民用飞机发动机安装节设计载荷要求研究

徐春雨

【摘 要】发动机安装节作为发动机及机体结构之间的连接结构，其强度设计是保证飞机安全极其重要的一个环节。飞机设计载荷先行，为了保证发动机安装节结构设计满足适航的要求，从而保证飞行安全，因此其设计载荷的完备性及准确性显得至关重要。本文通过对适航条款的研究，给出了发动机安装节设计所需满足的载荷要求，对发动机安装节设计起指导作用。

【关键词】发动机安装节；惯性载荷；扭矩载荷；陀螺载荷；FBO载荷；风车载荷

0 引言

发动机安装节系统将发动机固定于飞机结构上，并将其产生的载荷传递至机体结构。根据民用飞机上发动机安装位置的不同，分为尾吊发动机安装节系统与翼吊发动机安装节系统（注：由于尾吊与翼吊发动机安装节功能相同，并且结构相近，只是由于安装位置不同，结构尺寸稍有变化，本文将以翼吊发动机安装节为主进行介绍）。其强度设计所需满足的载荷条款包括：§25.301 载荷，§25.361 发动机扭矩，§25.363 发动机和辅助动力装置支架的侧向载荷，§25.367 发动机失效引起的非对称载荷，§25.371 陀螺载荷，发动机突然停车专用条件。

1 发动机惯性载荷

根据CCAR 25.301条款的要求，对于飞机结构应满足：

（a） 强度的要求用限制载荷（服役中预期的最大载荷）和极限载荷（限制载荷乘以规定的安全系数）来规定。除非另有说明，所规定的载荷均为限制载荷。

（b） 除非另有说明，所规定的空气、地面和水载荷必须与计及飞机每一质量项目的惯性力相平衡。这些载荷的分布必须保守地近似于或接近地反映真实情况。除非表明确定受载情况的方法可靠，否则用以确定载荷大小和分布的方法必须用飞行载荷测量来证实。

（c） 如果载荷作用下的变形会显著改变外部载荷或内部载荷的分布，则必须考虑载荷分布变化的影响

发动机惯性载荷来自于全机载荷输入，主要飞行载荷和地面载荷，是指按照CCAR25 部计算的载荷，包括：动态突风载荷（包括离散垂直突风、离散侧向突风、连续垂直突风、连续侧向突风）、动态着陆载荷、动态滑行载荷、飞行载荷、地面载荷（包括三点起飞滑跑、两点滑行刹车、三点滑行刹车、急刹车、左转弯、右转弯、前轮侧偏§25.499（a）、前轮侧偏§25.499（b）（c）、前轮侧偏§25.499（e）、绕左主起落架的回转情况、绕右主起落架的回转情况、倒行刹车、起飞滑跑的组合载荷情况）。

2 发动机扭矩载荷

发动机限制扭矩载荷指根据§25.361计算的扭矩载荷。§25.361 b）规定：“对于涡轮发动机装置，发动机架及其支承结构必须设计成能承受下列每一种载荷：

（1） 由于故障或结构损坏（例如压气机卡住）造成发动机突然停车所产生的发动机限制扭矩载荷；

（2） 发动机最大加速所产生的发动机限制扭矩载荷。”

针对25.361 b）（1）条，限制扭矩载荷来自于发动机停转、熄火、油路切断。最危险工况为油路切断后，压缩机中有最大剩余空气流量，但这时涡轮转子中没有能量输入。这一最大减速扭矩发生于红线速度下的突然减速，仅存在几毫秒。

发动机极限扭矩载荷主要是指转子锁死力矩（Rotor Seizure Torque），可能由两种情况导致：风扇叶片脱落（FBO）情况中风扇与风扇机匣碰撞、其他可能导致发动机停转的事件（涡轮叶片脱落）。

确定发动机最大减速时的限制扭矩时可以按发动机在Δt 时间内从最大转速ωxmax 减小到零。Δt 的大小按发动机转动部分惯量的大小取值，如果惯量小，减速容易可取0.2 秒，如果惯量大，减速慢可取较大的值，目前国外最大的发动机惯量情况取到0.5，通常情况国外飞机取0.2 到0.3。

针对25.361 b）（2）条，首先要确定各转动部分在最大加速情况下的最大角加速度。

得到以上两个力矩后还需和飞机平飞时的气动载荷和惯性载荷叠加，进行安装节系统的强度分析。发动机停车时的扭矩值应作为限制载荷使用，只有极少发生的非常突然的突然停车才会产生很大的扭矩，可以作为发动机的极限载荷对待。

发动机扭矩载荷通过安装节系统传递到吊挂上，飞机两侧发动机的扭矩通常是同向的（两侧发动机旋转的方向一致），计算时应是两侧发动机同时作用而不能只考虑一侧。

3 陀螺载荷

发动机陀螺载荷指根据§25.371计算的扭矩载荷。

§25.371规定：任何发动机或辅助动力装置的支承结构必须按§25.331、§25.341（a）、§25.349、§25.351、§25.473、§25.479、§25.481 中规定情况产生的包括陀螺载荷在内的载荷进行设计，且发动机或辅助动力装置处于与该情况相应的最大转速。为了符合本条的要求，必须满足§25.331（c）（1）的俯仰机动的要求直到达到正的限制机动载荷系数（§25.333（b）的A2点）。

本条款规定了在进行发动机安装节结构设计时，必须按§25.331、§25.341（a）、§25.349、§25.351、§25.473、§25.479、§25.481 中规定情况产生的载荷情况进行分析，需包括发动机以最大转速工作所产生的陀螺载荷。

在上述条款规定的情况下，因为飞机具有俯仰、偏航及滚转角速度，所以会在发动机安装节上产生一个陀螺载荷。具体来说，条款规定在计算公式中ω2要按下列情况选取：

（1）俯仰机动中的最大俯仰角速度。

（2）滚转机动过程中所出现的最大俯仰角速度或偏航角速度。

（3）偏航机动中的最大偏航角速度。

陀螺载荷计算公式通常为：M = Ix×ω1×ω2

式中：M——发动机所产生的陀螺力矩（牛·米）

Ix——发动机（包括螺旋桨）旋转部分的转动惯量（公斤·米2）

ω1——发动机旋转部分的转动角速度（弧度/秒）

ω2——飞机的机动俯仰或偏航角速度（弧度/秒）

根据陀螺载荷的计算公式可以确定力矩的方向，目前常见的民用飞机的发动机的旋转方向都为逆时针方向（从机头向机尾方向看），左右两侧发动机旋转方向一致，产生的旋转角速度方向向前，飞机俯仰时产生的角速度方向沿机翼的展向，按右手法则确定产生的陀螺力矩的方向为垂直方向，而偏航时产生的陀螺力矩方向为沿飞机展向。产生的陀螺力矩应按结构的连接特点用可靠或保守的方法传递到发动机的支撑结构，并与规定的全机载荷叠加进行结构的校核。

4 FBO载荷

FBO 载荷是指发动机风扇叶片因鸟撞、冰雹或者是疲劳等原因发生断裂而脱落所引起的载荷。

发动机停车专用条件：

（c）对于发动机支撑结构，必须考虑1g平飞载荷和下述动载荷同时作用的极限载荷：

（1）任何风扇、压气机或涡轮叶片的丧失，以及

（2）任何能引起更大载荷的发动机结构损坏。

当（c）（1）和（c）（2）所定义的极限载荷作用到发动机架和吊挂上时，必须乘以1.0的安全系数；当作用到临近的机体支撑结构上时，必须乘以1.25的安全系数。

发动机载荷最严重的故障状态就是专用条件中规定的FBO状态，这个过程的模拟可以按照AC25.362-1X 进行，叶片的飞出数量要计算部分叶片、1片及1.5片（若FBO试验中叶片飞出数量超出1.5片，需对试验中飞出的数量进行补充计算），产生的惯量可以从供应商处获得，应按时间历程进行全机的动载荷计算得到发房、吊挂及支撑结构的极限载荷，这个过程一般持续几秒钟，前部分时间内是发动机强烈振动的不稳定状态，产生很大的载荷，之后经过一段时间发动机到达风车状态，产生风车载荷。这部分工作一般由发动机供应商进行，但主制造商必须证明其可靠性。所有发动机的重要参数必须有可靠的来源和出处。

FBO载荷为设计使用的极限载荷，这个载荷在加载时根据条款规定对不同的部位采用不同的安全系数，短舱、安装节和吊挂可以采用安全系数1.0。

5 风车载荷

风车载荷为发动机发生FBO事件后的持续不平衡载荷，该载荷定义见AC25.24“发动机持续不平衡”。风车载荷由发动机公司通过动响应分析得到，计算所用的有限元模型由发动机公司、短舱公司和飞机制造商联合建立。

CCAR 25.903c）发动机转动的控制：

必须有在飞行中单独停止任一台发动机转动的措施，但对于涡轮发动机的安装，只有在其继续转动会危及飞机的安全时才需要有停止任一发动机转动的措施。在防火墙的发动机一侧，可能暴露于火中的停转系统的每个部件必须至少是耐火的。如果为此目的使用螺旋桨液压顺桨系统，顺桨管路在顺桨期间可预期出现的各种使用条件下必须至少是耐火的。

在FBO发生后，进行发动机持续不平衡载荷计算，分析中考虑从最大到最小的风车速度，所有非线性因素（例如转子和定子的摩擦），并在频域内进行分析。

以上的不平衡振动载荷叠加上AC 25.24中5c（3）条中规定的载荷作为风车情况下结构的静载。

根据AC 25.24中5c（2）规定的转场任务剖面，飞机飞行阶段有等校正空速飘降（Initial Drift——FBO发生后飞机马上飘降）、等校正空速下降（Final Drift）、巡航（Cruise）、等校正空速下降（Final Descent）。在AC 25.24中5c（2）中规定的各个阶段中，5c（3）定义了各个阶段应该叠加的飞行载荷，构成了限制、极限载荷：

阶段1和阶段3中最大风车振动载荷叠加1g飞行载荷，考虑为限制载荷。考虑1.375系数后为极限载荷。

阶段4最大风车振动载荷叠加1.15g正平衡机动载荷，考虑为限制载荷。考虑1.375系数后为极限载荷。

阶段2最大风车振动载荷叠加70%机动和40%限制突风载荷，考虑为极限载荷。这部分载荷可以考虑为离散源损伤容限情况（DSDT）下返场任务载荷。

6 结束语

由于安装节结构所受载荷的复杂性，其强度设计载荷的选取极为关键。因此，在对相关适航规章的充分研究后，本文给出了完备的安装节设计载荷，对安装节结构设计有及其重要的指导意义。

【参考文献】

[1]中国民用航空总局. CCAR-25 运输类飞机适航标准[S].

[责任编辑：曹明明]