军用小涵道比发动机的飞发安装连接研究

李 健，刘 莹，田 静，吕春光，贾智元

（1.中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015；2.北京航天动力研究所，北京100076）

军用小涵道比发动机的飞发安装连接研究

李 健1，刘 莹2，田 静1，吕春光1，贾智元1

（1.中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015；2.北京航天动力研究所，北京100076）

针对军用小涵道比发动机飞发安装连接问题，通过分析现役典型战斗机的飞发结构特点，研究了不同主、辅安装节的连接结构及其特点，总结归纳了钻山洞、滑轨和吊挂3种飞发安装方式的装拆特点和承力特性，结合典型的飞发连接结构和安装方式的搭配应用形式，对比分析了不同系统的特点，得出飞发安装连接系统需综合考虑飞机与发动机相关因素而制定和优化匹配的方案，对飞发安装连接系统的发展方向进行了分析预测。

飞发安装连接；军用发动机；小涵道比；安装节；钻山洞；滑轨；吊挂

0 引言

航空发动机作为飞机的心脏，为飞机提供动力，能从根本上实现先进战斗机超声速巡航、过失速机动、矢量推力以及大航程高效率。发动机与飞机通过安装连接系统合二为一，该系统不仅影响发动机的主辅安装框架、承力传力形式，也直接影响飞机的结构布局、后机身的框架。通过安装连接系统实现飞机全包线内飞发可靠的连接固定、载荷的合理传递，并考虑装配性维护性，便于发动机装配分解。

文献[1]研究了前主后辅和前辅后主2种结构形式的安装系统；文献[2]分析了典型战斗机的飞发连接结构和机身特点。但针对安装连接系统的研究和系统化、理论化的研究成果较少。本文从飞机和发动机角度，对军用小涵道比发动机的飞发连接结构及安装形式进行研究。

1 飞发安装连接概述

飞发安装连接系统是发动机与飞机间的机械连接系统。合理的发动机舱框架结构能规划出合理的连接结构和安装方式，满足结构空间要求，实现全包线内不同工况载荷下飞发一体化可靠稳定地工作。

发动机通常通过1套具有2个（主、辅安装片面）框架平面，多个主、辅安装节构成的安装连接系统与飞机的静定定位连接，此安装连接系统需承受3个方向的力和扭矩，由6个约束形成1套静定的连接结构，如图1所示。

图1 飞发载荷

发动机舱需要必要的空间结构完成单、双发动机的装机，其结构框架应具有足够的强度，以实现发动机可靠安装、传递发动机推力、承受动力系统的各种机械载荷，同时发动机舱需具备一定的敞开性，以完成发动机的装配分解，进行必要的日常维护。

2 飞发连接结构

2.1 主安装节的连接结构

位于主安装平面上的主安装节在承受高推比发动机巨大轴向载荷的同时，还要承受其他形式力的作用，其形变量大，刚性强，装拆频繁，对强度和可靠性的要求高。2个主安装节多为水平设置，也有采用1个主安装节的连接结构。主安装节与飞机的典型连接结构主要有推力销和抱轴2种。

2.1.1 推力销连接结构

推力销连接结构是在发动机主安装节处设置球窝座，在飞机机身处设置推力销，通过球窝座的中心孔与飞机的推力销相连，实现发动机的轴向等多种载荷的传递和连接定位，其典型结构形式如图2所示。

图2 推力销连接结构

2.1.2 抱轴连接结构

抱轴连接结构是在发动机的主安装节处设置抱轴销，该抱轴销径向插入发动机球窝形式的主安装节中，具有一定的径向活动量，同时在飞机机身相应位置设置刚性固定的抱轴销，发动机装配到位时通过抱轴快卸环实现飞机与发动机抱轴销的同轴抱紧连接，完成飞发连接定位和载荷传递，具体结构形式如图3所示。F-35战斗机与F135发动机的抱轴连接结构如图4所示。

图3 抱轴连接结构

图4 F-35战斗机与F135发动机的抱轴连接结构

2.2 辅助安装节的连接结构

位于辅助安装平面上的辅助安装节不承受轴向力，其受力情况与强度要求远小于主安装节的，辅助安装节很大程度上是为了补充定位约束，完成对发动机安装的固定要求，其设置数目和位置相对灵活，多采用2点拉杆和3点拉杆结构形式，同时可根据主辅安装节配置的情况，设置1个或多个可调拉杆，配合主安装节对发动机的安装位置进行微调。辅助安装节与飞机的典型连接结构主要有拉杆连接结构和滑轮连接结构2种。

2.2.1 拉杆连接结构

拉杆连接结构（2或3点拉杆）通过在拉杆两端使用轴向销钉与发动机耳片结构辅助安装节连接，传递发动机侧向力和惯性载荷。该结构可根据装机情况调节拉杆，实现发动机精准装配，F-35战斗机采用的典型拉杆连接结构如图5所示。

图5 F-35战斗机的拉杆连接结构

2.2.2 滑轮连接结构

采用滑轨飞发安装形式，在装配分解过程中滑轮需辅助发动机完成装拆，在装机完成后，滑轮将承受发动机的部分重力载荷，构成滑轮形式的辅助安装节。F-35战斗机采用的典型滑轮连接结构如图6所示。

图6 F-35战斗机的滑轮连接结构

3 飞发安装方式

3.1 钻山洞安装方式

钻山洞安装方式即飞机后机身的发动机舱沿飞机轴向敞开，形如“山洞”。发动机装配时从飞机尾部沿飞机轴向装入发动机舱，整个过程犹如发动机钻入飞机的发动机舱洞内，如图7所示。采用该安装方式，发动机的装机运动轨迹呈直线。俄罗斯多采用该种飞发安装方式，如苏-27战斗机和其配装的AL-31F发动机。

图7 苏-27战斗机和AL-31F发动机的钻山洞安装方式

钻山洞安装方式要求飞机的发动机舱轴向敞开性好，发动机在安装轨迹内不能与飞机构件干涉，发动机在装配时以悬臂支撑钻入机舱内，同时尽量保证发动机轴线与飞机发动机舱轴线共线，避免在安装过程中调整发动机的高度，以便简化安装。

采用钻山洞安装方式，主安装平面设置于发动机前端的中介机匣处，辅助安装平面设置在发动机后端的加力筒体上，构成前主后辅的承力安装系统，飞发安装系统的力学模型如图8所示。

钻山洞安装方式主安装平面水平左右各设置1个推力销结构的主安装节，承受重力、推力或者侧向力。辅助安装平面在正上方和水平左右设置2点拉杆结构的辅助安装节，承受重力、侧向力。

图8 钻山洞安装方式力学模型

3.2 滑轨安装方式

与钻山洞安装方式类似，滑轨安装方式也要求飞机后机身的发动机舱沿飞机轴向敞开，但还要求在飞机发动机舱上方设置辅助滑轨，作为发动机滑轮的安装轨道，如图9所示。发动机的装机运动轨迹呈直线。美国第3、4代战斗机多采用该种飞发安装方式，如F-16战斗机与F110发动机、F-22战斗机与F119发动机、以及F-35战斗机与F135发动机。

图9 滑轨安装方式

滑轨安装方式基本特点与钻山洞安装方式相同，为使发动机的装拆更加便捷可靠，在发动机舱上方设置一定长度的安装滑轨，在发动机前部承力框架上安装滑轮，滑轮沿滑轨引导发动机进入发动机舱，发动机后承力框架支撑在安装车上，发动机以非悬臂结构装入发动机舱。

滑轨安装方式的主安装平面设置于发动机后端的加力筒体处，辅助安装平面设置在发动机前端的进气机匣上，构成前辅后主的承力安装系统，其力学模

型如图10所示。

图10 滑轨安装方式力学模型

在主安装平面水平左右各设置1个抱轴结构的主安装节，受到重力、推力作用；同时在主安装平面的侧下方设置2点拉杆结构的侧拉杆，承受发动机的侧向力；辅助安装平面上方的滑轮在完成引导装配的同时还要承受重力作用，而在一侧设置3点拉杆结构的辅助安装节，承受发动机的侧向力，如图11所示。

图11 滑轨安装方式主辅安装系统

3.3 吊挂安装方式

吊挂安装方式即飞机后机身的发动机舱沿飞机轴向完全敞开，同时在发动机舱下部设置可以打开的口盖，使其可以向下完全敞开，如图12所示。采用该安装方式发动机的装机运动轨迹呈“L”形。欧洲多采用该种飞发安装方式，如“狂风”战斗机和RB199发动机、“阵风”战斗机和M88发动机、“台风”战斗机和EJ200发动机。

图12 吊挂安装方式

采用吊挂安装方式，飞机的发动机舱向后和向下完全敞开，在飞机上机身设置专用的吊挂结构，装机时需要维护人员在飞机上部进行部分操作。发动机装配时先通过装配车移至飞机下方的装配处，再通过飞机上部的吊挂结构与发动机的前承力框架和后承力框架相连，通过吊挂工具将发动机吊挂至安装位置完成装配。

采用吊挂安装方式，主安装平面设置于发动机前端的中介机匣处，辅助安装平面设置于发动机后端的后机匣上，构成前主后辅的承力安装系统，飞发安装系统的力学模型如图13所示。

图13 吊挂安装方式力学模型

主安装平面在正上方设置1个推力销结构的主安装节，只承受推力，同时在主安装平面两侧各设置1个2点拉杆结构的辅助安装节，承受重力和侧向力；在辅助安装平面正上方设置1个3点拉杆结构的辅助安装节，只承受重力。

4 对比分析

不同飞发安装连接系统的特点见表1。

表1 飞发安装连接系统特点

飞发安装方式呈现出很强的技术延续性；不同飞发连接结构的主要区别在于主安装节是采用推力销还是抱轴结构，采用何种安装方式很大程度上决定了飞发连接结构。从表1中的对比可见，俄罗斯“抱轴+钻山洞”飞发安装连接结构装配性较差，但结构简单有效；美国“抱轴+滑轨”飞发安装连接结构的装配性非常高，可以快速完成战场环境下发动机的装拆和维护，但结构复杂；欧洲“推力销+吊挂”飞发安装连接结构简洁且形式巧妙独特，但对机身结构影响较大。

第4代战斗机广泛采用推力矢量技术，在俄罗斯和美国现役装配推力矢量动力的战斗机（如Su-35和Al-31FN-M1、F-22和F119以及具备短距/垂直起降的F-35和F135）中，这些飞发结构并未因推力矢量问题（偏转扭矩）改变以往的连接安装结构，而是采用局部加强结构强度或增加辅助安装节的方式满足连接安装要求。

推力矢量技术、2元下遮挡喷管必将成为发展趋势。如何更加有效地实现飞机与发动机的融合，要求飞机与发动机进行更加紧密的一体化设计，即飞机和发动机协同设计，考虑相互影响，综合各种因素得到最优的飞发安装连接方案。

5 结束语

飞机与发动机的安装连接系统需综合考虑飞机的框架结构、发动机承力传力系统、以及装配性和维护性等因素而制定出最佳方案。无论采用何种安装连接结构，都需结合飞机与发动机的结构特点进行匹配优化。

[1]田静，邱明星.带推力矢量的高推比发动机安装系统技术研究[J].航空发动机，2012，38（2）：23-26. TIAN Jing，QIU Mingxing.Study of installation system for high thrustweight ratio engine with thrust vectoring[J].Aeroengine，2012，38（2）：23-26.(in Chinese)

[2]刘亚军，刘道庆.浅析现代战斗机发动机安装连接形式[J].飞机设计，2010，30（5）：27-30. LIU Yajun，LIU Daoqing.Analysis of installation and attachment forms of engines for modern fighters[J].Aircraft Design，2010，30（5）：27-30. (in Chinese)

[3]陈志英，张冶.航空发动机在飞机短舱内安装的路径规划研究[J].航空发动机，2004，30（3）：5-7. CHEN Zhiying，ZHANG Ye.Study on planning for aeroengine installation paths in nacelles[J].Aeroengine，2004，30（3）：5-7.(in Chinese)

[4]钱飞，宋文艳，骆广琦.某型飞机/发动机一体化性能计算[J].航空动力学报，2013，28（5）：1112-1118. QIAN Fei，SONG Wenyan，LUO Guangqi.Calculation of integrated performance for aircraft/engines [J].Journal of Aerospace Power，2013，28（5）：1112-1118.(in Chinese)

[5]朱岩，田宏星.基于数字样机的民用飞机发动机安装位置确定方法研究[J].航空科学技术，2013（1）：49-51. ZHU Yan，TIAN Hongxing.Study of engine installation position method based on digital mockup for civil aircraft[J].Aeronautical Science and Technology，2013（1）：49-51.(in Chinese)

[6]吕春光.航空发动机外涵机匣结构建模方法研究 [J].航空发动机，2012，38（1）：29-32. LYU Chunguang.Study of modeling for areoengine bypass duct[J]. Aeroengine，2012，38（1）：29-32.(in Chinese)

[7]罗金亮，李铭兴.飞机发动机固定装置的载荷计算方法[J].洪都科技，2006（3）：20-27. LUO Jinliang，LI Mingxing.Load calculation of aircraft engine mount [J].Hongdu Science and Technology，2006（3）：20-27.(in Chinese)

[8]刘强，王先炜.NH90型直升机发动机安装系统的剖析[J].直升机技术，2003（2）：20-22. LIU Qiang，WANG Xianwei.An analysis of a typical engine installation on the helicopter[J].Helicopter Technique，2003，（2）：20-22.(in Chinese)

[9]施荣明.发动机安装结构动力学设计 [J].应用力学学报，2001，18（S1）：11-15. SHI Rongming.The structural dynamic design of the engine install[J]. Chinese Journal of Applied Mechanics，2001，18（S1）：11-15.(in Chinese)

[10]丁凯锋，王小锋，樊思齐.矢量喷管偏转对发动机推力的影响[J].推进技术，2000，21（3）：23-25. DING Kaifeng，WANG Xiaofeng，FAN Siqi.Effects of vector nozzle deflection on engine thrust [J].Journal of Propulsion Technology，2000，21（3）：23-25.(in Chinese)

[11]航空发动机设计手册总编委会.航空发动机设计手册：第3分册[M].北京：航空工业出版社，1999：153-168. Aeroengine Design Manual Compiling Committee.Aeroengine design manual(3th album)[M].Beijing：Aviation Industry Press，1999：153-168.(in Chinese)

[12]航空发动机设计手册总编委会.航空发动机设计手册：第5分册[M].北京：航空工业出版社，1999：298-304. Aeroengine Design Manual Compiling Committee.Aeroengine design manual (5th Album) [M].Beijing：Aviation Industry Press，1999：298-304.(in Chinese)

[13]田静.带推力矢量的某高推比发动机安装系统技术研究[D].西安：西北工业大学，2011. TIAN Jing.Research on the engine installation based on high thrust to weight ratio and vectoring thrust[D].Xi’an：Northwestern Polytechnical University,2011.(in Chinese)

[14]MA Qianrong，GUO Xin，WU Hu,et al.Model optimization method and connectedpipe experiment of a liquid fuel ramjet engine[J].Journal of Aerospace Power，2013，28（6）：1277-1285.

[15]YANG Bin.Blade containment evaluation of civil aircraft engines[J]. Chinese Journal of Aeronautics，2013，26（1）：9-16.

[16]Hunter C A.An approximate theoretical method for modeling the static thrust performance of nonaxisymmertric two dimensional convergent divergent nozzles[R].NASA N-95-23193.

[17]Rebolo R,Arredondo P,Matesenz A.Aerodynamics design of convergent-divergent nozzles[R].AIAA-93-2574.

（编辑：赵明菁）

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 基金项目：航空动力基础研究项目资助

李健（1984），男，工程师，从事航空发动机结构设计工作；E-mail:ianleelj@qq.com。

李健，刘莹，田静，等.军用小涵道比发动机的飞发安装连接研究[J].航空发动机，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.