李 健，劉 瑩，田 靜，呂春光，賈智元

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015；2.北京航天動力研究所，北京100076）

軍用小涵道比發(fā)動機的飛發(fā)安裝連接研究

李 健1，劉 瑩2，田 靜1，呂春光1，賈智元1

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015；2.北京航天動力研究所，北京100076）

針對軍用小涵道比發(fā)動機飛發(fā)安裝連接問題，通過分析現(xiàn)役典型戰(zhàn)斗機的飛發(fā)結(jié)構(gòu)特點，研究了不同主、輔安裝節(jié)的連接結(jié)構(gòu)及其特點，總結(jié)歸納了鉆山洞、滑軌和吊掛3種飛發(fā)安裝方式的裝拆特點和承力特性，結(jié)合典型的飛發(fā)連接結(jié)構(gòu)和安裝方式的搭配應(yīng)用形式，對比分析了不同系統(tǒng)的特點，得出飛發(fā)安裝連接系統(tǒng)需綜合考慮飛機與發(fā)動機相關(guān)因素而制定和優(yōu)化匹配的方案，對飛發(fā)安裝連接系統(tǒng)的發(fā)展方向進(jìn)行了分析預(yù)測。

飛發(fā)安裝連接；軍用發(fā)動機；小涵道比；安裝節(jié)；鉆山洞；滑軌；吊掛

0 引言

航空發(fā)動機作為飛機的心臟，為飛機提供動力，能從根本上實現(xiàn)先進(jìn)戰(zhàn)斗機超聲速巡航、過失速機動、矢量推力以及大航程高效率。發(fā)動機與飛機通過安裝連接系統(tǒng)合二為一，該系統(tǒng)不僅影響發(fā)動機的主輔安裝框架、承力傳力形式，也直接影響飛機的結(jié)構(gòu)布局、后機身的框架。通過安裝連接系統(tǒng)實現(xiàn)飛機全包線內(nèi)飛發(fā)可靠的連接固定、載荷的合理傳遞，并考慮裝配性維護(hù)性，便于發(fā)動機裝配分解。

文獻(xiàn)[1]研究了前主后輔和前輔后主2種結(jié)構(gòu)形式的安裝系統(tǒng)；文獻(xiàn)[2]分析了典型戰(zhàn)斗機的飛發(fā)連接結(jié)構(gòu)和機身特點。但針對安裝連接系統(tǒng)的研究和系統(tǒng)化、理論化的研究成果較少。本文從飛機和發(fā)動機角度，對軍用小涵道比發(fā)動機的飛發(fā)連接結(jié)構(gòu)及安裝形式進(jìn)行研究。

1 飛發(fā)安裝連接概述

飛發(fā)安裝連接系統(tǒng)是發(fā)動機與飛機間的機械連接系統(tǒng)。合理的發(fā)動機艙框架結(jié)構(gòu)能規(guī)劃出合理的連接結(jié)構(gòu)和安裝方式，滿足結(jié)構(gòu)空間要求，實現(xiàn)全包線內(nèi)不同工況載荷下飛發(fā)一體化可靠穩(wěn)定地工作。

發(fā)動機通常通過1套具有2個（主、輔安裝片面）框架平面，多個主、輔安裝節(jié)構(gòu)成的安裝連接系統(tǒng)與飛機的靜定定位連接，此安裝連接系統(tǒng)需承受3個方向的力和扭矩，由6個約束形成1套靜定的連接結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

圖1 飛發(fā)載荷

發(fā)動機艙需要必要的空間結(jié)構(gòu)完成單、雙發(fā)動機的裝機，其結(jié)構(gòu)框架應(yīng)具有足夠的強度，以實現(xiàn)發(fā)動機可靠安裝、傳遞發(fā)動機推力、承受動力系統(tǒng)的各種機械載荷，同時發(fā)動機艙需具備一定的敞開性，以完成發(fā)動機的裝配分解，進(jìn)行必要的日常維護(hù)。

2 飛發(fā)連接結(jié)構(gòu)

2.1 主安裝節(jié)的連接結(jié)構(gòu)

位于主安裝平面上的主安裝節(jié)在承受高推比發(fā)動機巨大軸向載荷的同時，還要承受其他形式力的作用，其形變量大，剛性強，裝拆頻繁，對強度和可靠性的要求高。2個主安裝節(jié)多為水平設(shè)置，也有采用1個主安裝節(jié)的連接結(jié)構(gòu)。主安裝節(jié)與飛機的典型連接結(jié)構(gòu)主要有推力銷和抱軸2種。

2.1.1 推力銷連接結(jié)構(gòu)

推力銷連接結(jié)構(gòu)是在發(fā)動機主安裝節(jié)處設(shè)置球窩座，在飛機機身處設(shè)置推力銷，通過球窩座的中心孔與飛機的推力銷相連，實現(xiàn)發(fā)動機的軸向等多種載荷的傳遞和連接定位，其典型結(jié)構(gòu)形式如圖2所示。

圖2 推力銷連接結(jié)構(gòu)

2.1.2 抱軸連接結(jié)構(gòu)

抱軸連接結(jié)構(gòu)是在發(fā)動機的主安裝節(jié)處設(shè)置抱軸銷，該抱軸銷徑向插入發(fā)動機球窩形式的主安裝節(jié)中，具有一定的徑向活動量，同時在飛機機身相應(yīng)位置設(shè)置剛性固定的抱軸銷，發(fā)動機裝配到位時通過抱軸快卸環(huán)實現(xiàn)飛機與發(fā)動機抱軸銷的同軸抱緊連接，完成飛發(fā)連接定位和載荷傳遞，具體結(jié)構(gòu)形式如圖3所示。F-35戰(zhàn)斗機與F135發(fā)動機的抱軸連接結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖3 抱軸連接結(jié)構(gòu)

圖4 F-35戰(zhàn)斗機與F135發(fā)動機的抱軸連接結(jié)構(gòu)

2.2 輔助安裝節(jié)的連接結(jié)構(gòu)

位于輔助安裝平面上的輔助安裝節(jié)不承受軸向力，其受力情況與強度要求遠(yuǎn)小于主安裝節(jié)的，輔助安裝節(jié)很大程度上是為了補充定位約束，完成對發(fā)動機安裝的固定要求，其設(shè)置數(shù)目和位置相對靈活，多采用2點拉桿和3點拉桿結(jié)構(gòu)形式，同時可根據(jù)主輔安裝節(jié)配置的情況，設(shè)置1個或多個可調(diào)拉桿，配合主安裝節(jié)對發(fā)動機的安裝位置進(jìn)行微調(diào)。輔助安裝節(jié)與飛機的典型連接結(jié)構(gòu)主要有拉桿連接結(jié)構(gòu)和滑輪連接結(jié)構(gòu)2種。

2.2.1 拉桿連接結(jié)構(gòu)

拉桿連接結(jié)構(gòu)（2或3點拉桿）通過在拉桿兩端使用軸向銷釘與發(fā)動機耳片結(jié)構(gòu)輔助安裝節(jié)連接，傳遞發(fā)動機側(cè)向力和慣性載荷。該結(jié)構(gòu)可根據(jù)裝機情況調(diào)節(jié)拉桿，實現(xiàn)發(fā)動機精準(zhǔn)裝配，F(xiàn)-35戰(zhàn)斗機采用的典型拉桿連接結(jié)構(gòu)如圖5所示。

圖5 F-35戰(zhàn)斗機的拉桿連接結(jié)構(gòu)

2.2.2 滑輪連接結(jié)構(gòu)

采用滑軌飛發(fā)安裝形式，在裝配分解過程中滑輪需輔助發(fā)動機完成裝拆，在裝機完成后，滑輪將承受發(fā)動機的部分重力載荷，構(gòu)成滑輪形式的輔助安裝節(jié)。F-35戰(zhàn)斗機采用的典型滑輪連接結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖6 F-35戰(zhàn)斗機的滑輪連接結(jié)構(gòu)

3 飛發(fā)安裝方式

3.1 鉆山洞安裝方式

鉆山洞安裝方式即飛機后機身的發(fā)動機艙沿飛機軸向敞開，形如“山洞”。發(fā)動機裝配時從飛機尾部沿飛機軸向裝入發(fā)動機艙，整個過程猶如發(fā)動機鉆入飛機的發(fā)動機艙洞內(nèi)，如圖7所示。采用該安裝方式，發(fā)動機的裝機運動軌跡呈直線。俄羅斯多采用該種飛發(fā)安裝方式，如蘇-27戰(zhàn)斗機和其配裝的AL-31F發(fā)動機。

圖7 蘇-27戰(zhàn)斗機和AL-31F發(fā)動機的鉆山洞安裝方式

鉆山洞安裝方式要求飛機的發(fā)動機艙軸向敞開性好，發(fā)動機在安裝軌跡內(nèi)不能與飛機構(gòu)件干涉，發(fā)動機在裝配時以懸臂支撐鉆入機艙內(nèi)，同時盡量保證發(fā)動機軸線與飛機發(fā)動機艙軸線共線，避免在安裝過程中調(diào)整發(fā)動機的高度，以便簡化安裝。

采用鉆山洞安裝方式，主安裝平面設(shè)置于發(fā)動機前端的中介機匣處，輔助安裝平面設(shè)置在發(fā)動機后端的加力筒體上，構(gòu)成前主后輔的承力安裝系統(tǒng)，飛發(fā)安裝系統(tǒng)的力學(xué)模型如圖8所示。

鉆山洞安裝方式主安裝平面水平左右各設(shè)置1個推力銷結(jié)構(gòu)的主安裝節(jié)，承受重力、推力或者側(cè)向力。輔助安裝平面在正上方和水平左右設(shè)置2點拉桿結(jié)構(gòu)的輔助安裝節(jié)，承受重力、側(cè)向力。

圖8 鉆山洞安裝方式力學(xué)模型

3.2 滑軌安裝方式

與鉆山洞安裝方式類似，滑軌安裝方式也要求飛機后機身的發(fā)動機艙沿飛機軸向敞開，但還要求在飛機發(fā)動機艙上方設(shè)置輔助滑軌，作為發(fā)動機滑輪的安裝軌道，如圖9所示。發(fā)動機的裝機運動軌跡呈直線。美國第3、4代戰(zhàn)斗機多采用該種飛發(fā)安裝方式，如F-16戰(zhàn)斗機與F110發(fā)動機、F-22戰(zhàn)斗機與F119發(fā)動機、以及F-35戰(zhàn)斗機與F135發(fā)動機。

圖9 滑軌安裝方式

滑軌安裝方式基本特點與鉆山洞安裝方式相同，為使發(fā)動機的裝拆更加便捷可靠，在發(fā)動機艙上方設(shè)置一定長度的安裝滑軌，在發(fā)動機前部承力框架上安裝滑輪，滑輪沿滑軌引導(dǎo)發(fā)動機進(jìn)入發(fā)動機艙，發(fā)動機后承力框架支撐在安裝車上，發(fā)動機以非懸臂結(jié)構(gòu)裝入發(fā)動機艙。

滑軌安裝方式的主安裝平面設(shè)置于發(fā)動機后端的加力筒體處，輔助安裝平面設(shè)置在發(fā)動機前端的進(jìn)氣機匣上，構(gòu)成前輔后主的承力安裝系統(tǒng)，其力學(xué)模

型如圖10所示。

圖10 滑軌安裝方式力學(xué)模型

在主安裝平面水平左右各設(shè)置1個抱軸結(jié)構(gòu)的主安裝節(jié)，受到重力、推力作用；同時在主安裝平面的側(cè)下方設(shè)置2點拉桿結(jié)構(gòu)的側(cè)拉桿，承受發(fā)動機的側(cè)向力；輔助安裝平面上方的滑輪在完成引導(dǎo)裝配的同時還要承受重力作用，而在一側(cè)設(shè)置3點拉桿結(jié)構(gòu)的輔助安裝節(jié)，承受發(fā)動機的側(cè)向力，如圖11所示。

圖11 滑軌安裝方式主輔安裝系統(tǒng)

3.3 吊掛安裝方式

吊掛安裝方式即飛機后機身的發(fā)動機艙沿飛機軸向完全敞開，同時在發(fā)動機艙下部設(shè)置可以打開的口蓋，使其可以向下完全敞開，如圖12所示。采用該安裝方式發(fā)動機的裝機運動軌跡呈“L”形。歐洲多采用該種飛發(fā)安裝方式，如“狂風(fēng)”戰(zhàn)斗機和RB199發(fā)動機、“陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機和M88發(fā)動機、“臺風(fēng)”戰(zhàn)斗機和EJ200發(fā)動機。

圖12 吊掛安裝方式

采用吊掛安裝方式，飛機的發(fā)動機艙向后和向下完全敞開，在飛機上機身設(shè)置專用的吊掛結(jié)構(gòu)，裝機時需要維護(hù)人員在飛機上部進(jìn)行部分操作。發(fā)動機裝配時先通過裝配車移至飛機下方的裝配處，再通過飛機上部的吊掛結(jié)構(gòu)與發(fā)動機的前承力框架和后承力框架相連，通過吊掛工具將發(fā)動機吊掛至安裝位置完成裝配。

采用吊掛安裝方式，主安裝平面設(shè)置于發(fā)動機前端的中介機匣處，輔助安裝平面設(shè)置于發(fā)動機后端的后機匣上，構(gòu)成前主后輔的承力安裝系統(tǒng)，飛發(fā)安裝系統(tǒng)的力學(xué)模型如圖13所示。

圖13 吊掛安裝方式力學(xué)模型

主安裝平面在正上方設(shè)置1個推力銷結(jié)構(gòu)的主安裝節(jié)，只承受推力，同時在主安裝平面兩側(cè)各設(shè)置1個2點拉桿結(jié)構(gòu)的輔助安裝節(jié)，承受重力和側(cè)向力；在輔助安裝平面正上方設(shè)置1個3點拉桿結(jié)構(gòu)的輔助安裝節(jié)，只承受重力。

4 對比分析

不同飛發(fā)安裝連接系統(tǒng)的特點見表1。

表1 飛發(fā)安裝連接系統(tǒng)特點

飛發(fā)安裝方式呈現(xiàn)出很強的技術(shù)延續(xù)性；不同飛發(fā)連接結(jié)構(gòu)的主要區(qū)別在于主安裝節(jié)是采用推力銷還是抱軸結(jié)構(gòu)，采用何種安裝方式很大程度上決定了飛發(fā)連接結(jié)構(gòu)。從表1中的對比可見，俄羅斯“抱軸+鉆山洞”飛發(fā)安裝連接結(jié)構(gòu)裝配性較差，但結(jié)構(gòu)簡單有效；美國“抱軸+滑軌”飛發(fā)安裝連接結(jié)構(gòu)的裝配性非常高，可以快速完成戰(zhàn)場環(huán)境下發(fā)動機的裝拆和維護(hù)，但結(jié)構(gòu)復(fù)雜；歐洲“推力銷+吊掛”飛發(fā)安裝連接結(jié)構(gòu)簡潔且形式巧妙獨特，但對機身結(jié)構(gòu)影響較大。

第4代戰(zhàn)斗機廣泛采用推力矢量技術(shù)，在俄羅斯和美國現(xiàn)役裝配推力矢量動力的戰(zhàn)斗機（如Su-35和Al-31FN-M1、F-22和F119以及具備短距/垂直起降的F-35和F135）中，這些飛發(fā)結(jié)構(gòu)并未因推力矢量問題（偏轉(zhuǎn)扭矩）改變以往的連接安裝結(jié)構(gòu)，而是采用局部加強結(jié)構(gòu)強度或增加輔助安裝節(jié)的方式滿足連接安裝要求。

推力矢量技術(shù)、2元下遮擋噴管必將成為發(fā)展趨勢。如何更加有效地實現(xiàn)飛機與發(fā)動機的融合，要求飛機與發(fā)動機進(jìn)行更加緊密的一體化設(shè)計，即飛機和發(fā)動機協(xié)同設(shè)計，考慮相互影響，綜合各種因素得到最優(yōu)的飛發(fā)安裝連接方案。

5 結(jié)束語

飛機與發(fā)動機的安裝連接系統(tǒng)需綜合考慮飛機的框架結(jié)構(gòu)、發(fā)動機承力傳力系統(tǒng)、以及裝配性和維護(hù)性等因素而制定出最佳方案。無論采用何種安裝連接結(jié)構(gòu)，都需結(jié)合飛機與發(fā)動機的結(jié)構(gòu)特點進(jìn)行匹配優(yōu)化。

[1]田靜，邱明星.帶推力矢量的高推比發(fā)動機安裝系統(tǒng)技術(shù)研究[J].航空發(fā)動機，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]劉亞軍，劉道慶.淺析現(xiàn)代戰(zhàn)斗機發(fā)動機安裝連接形式[J].飛機設(shè)計，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]陳志英，張冶.航空發(fā)動機在飛機短艙內(nèi)安裝的路徑規(guī)劃研究[J].航空發(fā)動機，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]錢飛，宋文艷，駱廣琦.某型飛機/發(fā)動機一體化性能計算[J].航空動力學(xué)報，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]朱巖，田宏星.基于數(shù)字樣機的民用飛機發(fā)動機安裝位置確定方法研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，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]呂春光.航空發(fā)動機外涵機匣結(jié)構(gòu)建模方法研究 [J].航空發(fā)動機，2012，38（1）：29-32. LYU Chunguang.Study of modeling for areoengine bypass duct[J]. Aeroengine，2012，38（1）：29-32.(in Chinese)

[7]羅金亮，李銘興.飛機發(fā)動機固定裝置的載荷計算方法[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]劉強，王先煒.NH90型直升機發(fā)動機安裝系統(tǒng)的剖析[J].直升機技術(shù)，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]施榮明.發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計 [J].應(yīng)用力學(xué)學(xué)報，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]丁凱鋒，王小鋒，樊思齊.矢量噴管偏轉(zhuǎn)對發(fā)動機推力的影響[J].推進(jìn)技術(shù)，2000，21（3）：23-25. DING Kaifeng，WANG Xiaofeng，F(xiàn)AN Siqi.Effects of vector nozzle deflection on engine thrust [J].Journal of Propulsion Technology，2000，21（3）：23-25.(in Chinese)

[11]航空發(fā)動機設(shè)計手冊總編委會.航空發(fā)動機設(shè)計手冊：第3分冊[M].北京：航空工業(yè)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]航空發(fā)動機設(shè)計手冊總編委會.航空發(fā)動機設(shè)計手冊：第5分冊[M].北京：航空工業(yè)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]田靜.帶推力矢量的某高推比發(fā)動機安裝系統(tǒng)技術(shù)研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，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.

（編輯：趙明菁）

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 基金項目：航空動力基礎(chǔ)研究項目資助

李?。?984），男，工程師，從事航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)設(shè)計工作；E-mail:ianleelj@qq.com。

李健，劉瑩，田靜，等.軍用小涵道比發(fā)動機的飛發(fā)安裝連接研究[J].航空發(fā)動機，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.