朱 巖 / ZHU Yan(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

民用飛機(jī)動(dòng)力裝置安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究

朱 巖 / ZHU Yan
(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)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(jī)動(dòng)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(jī)和動(dòng)力裝置系統(tǒng)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，總結(jié)了安裝系統(tǒng)的一般設(shè)計(jì)要求。從載荷類型和傳力途徑、固定方法、熱補(bǔ)償和隔振技術(shù)四個(gè)方面總結(jié)了安裝系統(tǒng)的設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)，提出了安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)的一般流程，為民用飛機(jī)動(dòng)力裝置安裝系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了支持和技術(shù)積累。

安裝系統(tǒng)；動(dòng)力裝置；民用飛機(jī)

0 引言

民用飛機(jī)動(dòng)力裝置系統(tǒng)通常采用翼吊或尾吊式安裝，通過發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)(又稱安裝節(jié))將發(fā)動(dòng)機(jī)連接到飛機(jī)吊掛結(jié)構(gòu)上。發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)應(yīng)將發(fā)動(dòng)機(jī)牢固可靠地固定在飛機(jī)上，在所有設(shè)計(jì)狀態(tài)下，承受各種慣性載荷、氣動(dòng)載荷、發(fā)動(dòng)機(jī)推力和陀螺力矩等，同時(shí)隔離發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)和飛機(jī)之間的振動(dòng)傳遞，協(xié)調(diào)適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)的熱膨脹?？梢哉f，安裝系統(tǒng)是發(fā)動(dòng)機(jī)向飛機(jī)提供推力和所有其他功能的基礎(chǔ)，是飛機(jī)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(huì)直接妨礙飛行安全，進(jìn)而可能導(dǎo)致災(zāi)難性后果。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)分類

發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)采用的是CFM56-7B發(fā)動(dòng)機(jī)，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(jī)匣上，后安裝節(jié)連接在渦輪出口機(jī)匣上，推力桿連接中介機(jī)匣輪轂處和后安裝節(jié)。

如圖2所示，A320系列飛機(jī)采用的是CFM56-5B發(fā)動(dòng)機(jī)，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(dòng)機(jī)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(jī)匣的輪緣處，后安裝節(jié)連接在渦輪出口機(jī)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(jiǎn)單，維護(hù)性更好，發(fā)動(dòng)機(jī)和飛機(jī)間的流道距離更大，短艙和機(jī)翼的干擾阻力更小。后者對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣的變形影響小；由于短艙和機(jī)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(jī)翼主梁，傳力路徑簡(jiǎn)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(jì)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(jì)的減振機(jī)構(gòu)，在滿足發(fā)動(dòng)機(jī)安裝具體要求的同時(shí)，又實(shí)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(diǎn)。CFM56-5B/A320系列，CFM56-5C/A340及CFM56-7B/B737NG系列等均采用了此設(shè)計(jì)。

2 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)原則和要求

發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)是為了將發(fā)動(dòng)機(jī)可靠地吊掛在機(jī)翼下，并使發(fā)動(dòng)機(jī)在各種情況下能正常工作。發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)原則主要包括：

1)安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)應(yīng)滿足民用飛機(jī)的總體設(shè)計(jì)要求，使發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)工作時(shí)所產(chǎn)生的推力傳遞給飛機(jī)；

2)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(jì)應(yīng)充分考慮發(fā)動(dòng)機(jī)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(gè)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(shí)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(dòng)機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的振動(dòng)傳至機(jī)身；

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

8)安裝系統(tǒng)與飛機(jī)吊掛和發(fā)動(dòng)機(jī)承力機(jī)匣之間應(yīng)有合理的安裝界面和接口。

發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)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(dòng)控制、電搭接、材料、熱補(bǔ)償、維修性和壽命等方面的要求[3-5]。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)和流程

3.1 載荷類型及傳力途徑

發(fā)動(dòng)機(jī)安裝設(shè)計(jì)載荷及傳遞途徑是安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，從載荷的來源可分為三類載荷：一是發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)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(jī)機(jī)翼主承力結(jié)構(gòu)，如機(jī)翼大梁；二是發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的振動(dòng)和沖擊載荷，這類載荷正是發(fā)動(dòng)機(jī)減隔振設(shè)計(jì)需要控制的，使其傳至機(jī)體結(jié)構(gòu)在允許值范圍內(nèi)；三是發(fā)動(dòng)機(jī)工作和飛機(jī)飛行中產(chǎn)生的各類氣動(dòng)和慣性等載荷，這類載荷要么自成平衡，要么全機(jī)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(jì)的核心是確定各個(gè)部件所傳遞的載荷類型，進(jìn)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(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)和另兩種發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)所傳遞的載荷。

表1 四種發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)載荷傳遞對(duì)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(gè)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(shí)傳遞。

發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)載荷傳遞確定時(shí)，應(yīng)依據(jù)飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)安裝和結(jié)構(gòu)匹配的設(shè)計(jì)要求，確定發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)的載荷傳力途徑。

3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)的固定方法設(shè)計(jì)

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

發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)的靜不定設(shè)計(jì)又稱為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)的冗余設(shè)計(jì)，即發(fā)動(dòng)機(jī)安裝除基本固定結(jié)構(gòu)外，還存在冗余約束。在飛機(jī)正常飛行情況下，冗余約束不受任何方向的力和力矩，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)基本固定結(jié)構(gòu)失效時(shí)，冗余約束對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)冗余設(shè)計(jì)示意。

3.3 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)的熱補(bǔ)償設(shè)計(jì)

發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)允許發(fā)動(dòng)機(jī)在熱狀態(tài)下能自由膨脹，即在發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)允許在航向：發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)能自由熱變形。從而使發(fā)動(dòng)機(jī)安裝結(jié)構(gòu)在發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)不會(huì)由于熱變形引起大的結(jié)構(gòu)內(nèi)應(yīng)力。安裝節(jié)補(bǔ)償原理如圖6所示。

(a)后安裝節(jié)冗余設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)

(b)推力桿冗余設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)

圖5 后安裝節(jié)和推力桿冗余設(shè)計(jì)特點(diǎn)

某型發(fā)動(dòng)機(jī)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(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)本體的膨脹進(jìn)行熱補(bǔ)償。

3.4 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)的隔振設(shè)計(jì)

運(yùn)輸類飛機(jī)依據(jù)選裝發(fā)動(dòng)機(jī)不同可分為渦扇類運(yùn)輸機(jī)與渦槳類運(yùn)輸機(jī)。相比之下，渦槳類飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)問題比較突出，其發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)中均有專門的隔振裝置。對(duì)于渦扇類飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)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(gè)階段。第一階段為20世紀(jì)70年代，渦扇類飛機(jī)以伊爾76和波音707飛機(jī)為代表，發(fā)動(dòng)機(jī)直接剛性連接在飛機(jī)的結(jié)構(gòu)上，未采取隔振安裝，導(dǎo)致機(jī)體結(jié)構(gòu)振動(dòng)較大。如圖7所示。

第二階段為20世紀(jì)80年代，常見的機(jī)型包括波音737-300以及美國麥道公司的MD82等機(jī)型，前者在發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)處采用專門的隔振減小發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)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(dòng)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(dòng)機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的主要頻帶內(nèi)的振動(dòng)有效隔離，對(duì)于某幾個(gè)不易解決的幾個(gè)振動(dòng)頻率，則進(jìn)一步采用吸振器進(jìn)行有效抑制，較大程度上減小了發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)對(duì)機(jī)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(jī)體的結(jié)構(gòu)重量，且該類隔振裝置易損壞，一般在飛機(jī)的服役期內(nèi)需多次維修更換隔振裝置，增加了飛機(jī)的使用成本，一般難以為航空公司接受。

第三階段是20世紀(jì)80年代末及90年代，主要代表機(jī)型為空客A320以及波音737NG系列飛機(jī)，這兩款成功的機(jī)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(jì)的減振機(jī)構(gòu)，在滿足發(fā)動(dòng)機(jī)安裝具體要求的同時(shí)，又實(shí)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(diǎn)，且將熱補(bǔ)償設(shè)計(jì)、隔振設(shè)計(jì)均融入到結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中去，是目前發(fā)動(dòng)機(jī)隔振安裝的發(fā)展趨勢(shì)。

由于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的振動(dòng)不可避免，發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝需采用隔振措施以降低由發(fā)動(dòng)機(jī)傳遞給機(jī)體的振動(dòng)。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(xì)節(jié)設(shè)計(jì)。目前絕大部分現(xiàn)役民用飛機(jī)翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)安裝節(jié)的設(shè)計(jì)上，這屬于結(jié)構(gòu)振動(dòng)學(xué)設(shè)計(jì)的范疇，也是渦扇類發(fā)動(dòng)機(jī)隔振安裝技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)。但無論結(jié)構(gòu)形式如何變化，發(fā)動(dòng)機(jī)都必須考慮隔振系統(tǒng)安裝在飛機(jī)的機(jī)體結(jié)構(gòu)上。

3.5 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)流程

發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)流程框圖如圖9所示。

在按照上述設(shè)計(jì)流程進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，需要注意以下幾點(diǎn)：

1)飛機(jī)總體方案設(shè)計(jì)中考慮和發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)的內(nèi)容時(shí)，當(dāng)完成發(fā)動(dòng)機(jī)選型設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)確定發(fā)動(dòng)機(jī)的選型，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝設(shè)計(jì)載荷類型及傳遞、安裝形式、固定方法，并進(jìn)行熱補(bǔ)償和隔振設(shè)計(jì)。

2)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)須隨飛機(jī)結(jié)構(gòu)一起進(jìn)行地面靜強(qiáng)度、剛度、動(dòng)強(qiáng)度、疲勞/損傷容限試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)。在進(jìn)行地面試驗(yàn)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)一般以強(qiáng)度和剛度相當(dāng)?shù)募偌?，但其傳力情況應(yīng)與實(shí)際相符或等效，而發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)的零組件應(yīng)是按照?qǐng)D紙生產(chǎn)的產(chǎn)品件。

3)剛度試驗(yàn)與靜強(qiáng)度試驗(yàn)應(yīng)為同一試件，剛度試驗(yàn)的載荷一般不大于極限載荷的40%。而靜強(qiáng)度試驗(yàn)應(yīng)能充分驗(yàn)證安裝節(jié)構(gòu)件承受所有嚴(yán)重載荷的能力，一般應(yīng)逐級(jí)加載到100%極限載荷進(jìn)行試驗(yàn)。

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

5)飛行試驗(yàn)是考核發(fā)動(dòng)機(jī)安裝與隔振設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)件在各種飛行狀態(tài)和發(fā)動(dòng)機(jī)工況的真實(shí)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(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)才能定型。

4 結(jié)論

本文研究了現(xiàn)役典型的民用飛機(jī)動(dòng)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。總結(jié)了安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)原則和要求，并從載荷類型和傳力途徑、固定方法、熱補(bǔ)償和隔振技術(shù)四個(gè)方面總結(jié)了安裝系統(tǒng)的設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)，提出了安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)的一般流程，為民用飛機(jī)動(dòng)力裝置安裝系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供參考。

[1] 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第五冊(cè)，第十三冊(cè)[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(dòng)機(jī)安裝設(shè)計(jì)綜述[J].航空工程進(jìn)展，2013，3：268-273.

[3] 徐春雨.民用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)設(shè)計(jì)載荷要求研究[J].科技視界，2015，27：135.

[4] 彭森，李曉楠.民用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝節(jié)設(shè)計(jì)[J].科技展望，2015，24：107-108.

[5] 林國政.航空發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝和振動(dòng)控制[J].民用飛機(jī)設(shè)計(jì)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(jī)動(dòng)力裝置系統(tǒng)集成技術(shù)；E-mail： zhuyan@comac.cc