趙祥敏 薄純智

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，遼寧 沈陽110015）

0 引言

航空發(fā)動機與飛機之間的安裝構(gòu)件將發(fā)動機的推力、重量及慣性力傳遞到飛機機體上，同時，發(fā)動機的安裝方式還會影響到飛機的氣動性能。因此，發(fā)動機在飛機上的安裝方式設(shè)計對于飛機的結(jié)構(gòu)完整性及氣動設(shè)計至關(guān)重要。

本文介紹了航空發(fā)動機的安裝位置及相應(yīng)的結(jié)構(gòu)形式。

1 需要考慮的問題

在發(fā)動機安裝設(shè)計工作開始前或者設(shè)計過程中，以下幾個問題需要注意：

（1）發(fā)動機的安裝結(jié)構(gòu)應(yīng)有足夠的強度承受飛機在加減速或轉(zhuǎn)向時的慣性力、飛行方向的最大推力以及由于該推力產(chǎn)生的彎曲力矩、飛機轉(zhuǎn)向時的陀螺力矩等。

（2）航空發(fā)動機應(yīng)當(dāng)剛性固定到飛機上，即發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)應(yīng)該確保飛機與發(fā)動機之間無相對活動量。

（3）發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)應(yīng)避免由飛機承力框架的變形給發(fā)動機帶來附加應(yīng)力。

（4）發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)的設(shè)計應(yīng)當(dāng)避免發(fā)動機工作期間的熱膨脹給飛機、發(fā)動機或者安裝系統(tǒng)帶來額外的工作應(yīng)力。

（5）發(fā)動機在飛機上的裝配及分解工作的可操作性直接影響了飛機的維修時間，也應(yīng)該得到重視。

1.1 發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)的負(fù)載分析

對安裝結(jié)構(gòu)能夠承受的負(fù)載的限制有時由客戶或者設(shè)計單位提出，也有一些行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)對此進行了規(guī)定。例如歐洲航空安全管理局（EASA）就利用行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定了大型民用飛機的發(fā)動機安裝系統(tǒng)的最大扭矩、最大橫向負(fù)載、最大陀螺力矩等。

1.2 熱膨脹問題

在航空發(fā)動機熱端工作的零組件都有熱膨脹的問題，但并不是所有的熱膨脹量都會傳遞到發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)上，只有在傳力路線上零件的熱膨脹才會有影響，例如軸承支座、承力機匣等。熱膨脹受很多因素影響。首先，航空發(fā)動機的工作狀態(tài)越高，熱端溫度越高，熱膨脹量則越大；其次，在同樣的溫升條件下，同樣尺寸的零件，如果材料的熱膨脹系數(shù)不同，熱膨脹量也會相差甚多。例如，原尺寸為1米的某高溫合金材料，當(dāng)溫升達到600攝氏度時，則它的伸長量可達9毫米。這樣的變形量足以對發(fā)動機、安裝結(jié)構(gòu)及飛機帶來顯著的附加應(yīng)力。

2 航空發(fā)動機在飛機上的安裝位置

在開展航空發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)的設(shè)計工作之前，首先應(yīng)該確定發(fā)動機在飛機上的安裝位置，而安裝位置在很大程度上受飛機的飛行速度要求。當(dāng)飛機的飛行速度超過音速，飛機的空氣阻力將大幅上升，因此，超音速飛機的發(fā)動機布局應(yīng)該考慮減小飛機整體的迎風(fēng)面積。

2.1 亞音速飛機的航空發(fā)動機布局

目前大多數(shù)亞音速飛機的發(fā)動機位于翼下，即翼吊布局，例如Airbus的A380。此外，還有常見于商務(wù)客機的將發(fā)動機安裝在飛機后機身的布局，即尾吊布局，例如Gulfstream的G550，以及翼下/尾吊布局，例如Lockheed的Tristar。

對于翼吊布局的發(fā)動機，傳播到客艙內(nèi)的噪音較小、飛機穩(wěn)定性高，此外，還能減小飛機飛行時機翼根部的應(yīng)力，從而降低了機翼及機身的強度需求，并進一步降低了飛機的自身重量。然而，翼吊布局會增大飛機飛行時的空氣阻力。為了盡量減小由此帶來的空氣阻力，應(yīng)控制發(fā)動機的前后位置以及距離機翼的高度。

對于尾吊布局的發(fā)動機，氣流不受發(fā)動機的干擾，而且可以降低飛機起落架的高度，從而有利于減輕飛機的自身重量。另外，由于不存在翼吊飛機中單個發(fā)動機熄火時為了克服單機彎矩而需要的厚重的方向舵，也有助于減小飛機的重量。然而，為了避免發(fā)動機尾氣對飛機尾翼氣流的影響，飛機尾部應(yīng)當(dāng)做成“T”形結(jié)構(gòu)。這種設(shè)計會限制飛機的飛行攻角，否則受氣流的影響，飛機容易因為不易控制而出現(xiàn)危險。

2.2 超音速飛機的航空發(fā)動機布局

超音速飛機在軍用飛機中非常普遍。無論在單發(fā)還是雙發(fā)的戰(zhàn)機中，發(fā)動機一般內(nèi)嵌在機身內(nèi)。作為超音速民用客機的Concorde，配裝了四個渦噴發(fā)動機，發(fā)動機機及其進氣道在集成在機翼的下方。這種內(nèi)嵌式發(fā)動機布局僅適用于渦噴發(fā)動機或者低涵道比的渦扇發(fā)動機。

在超音速飛機中，之所以內(nèi)嵌式布局較為普遍，是因為該布局減小了飛機的迎風(fēng)面積，從而降低了超音速飛行時的空氣阻力。但采用該布局的飛機有機艙內(nèi)噪音大的缺點。

3 航空發(fā)動機安裝系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計

航空發(fā)動機與飛機之間的相對運動包含六個自由度，發(fā)動機的安裝系統(tǒng)應(yīng)該通過多個懸掛點約束這六個自由度。同時，發(fā)動機的軸向和徑向熱膨脹不應(yīng)該受到約束。

一般情況下，有以下四種基本的發(fā)動機安裝系統(tǒng)的基本單元。

（1）可以約束三個移動自由度的固定的球連接或者錐形軸頸；

（2）可以約束兩個移動自由度的滑動軸頸；

（3）可以約束平面內(nèi)兩個自由度的鉸接固定的“A”形支架；

（4）僅可以承受沿拉桿方向的力的鉸接拉桿。

這四種安裝結(jié)構(gòu)的基本單元可以組合成不同的靜定的安裝系統(tǒng)，同時不會約束發(fā)動機的熱膨脹。最終的組合形式取決于發(fā)動機的結(jié)構(gòu)特點及其安裝形式。

3.1 翼吊布局的發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)

采用翼吊布局的發(fā)動機一般通過發(fā)動機的前后吊點懸掛在飛機的發(fā)動機掛架上。該結(jié)構(gòu)的發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)有很多類型，其中一些是靜定結(jié)構(gòu)，而有一些的傳力路線存在冗余設(shè)計，冗余設(shè)計提高了結(jié)構(gòu)可靠性。例如B747的發(fā)動機就采用了冗余的支撐結(jié)構(gòu)，它的前吊點、后吊點及推力拉桿分別連接到發(fā)動機掛架上。前吊點采用了錐形軸頸，后吊點采用了“A”形支架與鉸接拉桿的聯(lián)合結(jié)構(gòu)。

3.2 尾吊布局的發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)

對于尾吊布局的發(fā)動機，適用于翼吊布局的懸掛式結(jié)構(gòu)已不在適用，而更為廣泛的采用側(cè)向支撐結(jié)構(gòu)。例如，飛機Fokker F-28的發(fā)動機，前支點由位于發(fā)動機側(cè)面的推力軸承和一個連接到發(fā)動機上方的鉸接拉桿組成，后支點通過“A”形支架固定在發(fā)動機的上方。

3.3 嵌入機身的發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)

對于嵌入機身的發(fā)動機，發(fā)動機的上方和側(cè)面都可以用于固定發(fā)動機的支撐點。例如F-14的前支點為布置在發(fā)動機兩側(cè)的兩個滑動軸頸結(jié)構(gòu)，后支點為位于發(fā)動機上方的兩端鉸接的拉桿結(jié)構(gòu)。而F-104飛機的前支點為用于懸掛的鉸接拉桿，后支點為位于發(fā)動機兩側(cè)的兩個滑動軸頸。

4 結(jié)論

發(fā)動機的安裝結(jié)構(gòu)應(yīng)該滿足本文中列出的所有設(shè)計要求。因此，在設(shè)計過程中，需要綜合考慮飛機的空氣阻力、自身重量，以及結(jié)構(gòu)的可靠性、維修性等。然而，這些設(shè)計因素往往是相互矛盾，顧此失彼的，因此一個成功的安裝結(jié)構(gòu)的設(shè)計不是在所有方面都做到最優(yōu)，而是從中找到最佳的折中點，使安裝結(jié)構(gòu)的綜合性能最適合該型飛機與發(fā)動機的使用要求。

［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.