)的抱軸連接結(jié)構(gòu)

2.2 輔助安裝節(jié)的連接結(jié)構(gòu)

位于輔助安裝平面上的輔助安裝節(jié)不承受軸向力，其受力情況與強(qiáng)度要求遠(yuǎn)小于主安裝節(jié)的，輔助安裝節(jié)很大程度上是為了補(bǔ)充定位約束，完成對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝的固定要求，其設(shè)置數(shù)目和位置相對(duì)靈活，多采用2點(diǎn)拉桿和3點(diǎn)拉桿結(jié)構(gòu)形式，同時(shí)可根據(jù)主輔安裝節(jié)配置的情況，設(shè)置1個(gè)或多個(gè)可調(diào)拉桿，配合主安裝節(jié)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝位置進(jìn)行微調(diào)。輔助安裝節(jié)與飛機(jī)的典型連接結(jié)構(gòu)主要有拉桿連接結(jié)構(gòu)和滑輪連接結(jié)構(gòu)2種。

2.2.1 拉桿連接結(jié)構(gòu)

拉桿連接結(jié)構(gòu)（2或3點(diǎn)拉桿）通過在拉桿兩端使用軸向銷釘與發(fā)動(dòng)機(jī)耳片結(jié)構(gòu)輔助安裝節(jié)連接，傳遞發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)向力和慣性載荷。該結(jié)構(gòu)可根據(jù)裝機(jī)情況調(diào)節(jié)拉桿，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)精準(zhǔn)裝配，F(xiàn)-35戰(zhàn)斗機(jī)采用的典型拉桿連接結(jié)構(gòu)如圖5所示。

圖5 F-35戰(zhàn)斗機(jī)的拉桿連接結(jié)構(gòu)

2.2.2 滑輪連接結(jié)構(gòu)

采用滑軌飛發(fā)安裝形式，在裝配分解過程中滑輪需輔助發(fā)動(dòng)機(jī)完成裝拆，在裝機(jī)完成后，滑輪將承受發(fā)動(dòng)機(jī)的部分重力載荷，構(gòu)成滑輪形式的輔助安裝節(jié)。F-35戰(zhàn)斗機(jī)采用的典型滑輪連接結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖6 F-35戰(zhàn)斗機(jī)的滑輪連接結(jié)構(gòu)

3 飛發(fā)安裝方式

3.1 鉆山洞安裝方式

鉆山洞安裝方式即飛機(jī)后機(jī)身的發(fā)動(dòng)機(jī)艙沿飛機(jī)軸向敞開，形如“山洞”。發(fā)動(dòng)機(jī)裝配時(shí)從飛機(jī)尾部沿飛機(jī)軸向裝入發(fā)動(dòng)機(jī)艙，整個(gè)過程猶如發(fā)動(dòng)機(jī)鉆入飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)艙洞內(nèi)，如圖7所示。采用該安裝方式，發(fā)動(dòng)機(jī)的裝機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡呈直線。俄羅斯多采用該種飛發(fā)安裝方式，如蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)和其配裝的AL-31F發(fā)動(dòng)機(jī)。

圖7 蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)和AL-31F發(fā)動(dòng)機(jī)的鉆山洞安裝方式

鉆山洞安裝方式要求飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)艙軸向敞開性好，發(fā)動(dòng)機(jī)在安裝軌跡內(nèi)不能與飛機(jī)構(gòu)件干涉，發(fā)動(dòng)機(jī)在裝配時(shí)以懸臂支撐鉆入機(jī)艙內(nèi)，同時(shí)盡量保證發(fā)動(dòng)機(jī)軸線與飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)艙軸線共線，避免在安裝過程中調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)的高度，以便簡(jiǎn)化安裝。

采用鉆山洞安裝方式，主安裝平面設(shè)置于發(fā)動(dòng)機(jī)前端的中介機(jī)匣處，輔助安裝平面設(shè)置在發(fā)動(dòng)機(jī)后端的加力筒體上，構(gòu)成前主后輔的承力安裝系統(tǒng)，飛發(fā)安裝系統(tǒng)的力學(xué)模型如圖8所示。

鉆山洞安裝方式主安裝平面水平左右各設(shè)置1個(gè)推力銷結(jié)構(gòu)的主安裝節(jié)，承受重力、推力或者側(cè)向力。輔助安裝平面在正上方和水平左右設(shè)置2點(diǎn)拉桿結(jié)構(gòu)的輔助安裝節(jié)，承受重力、側(cè)向力。

圖8 鉆山洞安裝方式力學(xué)模型

3.2 滑軌安裝方式

與鉆山洞安裝方式類似，滑軌安裝方式也要求飛機(jī)后機(jī)身的發(fā)動(dòng)機(jī)艙沿飛機(jī)軸向敞開，但還要求在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)艙上方設(shè)置輔助滑軌，作為發(fā)動(dòng)機(jī)滑輪的安裝軌道，如圖9所示。發(fā)動(dòng)機(jī)的裝機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡呈直線。美國(guó)第3、4代戰(zhàn)斗機(jī)多采用該種飛發(fā)安裝方式，如F-16戰(zhàn)斗機(jī)與F110發(fā)動(dòng)機(jī)、F-22戰(zhàn)斗機(jī)與F119發(fā)動(dòng)機(jī)、以及F-35戰(zhàn)斗機(jī)與F135發(fā)動(dòng)機(jī)。

圖9 滑軌安裝方式

滑軌安裝方式基本特點(diǎn)與鉆山洞安裝方式相同，為使發(fā)動(dòng)機(jī)的裝拆更加便捷可靠，在發(fā)動(dòng)機(jī)艙上方設(shè)置一定長(zhǎng)度的安裝滑軌，在發(fā)動(dòng)機(jī)前部承力框架上安裝滑輪，滑輪沿滑軌引導(dǎo)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)艙，發(fā)動(dòng)機(jī)后承力框架支撐在安裝車上，發(fā)動(dòng)機(jī)以非懸臂結(jié)構(gòu)裝入發(fā)動(dòng)機(jī)艙。

滑軌安裝方式的主安裝平面設(shè)置于發(fā)動(dòng)機(jī)后端的加力筒體處，輔助安裝平面設(shè)置在發(fā)動(dòng)機(jī)前端的進(jìn)氣機(jī)匣上，構(gòu)成前輔后主的承力安裝系統(tǒng)，其力學(xué)模

型如圖10所示。

圖10 滑軌安裝方式力學(xué)模型

在主安裝平面水平左右各設(shè)置1個(gè)抱軸結(jié)構(gòu)的主安裝節(jié)，受到重力、推力作用；同時(shí)在主安裝平面的側(cè)下方設(shè)置2點(diǎn)拉桿結(jié)構(gòu)的側(cè)拉桿，承受發(fā)動(dòng)機(jī)的側(cè)向力；輔助安裝平面上方的滑輪在完成引導(dǎo)裝配的同時(shí)還要承受重力作用，而在一側(cè)設(shè)置3點(diǎn)拉桿結(jié)構(gòu)的輔助安裝節(jié)，承受發(fā)動(dòng)機(jī)的側(cè)向力，如圖11所示。

圖11 滑軌安裝方式主輔安裝系統(tǒng)

3.3 吊掛安裝方式

吊掛安裝方式即飛機(jī)后機(jī)身的發(fā)動(dòng)機(jī)艙沿飛機(jī)軸向完全敞開，同時(shí)在發(fā)動(dòng)機(jī)艙下部設(shè)置可以打開的口蓋，使其可以向下完全敞開，如圖12所示。采用該安裝方式發(fā)動(dòng)機(jī)的裝機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡呈“L”形。歐洲多采用該種飛發(fā)安裝方式，如“狂風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)和RB199發(fā)動(dòng)機(jī)、“陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)和M88發(fā)動(dòng)機(jī)、“臺(tái)風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)和EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)。

圖12 吊掛安裝方式

采用吊掛安裝方式，飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)艙向后和向下完全敞開，在飛機(jī)上機(jī)身設(shè)置專用的吊掛結(jié)構(gòu)，裝機(jī)時(shí)需要維護(hù)人員在飛機(jī)上部進(jìn)行部分操作。發(fā)動(dòng)機(jī)裝配時(shí)先通過裝配車移至飛機(jī)下方的裝配處，再通過飛機(jī)上部的吊掛結(jié)構(gòu)與發(fā)動(dòng)機(jī)的前承力框架和后承力框架相連，通過吊掛工具將發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛至安裝位置完成裝配。

采用吊掛安裝方式，主安裝平面設(shè)置于發(fā)動(dòng)機(jī)前端的中介機(jī)匣處，輔助安裝平面設(shè)置于發(fā)動(dòng)機(jī)后端的后機(jī)匣上，構(gòu)成前主后輔的承力安裝系統(tǒng)，飛發(fā)安裝系統(tǒng)的力學(xué)模型如圖13所示。

圖13 吊掛安裝方式力學(xué)模型

主安裝平面在正上方設(shè)置1個(gè)推力銷結(jié)構(gòu)的主安裝節(jié)，只承受推力，同時(shí)在主安裝平面兩側(cè)各設(shè)置1個(gè)2點(diǎn)拉桿結(jié)構(gòu)的輔助安裝節(jié)，承受重力和側(cè)向力；在輔助安裝平面正上方設(shè)置1個(gè)3點(diǎn)拉桿結(jié)構(gòu)的輔助安裝節(jié)，只承受重力。

4 對(duì)比分析

不同飛發(fā)安裝連接系統(tǒng)的特點(diǎn)見表1。

表1 飛發(fā)安裝連接系統(tǒng)特點(diǎn)

飛發(fā)安裝方式呈現(xiàn)出很強(qiáng)的技術(shù)延續(xù)性；不同飛發(fā)連接結(jié)構(gòu)的主要區(qū)別在于主安裝節(jié)是采用推力銷還是抱軸結(jié)構(gòu)，采用何種安裝方式很大程度上決定了飛發(fā)連接結(jié)構(gòu)。從表1中的對(duì)比可見，俄羅斯“抱軸+鉆山洞”飛發(fā)安裝連接結(jié)構(gòu)裝配性較差，但結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單有效；美國(guó)“抱軸+滑軌”飛發(fā)安裝連接結(jié)構(gòu)的裝配性非常高，可以快速完成戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境下發(fā)動(dòng)機(jī)的裝拆和維護(hù)，但結(jié)構(gòu)復(fù)雜；歐洲“推力銷+吊掛”飛發(fā)安裝連接結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)潔且形式巧妙獨(dú)特，但對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)影響較大。

第4代戰(zhàn)斗機(jī)廣泛采用推力矢量技術(shù)，在俄羅斯和美國(guó)現(xiàn)役裝配推力矢量動(dòng)力的戰(zhàn)斗機(jī)（如Su-35和Al-31FN-M1、F-22和F119以及具備短距/垂直起降的F-35和F135）中，這些飛發(fā)結(jié)構(gòu)并未因推力矢量問題（偏轉(zhuǎn)扭矩）改變以往的連接安裝結(jié)構(gòu)，而是采用局部加強(qiáng)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度或增加輔助安裝節(jié)的方式滿足連接安裝要求。

推力矢量技術(shù)、2元下遮擋噴管必將成為發(fā)展趨勢(shì)。如何更加有效地實(shí)現(xiàn)飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)的融合，要求飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行更加緊密的一體化設(shè)計(jì)，即飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同設(shè)計(jì)，考慮相互影響，綜合各種因素得到最優(yōu)的飛發(fā)安裝連接方案。

5 結(jié)束語(yǔ)

飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝連接系統(tǒng)需綜合考慮飛機(jī)的框架結(jié)構(gòu)、發(fā)動(dòng)機(jī)承力傳力系統(tǒng)、以及裝配性和維護(hù)性等因素而制定出最佳方案。無論采用何種安裝連接結(jié)構(gòu)，都需結(jié)合飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)進(jìn)行匹配優(yōu)化。

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（編輯：趙明菁）

Research on Aircraft/Engine Installation and Connection System of Low Bypass Ratio Military Engine

LI Jian1，LIU Ying2,TIAN Jing1，LYU Chun-guang1，JIA Zhi-yuan1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China;2.Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing 100076,China）

Aiming at the aircraft and engine installation and connection system of low bypass ratio military engine,the structural features of aircraft and engine installation system in active service fighters were studied.The connecting structure and characteristics of the engine mount were analyzed between the different main/supplementary installation mount.The assembly decomposition and load-bearing characteristics of aircraft and engine installation system including drilling into the hole,slipping through the rail and hoisting were presented.Combined with typical aircraft and engine connecting structure and the installation of the application form,the installation and connection systems of aircraft and engine should consider with related factors of the aircraft and engine and optimally matching.Finally,the direction of aircraft and engine installation and connection systems are forecasted.

installation system of military engine；military engines；low bypass ratio；engine mount；drilling into the hole；slipping through the rail；hoisting

V 228.4

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.05.017

2014-10-19 基金項(xiàng)目：航空動(dòng)力基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

李?。?984），男，工程師，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)工作；E-mail:ianleelj@qq.com。

李健，劉瑩，田靜，等.軍用小涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的飛發(fā)安裝連接研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2015，41（5）：81-85.LI Jian，LIU Ying, TIAN Jing，et al. Research on aircraft/engine installation and connection system of low bypass ratio military engine [J].Aeroengine，2015，41（5）：81- 85.