民用飞机发动机吊挂保险销设计研究

张鹏飞

【摘 要】随着国际适航组织对适航法规的不断修正和完善，危险情况下对机翼油箱及相关系统安全和客舱的保护成为民用飞机设计的主要关注和研究领域。同时，以波音公司和空客公司为主要大型商用飞机制造商竞争格局的形成，动力装置翼吊布局成为在役飞机最主要的动力装置布置形式，在这种条件下，应急情况动力装置、吊挂、机翼油箱结构的安全性设计和客舱安全及飞机经济性成为摆在每一个飞机主制造商面前的一对矛盾，也成为适航局方的主要的关注问题。

【关键词】高函道比涡扇发动机；短舱外部压力；临界载荷；发动机推力

0 引言

波音和空客系列飞机自737型号以来，就形成了完整的动力装置吊挂应急断离设计体系和分析验证方法。经历波音系列747、757、777、787等型号的不断验证和完善，波音公司完成了动力装置应急断离设计载荷设计和计算、保险销设计和分析、吊挂结构设计、保险销试验验证、动力装置吊挂抛离轨迹设计和分析等一系列关键技术的研究和方法验证。波音系列飞机的机翼结构、动力装置吊挂应急断离设计和验证技术已经成为其非常鲜明的技术特色之一。波音系列飞机在历史的多次空难中，动力装置吊挂应急断离设计成功的避免了油箱结构的损坏和动力装置对客舱结构的撞击，从而大大减少了乘客的伤亡，成为波音系列飞机在应急着陆等危险情况下避免二次损伤，造成灾难性事故的鲜明技术优势。

1 飞机载荷设计要求

本文对动力装置吊挂应急断离的设计的基本思路进行了讨论。基于上述设计思路，翼吊飞机动力装置吊挂应急断离设计按照如下载荷考虑是比较经济、可靠、安全的方式[1]：

机翼结构（尤其是吊挂和机翼连接的临近部位），包含机翼接头、机翼接头和壁板连接件、临近动力装置站位的机翼盒段油箱结构。除其需要考虑的飞行载荷、动载荷、气动载荷等主要载荷外，还需要考虑动力装置设计载荷、吊挂设计载荷、保险销设计载荷工况传递到机翼油箱本体结构的载荷和非正常着陆情况（主载荷方向向上、主载荷方向向后）传递到机翼油箱结构的载荷；

吊挂结构仅需要考虑动力装置和短舱传递过来的载荷情况，包含动力装置重心处的惯性载荷（飞行载荷、动载荷、地面载荷），及其他局部载荷情况，与机翼盒段相比，非正常着陆情况载荷是不需要考虑的。

飞机飞行载荷、动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（包括飞行机动载荷和动力装置失效载荷）、地面载荷（包括起飞滑跑、滑行刹车、急刹车、转弯、前轮侧偏、回转情况和倒行刹车等载荷情况）

FBO 载荷是指动力装置风扇叶片因鸟撞、冰雹或者是疲劳等原因发生断裂而脱落所引起的载荷。该载荷一般由动力装置公司通过动响应分析得到，计算所用的有限元模型由动力装置公司、短舱公司和飞机制造商联合建立。适航当局一般会通过专用条件的方式对该载荷的计算提出要求，具体载荷计算也可参考AC 25.362-1X ENGINE FAILURE LOADS。

2 结构载荷系数

应急断离载荷系数的定义如下：在吊挂设计的极限载荷基础上，考虑保险销热处理、制造和装配误差。因此，保险销的设计值为吊挂设计载荷的（1+β）倍。保险销承载能力的波动范围约为发生破坏的载荷范围α。

其中β为温度引起的考虑保守性，温度、载荷、材料性能、分析精度的安全系数。α是保险销热处理、机加、尺寸精度等误差引起的保险销剪切强度波动范围。

为保护机翼油箱相关结构，确保在所有载荷情况下，机翼油箱相关结构的安全。机翼结构（含机翼接头及所有外翼）需在保险销断离上限值的基础上考虑一定的安全系数，一般为α。

在应急断离设计中，其着陆情况决定了载荷主要方向为向上或向后[2]。为了确保保险销结构能够早于机翼结构和吊挂盒段结构首先发生破坏，一般会把保险销安装在载荷明确的单传力通路上，以免其余结构载荷的断离影响保险销的破坏。此外，保险销的设计理念决定，其设计为尺寸设计，而非强度设计，既要求在要求的载荷保险下，不发生破坏，又要求在特定的载荷情况下，必须发生明确的破坏，且破坏模型确切。

对于吊挂盒段结构而言，其传力形式均为多传力通路结构，在某处结构发生破坏时，剩余载荷能够通过其他传力路径传递出去。此外，吊挂结构考虑额外的温度场、管道爆裂等局部载荷情况，具有较高的安全裕度。因此，对吊挂盒段的应急断离设计，需要考虑有可能发生局部破坏后，剩余结构是否能够确保结构安全，来证明吊挂盒段结构的完整性。

3 有限元分析

建立机身、机翼、发动机的有限元动态撞击分析模型。关于撞击速度，考虑接地时的水平及下沉速度，而忽略高度及风速的影响。最大水平速度为70m/s，最大下沉速度为10.7m/s。

机翼简化为一个弹性结构；动力装置简化为一个刚体；忽略动力装置整流罩的影响，将动力装置简化为前风扇机匣、后核心机匣两部分；地面尺寸远大于动力装置尺寸。

对模型进行连接处理，将同一构件之间无法进行节点融合的部分，运用弹簧元进行连接。其次进行接触处理，对不同构件之间采用Contacts 处理，包括剪切销处、动力装置与地面处等部位运用34 号non-symetric node-to-segment with edge treatment 接触进行处理。

对有限元模型中各个部件赋予相应的材料属性，对于剪切销的材料为15-5ph。但由于在高应变率状态下，结构材料所表现的动态力学特性与准静态力学特性不同。其原因为：首先，静力学忽略介质微元体的惯性作用，而冲击载荷以载荷作用的短历时为其特征，介质的各个微元体处于随时间变化的动态过程中，必须计及介质微元的惯性。第二，从材料变形机理来说，除了弹性变形以材料中的波速传播外，非弹性变形运动和断裂都是以有限速度发展（如错位的运动过程、应力引起的扩散过程、裂纹扩展和传播过程等）。因此需要得到冲击响应下的材料参数。进行动态冲击试验，利用分离式Hopkinson 杆试验可以获得材料在不同应变率下的应力应变曲线，以得到该种材料的Johnson-Cook（JC）本构模型。Johnson-Cook 本构模型的表达式如下：A、B、C、 和m 为待定参数，需要根据不同应变率和不同温度条件下的应力应变关系实验曲线拟合得到。

假设在飞机应急着陆的过程中动力装置对飞机不再产生动力，飞机以匀速碰撞地面，在试算的过程中忽略重力对整个模型的影响。在Loads 下的Initial Velocity 中赋予飞机机翼、吊挂和动力装置整体相对于地面一个应急着陆初始速度，初步赋予机翼、吊挂和动力装置整体相对地面水平速度为50m/s，垂直速度为5m/s，三者整体与地面的撞击角设置为0°。在赋予速度的过程中，对于销钉、动力装置和机翼选择全部实体单元作为对象，而对于刚体结构的吊挂则选择其各个部件的质心。对于终止时间的设定，以满足吊挂可以正常分离即可。通过计算可以发现，吊挂正常分离所需的时间小于0.1s，故选择仿真计算的时间为0.1s。计算结果如图3所示。

4 结论

本文详细论述了翼吊民用飞机吊挂应急断离设计中的所有内容，包含适航条款要求、载荷考虑、结构载荷系数、断离界面的选择、断离顺序和抛离轨迹的分析、保险的设计方法和分析方法、保险销热处理工艺的路径和方法，并给出了结论。同时，还论述了动力装置应急断离设计的验证试验及验证方。比较全面的给出了动力装置应急断离设计的全貌。

【参考文献】

[1]牛春匀.使用飞机结构应力分析及尺寸[M].航空工业出版社，2009.

[2]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]