張勇

摘 要：通過分析某裝有4臺(tái)渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)的算例，研究了多發(fā)飛機(jī)的臨界發(fā)動(dòng)機(jī)失效后，飛機(jī)氣動(dòng)載荷的確定方法。在CCAR-25中，第25.367條款規(guī)定了發(fā)動(dòng)機(jī)失效引起的非對(duì)稱載荷。非對(duì)稱載荷受載是多發(fā)飛機(jī)重要的強(qiáng)度設(shè)計(jì)內(nèi)容之一，它往往構(gòu)成垂尾、方向舵和后機(jī)身等嚴(yán)重載荷。為了正確理解和貫徹CCAR-25中的有關(guān)規(guī)定，現(xiàn)以某裝有4臺(tái)渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)為例，研究不同情況下發(fā)動(dòng)機(jī)失效后飛機(jī)氣動(dòng)載荷，并給出了不同情況下飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)停車后飛行姿態(tài)及其載荷的計(jì)算仿真過程。

關(guān)鍵詞：臨界發(fā)動(dòng)機(jī)；氣動(dòng)載荷；發(fā)動(dòng)機(jī)失效；仿真計(jì)算

中圖分類號(hào)：V231 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.15913/j.cnki.kjycx.2015.19.116

1 坐標(biāo)系

計(jì)算采用機(jī)體坐標(biāo)系，原點(diǎn)O為飛機(jī)重心；縱軸Oxt平行機(jī)身軸線，指向機(jī)身前方；豎軸Ozt在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)，垂直于Oxt指向下（當(dāng)飛機(jī)處于正常飛行狀態(tài)時(shí)）；橫軸Oyt垂直于飛機(jī)對(duì)稱面，指向右。

2 計(jì)算原理

發(fā)動(dòng)機(jī)失效意味著發(fā)動(dòng)機(jī)推力的喪失，有時(shí)還有可能產(chǎn)生反推力或阻力。因此，飛機(jī)必須按照由臨界發(fā)動(dòng)機(jī)失效引起的非對(duì)稱載荷進(jìn)行設(shè)計(jì)。假設(shè)右外發(fā)失效，因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)失效誘導(dǎo)的偏航運(yùn)動(dòng)基本上是平面運(yùn)動(dòng)，所以，可以采用橫側(cè)小擾動(dòng)線化運(yùn)動(dòng)方程。

在CCAR-25第25.367的（a）（1）條款中，因?yàn)槿加土鲃?dòng)中斷引起的發(fā)動(dòng)機(jī)推力衰減過程要緩慢一些，所以，此時(shí)產(chǎn)生的非對(duì)稱載荷為限制載荷。在（a）（2）條款中，由于發(fā)動(dòng)機(jī)的損毀，推力衰減過程會(huì)很劇烈，甚至?xí)a(chǎn)生大的負(fù)推力，同時(shí)，產(chǎn)生的非對(duì)稱載荷也相當(dāng)大，所以，便將這種載荷直接作為極限載荷。

根據(jù)英國(guó)空軍和海軍飛機(jī)設(shè)計(jì)要求，多發(fā)飛機(jī)在1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)突然停車后，略去滾轉(zhuǎn)，仍能相當(dāng)準(zhǔn)確地求得側(cè)滑角及其垂尾載荷，所以，用二自由度的方程計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)失效狀態(tài)下的飛行載荷是完全可行的。

基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)取發(fā)動(dòng)機(jī)故障前的縱向定常平飛直線運(yùn)動(dòng)，并且不考慮發(fā)動(dòng)機(jī)故障后縱向運(yùn)動(dòng)參數(shù)的變化。計(jì)算采用二自由度方程描述，二自由度方程見參考文獻(xiàn)[3]發(fā)動(dòng)機(jī)失效部分。

3 算例和仿真結(jié)果

以某裝有4臺(tái)渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)為例，發(fā)動(dòng)機(jī)失效后，按照上述規(guī)定計(jì)算燃油流動(dòng)中斷和發(fā)動(dòng)機(jī)損毀2種情況。在燃油中斷和發(fā)動(dòng)機(jī)損毀這2種不同情況下，飛機(jī)的側(cè)滑角和角速度變化對(duì)比曲線如圖1所示，飛機(jī)的拉力衰減曲線和垂尾載荷如圖2所示。

4 結(jié)論

由計(jì)算結(jié)果可知：①?gòu)膱D1中可以看出，當(dāng)臨界發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障時(shí)，如果駕駛員不參與操縱，只需2～3 s就可以達(dá)到最大側(cè)滑角。當(dāng)海拔較低、飛機(jī)飛行速度較低時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)在最大功率狀態(tài)下停車，飛機(jī)出現(xiàn)較大的側(cè)滑角。此時(shí)，垂尾載荷主要由側(cè)滑角貢獻(xiàn)，如圖2所示。所以，垂尾載荷比較大。當(dāng)海拔較高、飛機(jī)飛行速度較大時(shí)，則相反。由此可知，飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量越大，重心越靠后，計(jì)算出的垂尾載荷也就越大。②由圖1、圖2所示，如果發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障，在到達(dá)最大側(cè)滑角前約0.5 s時(shí)駕駛員用力猛蹬方向舵，此時(shí)，產(chǎn)生的垂尾載荷最大。當(dāng)垂尾載荷最大

時(shí)，舵面偏轉(zhuǎn)導(dǎo)致的載荷起主導(dǎo)作用。因此，腳蹬力的大小應(yīng)在分析、計(jì)算后確定會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重載荷時(shí)施加。③本文以四發(fā)飛機(jī)為例進(jìn)行相關(guān)分析，所以，當(dāng)飛機(jī)一側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)停車時(shí)，工作發(fā)動(dòng)機(jī)推力和停車發(fā)動(dòng)機(jī)阻力等都會(huì)對(duì)飛機(jī)重心形成偏轉(zhuǎn)力矩，使飛機(jī)向工作發(fā)動(dòng)機(jī)方向側(cè)滑，向停車發(fā)動(dòng)機(jī)方向偏轉(zhuǎn)和傾斜。④發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障后，用較小的腳蹬力蹬舵飛機(jī)也可能保持穩(wěn)態(tài)。CCAR-25中第25.397規(guī)定，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障時(shí)，要用1 340 N的力猛蹬舵。這主要是考慮到駕駛員為了迅速校正飛機(jī)的突然偏航會(huì)猛力蹬舵。在實(shí)際飛行的過程中，可能會(huì)遇到這種情況。⑤由于方向舵偏轉(zhuǎn)引起的垂尾載荷在發(fā)動(dòng)機(jī)故障中占主導(dǎo)地位，所以，合理確定1 340 N的腳蹬力引起的舵偏角是極為重要的。⑥從對(duì)圖1、圖2的分析中可以發(fā)現(xiàn)，多發(fā)飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障后，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力衰減時(shí)間越短，飛機(jī)的側(cè)滑角和偏航角速度變化就越劇烈。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力瞬時(shí)減小到最小時(shí)，此時(shí)，側(cè)滑角就會(huì)最大，而達(dá)到最大側(cè)滑角所用的時(shí)間也最短。因此，合理確定發(fā)動(dòng)機(jī)推力衰減時(shí)間是非常重要的。

參考文獻(xiàn)

[1]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第9冊(cè)（載荷、強(qiáng)度和剛度）[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

〔編輯：白潔〕

Study on Aerodynamic Load of Aircraft after Engine Failure

Zhang Yong

Abstract： In this paper， a numerical example of a 4 turbo propeller engine is analyzed， and the method of determining the aerodynamic load of the aircraft is studied. In CCAR-25， section 25.367 provides for the non - symmetrical load caused by the failure of the engine. Non symmetrical load loading is one of the important strength design content multiple aircraft. It is often constitute the fin， rudder and fuselage and other severe loading. In order to correctly understand and implement the relevant provisions of the CCAR-25， this is a case study of a 4 turbo propeller engine. The aircraft aerodynamic loads are studied under different conditions， and the simulation process of the flight attitude and its load is given.

Key words： critical engine； aerodynamic load； engine failure； simulation calculation