航空发动机在飞机上的安装结构

赵祥敏 薄纯智

（中航工业沈阳发动机设计研究所，辽宁 沈阳110015）

0 引言

航空发动机与飞机之间的安装构件将发动机的推力、重量及惯性力传递到飞机机体上，同时，发动机的安装方式还会影响到飞机的气动性能。因此，发动机在飞机上的安装方式设计对于飞机的结构完整性及气动设计至关重要。

本文介绍了航空发动机的安装位置及相应的结构形式。

1 需要考虑的问题

在发动机安装设计工作开始前或者设计过程中，以下几个问题需要注意：

（1）发动机的安装结构应有足够的强度承受飞机在加减速或转向时的惯性力、飞行方向的最大推力以及由于该推力产生的弯曲力矩、飞机转向时的陀螺力矩等。

（2）航空发动机应当刚性固定到飞机上，即发动机安装结构应该确保飞机与发动机之间无相对活动量。

（3）发动机安装结构应避免由飞机承力框架的变形给发动机带来附加应力。

（4）发动机安装结构的设计应当避免发动机工作期间的热膨胀给飞机、发动机或者安装系统带来额外的工作应力。

（5）发动机在飞机上的装配及分解工作的可操作性直接影响了飞机的维修时间，也应该得到重视。

1.1 发动机安装结构的负载分析

对安装结构能够承受的负载的限制有时由客户或者设计单位提出，也有一些行业标准对此进行了规定。例如欧洲航空安全管理局（EASA）就利用行业标准规定了大型民用飞机的发动机安装系统的最大扭矩、最大横向负载、最大陀螺力矩等。

1.2 热膨胀问题

在航空发动机热端工作的零组件都有热膨胀的问题，但并不是所有的热膨胀量都会传递到发动机安装结构上，只有在传力路线上零件的热膨胀才会有影响，例如轴承支座、承力机匣等。热膨胀受很多因素影响。首先，航空发动机的工作状态越高，热端温度越高，热膨胀量则越大；其次，在同样的温升条件下，同样尺寸的零件，如果材料的热膨胀系数不同，热膨胀量也会相差甚多。例如，原尺寸为1米的某高温合金材料，当温升达到600摄氏度时，则它的伸长量可达9毫米。这样的变形量足以对发动机、安装结构及飞机带来显著的附加应力。

2 航空发动机在飞机上的安装位置

在开展航空发动机安装结构的设计工作之前，首先应该确定发动机在飞机上的安装位置，而安装位置在很大程度上受飞机的飞行速度要求。当飞机的飞行速度超过音速，飞机的空气阻力将大幅上升，因此，超音速飞机的发动机布局应该考虑减小飞机整体的迎风面积。

2.1 亚音速飞机的航空发动机布局

目前大多数亚音速飞机的发动机位于翼下，即翼吊布局，例如Airbus的A380。此外，还有常见于商务客机的将发动机安装在飞机后机身的布局，即尾吊布局，例如Gulfstream的G550，以及翼下/尾吊布局，例如Lockheed的Tristar。

对于翼吊布局的发动机，传播到客舱内的噪音较小、飞机稳定性高，此外，还能减小飞机飞行时机翼根部的应力，从而降低了机翼及机身的强度需求，并进一步降低了飞机的自身重量。然而，翼吊布局会增大飞机飞行时的空气阻力。为了尽量减小由此带来的空气阻力，应控制发动机的前后位置以及距离机翼的高度。

对于尾吊布局的发动机，气流不受发动机的干扰，而且可以降低飞机起落架的高度，从而有利于减轻飞机的自身重量。另外，由于不存在翼吊飞机中单个发动机熄火时为了克服单机弯矩而需要的厚重的方向舵，也有助于减小飞机的重量。然而，为了避免发动机尾气对飞机尾翼气流的影响，飞机尾部应当做成“T”形结构。这种设计会限制飞机的飞行攻角，否则受气流的影响，飞机容易因为不易控制而出现危险。

2.2 超音速飞机的航空发动机布局

超音速飞机在军用飞机中非常普遍。无论在单发还是双发的战机中，发动机一般内嵌在机身内。作为超音速民用客机的Concorde，配装了四个涡喷发动机，发动机机及其进气道在集成在机翼的下方。这种内嵌式发动机布局仅适用于涡喷发动机或者低涵道比的涡扇发动机。

在超音速飞机中，之所以内嵌式布局较为普遍，是因为该布局减小了飞机的迎风面积，从而降低了超音速飞行时的空气阻力。但采用该布局的飞机有机舱内噪音大的缺点。

3 航空发动机安装系统的结构设计

航空发动机与飞机之间的相对运动包含六个自由度，发动机的安装系统应该通过多个悬挂点约束这六个自由度。同时，发动机的轴向和径向热膨胀不应该受到约束。

一般情况下，有以下四种基本的发动机安装系统的基本单元。

（1）可以约束三个移动自由度的固定的球连接或者锥形轴颈；

（2）可以约束两个移动自由度的滑动轴颈；

（3）可以约束平面内两个自由度的铰接固定的“A”形支架；

（4）仅可以承受沿拉杆方向的力的铰接拉杆。

这四种安装结构的基本单元可以组合成不同的静定的安装系统，同时不会约束发动机的热膨胀。最终的组合形式取决于发动机的结构特点及其安装形式。

3.1 翼吊布局的发动机安装结构

采用翼吊布局的发动机一般通过发动机的前后吊点悬挂在飞机的发动机挂架上。该结构的发动机安装结构有很多类型，其中一些是静定结构，而有一些的传力路线存在冗余设计，冗余设计提高了结构可靠性。例如B747的发动机就采用了冗余的支撑结构，它的前吊点、后吊点及推力拉杆分别连接到发动机挂架上。前吊点采用了锥形轴颈，后吊点采用了“A”形支架与铰接拉杆的联合结构。

3.2 尾吊布局的发动机安装结构

对于尾吊布局的发动机，适用于翼吊布局的悬挂式结构已不在适用，而更为广泛的采用侧向支撑结构。例如，飞机Fokker F-28的发动机，前支点由位于发动机侧面的推力轴承和一个连接到发动机上方的铰接拉杆组成，后支点通过“A”形支架固定在发动机的上方。

3.3 嵌入机身的发动机安装结构

对于嵌入机身的发动机，发动机的上方和侧面都可以用于固定发动机的支撑点。例如F-14的前支点为布置在发动机两侧的两个滑动轴颈结构，后支点为位于发动机上方的两端铰接的拉杆结构。而F-104飞机的前支点为用于悬挂的铰接拉杆，后支点为位于发动机两侧的两个滑动轴颈。

4 结论

发动机的安装结构应该满足本文中列出的所有设计要求。因此，在设计过程中，需要综合考虑飞机的空气阻力、自身重量，以及结构的可靠性、维修性等。然而，这些设计因素往往是相互矛盾，顾此失彼的，因此一个成功的安装结构的设计不是在所有方面都做到最优，而是从中找到最佳的折中点，使安装结构的综合性能最适合该型飞机与发动机的使用要求。

［1］Klaus Hunecke,Jet engines:Fundamentals of Theroy,Design and Operation[M].Wiltshire:Airlife Publishing Ltd,1997.

［2］Michael C.Y.Niu,Airframe structural design[M].Hong Kong:Hong Kong Conmilit Press Ltd.,2002.