飞机设计中发动机转子碎片非包容性设计

陆入成， 李先哲， 李洋， 胡文刚， 滕超

哈尔滨飞机工业集团有限责任公司， 哈尔滨　150066



飞机设计中发动机转子碎片非包容性设计

陆入成*， 李先哲， 李洋， 胡文刚， 滕超

哈尔滨飞机工业集团有限责任公司， 哈尔滨150066

摘要:基于一种双发常规布局飞机进行飞机设计中发动机转子碎片非包容失效设计的研究，通过研究相关适航规章，以及相关咨询通告等文件，得出第3节到第7节所描述的对咨询通告AC20-128A适当裁剪的工程方法和步骤，并在实例机型设计中进行验证，缩短了飞机研制周期的同时，也表明在发动机转子碎片非包容失效事故发生后，飞机系统及机体结构等采取的设计措施、防范措施符合相关适航条例要求，也即结构剩余的强度、灾难性事件发生概率等满足AC20-128A第10条c中的定性和定量要求，表明该型实例飞机完全满足相关适航条例的要求，并获得中国民用航空局(CAAC)和美国联邦航空局(FAA)的认可。

关键词:发动机安装; 飞机设计; 高能转子; 转子碎片; 非包容; 离散损伤

对飞机关于发动机转子碎片非包容性的要求是适航条例的内容之一，针对发动机转子碎片非包容性的分析在飞机型号研制的生命周期中，特别是对飞机的总体布置布局起着至关重要的作用，是飞机总体设计的一个重要工具和方法，在初步设计的伊始就应考虑它的影响。合理的飞机结构、系统和部件布置，将飞机系统功能和性能与转子的包容性相统一，统筹考虑全机各系统、部件总体布置，可避免后续转子碎片非包容性设计中过多的补救措施和设计反复。

飞机关于发动机转子碎片非包容性设计的适航要求涉及中国或美国适航规章CCAR/FAR23.903((b)部分第(1)条)发动机安装[1]和CCAR/FAR25.903((d)部分第(11)条)动力装置安装和总则要求[2]，参考咨询通告AC20-128A转子失效致危险最小化设计防范[3]、AC25-571-1D结构离散损伤和疲劳评估等[4]。本文基于适航规章规定的两方面要求：①要求采取设计预防措施，将因发动机转子损坏非包容对飞机产生的危害减至最小；②要求采取设计预防措施，将因发动机内起火烧穿发动机机匣后，对飞机产生的危害减至最小[1-2]。

飞机发动机转子碎片包容性设计的含义可以分成发动机包容性和飞机的非包容性设计两个层面：①发动机包容性设计，即发动机爆破后，发动机转子的碎片被发动机机匣阻挡，而不会对飞机系统或关键结构造成致命损伤，引发灾难性事故，或引发灾难性事故的概率达到最小；②飞机非包容性设计，即通过合理的系统或结构布局，使得由发动机转子碎片飞出导致的飞机灾难性事故发生的概率降至最小，剩余结构强度满足相关安全性设计要求[3-4]。本文论述针对发动机转子碎片非包容事故的飞机损伤设计分析技术。

虽然，在阻止发动机转子碎片飞出发动机匣的努力上，国内外发动机厂商在美国联邦航空局(FAA)牵引下开展了大量科研工作[5]，但几乎每年都会发生非常严重的飞机发动机转子碎片非包容事故。据美国汽车工程师协会(SAE)统计，1976-1983年在商用飞机、通用飞机和旋翼机上共发生315起发动机转子碎片非包容事故。机械工程师协会(ASME)给出的固定翼飞机燃气涡轮发动机转子破损事故部份统计显示，1962-1975年共发生275次发动机转子碎片非包容失效事故，其中44次3级事故、5次4级事故；1976-1983年共发生237次，其中27次3级事故、3次4级事故；1984-1989年共发生164次，其中22次3级事故、7次4级事故[5-8]。28年间统计了676起固定翼飞机发动机转子碎片非包容事故，其中93次3级破坏事故和15次4级破坏事故。3级破坏定义为对飞机持续飞行和安全着陆能力的重大破坏。4级破坏定义为会导致飞机坠毁、重大伤亡或者机体损毁的严重破坏[3]。

1国内外适航条例及技术的发展

对适航规章的符合性设计，目前可供参考的有咨询通告AC20-128A。该咨询通告于1997年3月生效并替代了原版本AC20-128，适用于23部和25部所有新研、修订和追加审定的飞机[3]。

1.1咨询通告的发展

AC20-128于1988年3月生效，经历10年后废止，主要因为：①AC20-128生效以来概率分析的方法依然不能降低由发动机转子碎片非包容导致的飞机灾难性事件的发生概率[9]；②1962-1993年发动机转子碎片非包容事故统计表明，相当数量的发动机转子碎片非包容事故的发生原因随机不定，多分布在地面操作阶段，例如环境因素(鸟吸入、腐蚀、外来物伤害等)、制造和材料缺陷、机械和人为因素(维护和操作失误)、腐蚀、防冻液吸入等，而制造商不可能穷尽分析所有原因[3]；③FAA及其相关机构，按照1990年美国国会启动的“航空灾难性(发动机)失效预防计划”的规划[10]，进行了大量试验，针对不同发动机和碎片类型等收集了多种数据，对AC20-128进行了必要的修订。

“航空灾难性(发动机)失效预防计划”目的是发展新科技和设计方法以及设计程序，来改进飞行器系统安全，并评估可能导致包括发动机失效在内的飞行器灾难性潜在危险和缺陷、失效或故障等。涡轮螺旋桨发动机非包容事故被美国航空工业委员会持续适航评估方法报告列为最高优先级。FAA按照卓越适航保证中心(AACE)的建议展开研究，由FAA专家、军方、工业界和国家图书馆系统参与完成，并研究出一套用来将涡轮发动机失效造成的损害降至最小的校准系统。

之后，FAA开展了一系列的试验，图1所示为部分试验情况，图1(a)是2001年在美国中国湖海军装备研究基地进行的高压氮气炮冲击试验，以涡扇、涡桨、冲压等发动机作为转子碎片源，图1(b)为一次涡扇发动机的风扇叶片碎片单侧冲击蒙皮结构的试验结果，导致的穿孔和冲击形成的背面“花瓣”样破裂翻边的尺寸均比涡轮转子叶片尺寸大得多；图1(c)为一次涡轮转子叶片对蒙皮结构的冲击试验结果，可以看出其可导致更多的“花瓣”状翻边产生。模拟事故采用不同的碎片、挡板，改变尺寸、初始入射速度、角度、材料等，得出了碎片对结构损伤的试验数据[11]。这一时期的试验基本得出了碎片对结构冲击的物理特性，同时也修订了AC20-128A的部分内容。

咨询通告AC20-128A提出将由转子破损对飞机造成的损害减至最小的设计方法可作为一种指导方针。这些指导方针来自实际经验并经试验验证，但并不意味着一定要采用该方法[3]。

1.2AC20-128A之后的发展

AC20-18A之后美国又进行了一些试验，如发动机转轴损伤检测等，主要为验证和完善一些分析软件和设计方法，来自世界各地的航空发动机灾难性事故的数据为美国在这个领域的科技研究发展提供了支持，主要试验和软件开发情况见图2和图3。图2为模拟碎片穿透蒙皮结构，导致蒙皮网格结构破损的情况(包括模拟穿孔物理信息和冲击后外翻、材料剥落)。

图1FAA碎片冲击试验及冲击结果[12]
Fig. 1FAA fragment impact test and results[12]

图2对冲击区域的穿透情况模拟[13]
Fig. 2Penetration simulation of impact area[13]

图3(a)给出以5种不同速度(1 ft/s=0.304 8 m/s,1 inch=0.083 333 3 ft=0.304 0 m)及相应碎片冲击角度(括号中数字分别表示俯仰角和偏航角)的速度时间历程曲线，这表明不同的速度、角度对穿透情况均有影响，更大的速度具有足够的能量快速穿透目标。相应地，图3(b)给出了对应5种不同速度及相应碎片冲击角度的冲击点压力(1 lbs=4.448 2 N)的时间历程曲线。结合图3(a)和图3(b)曲线可以看出，相同速度下无偏角的正面冲击将以更小压力、更短时间穿透；在冲击目标即将破损之前达到冲击力最大值，之后虽然冲击目标的穿孔尺寸在增加，但力在减小，碎片速度在其穿过穿孔的过程中还会进行小范围减小，直至飞离穿孔；碎片在穿透目标的过程中，冲击压力在达到最大压力的约25%时间之前迅速增加，之后到约70%时间的期间冲击力的增加速度减缓，但之后又快速增加至最大压力，最大压力之后碎片穿透目标飞离，压力迅速消失；穿透目标的时间基本与碎片能量(速度的平方)成反比[13]。按照FAA计划，将适时根据研究数据和技术进展情况发布AC20-128B。

图3冲击过程中的轴向速度和压力变化曲线[5,13]
Fig. 3Plots of axial velocity and force during impact[5,13]

1.3国内相关适航技术的发展

中国民用航空局(CAAC)对23部、25部飞机关于发动机转子碎片非包容性设计要求，认可并接受FAA的标准内容，同时支持使用AC20-128A作为该规章要求的适航符合性验证的一种方法。在飞机关于发动机转子碎片非包容性的设计技术发展上，中国并没有进行相关的研究、试验和数据收集工作，相关技术和标准仍使用国外标准和相关符合性验证方法及技术。目前，在中国民用飞机研制中，尚只有本文提及的实例飞机通过了FAA关于飞机发动机转子碎片非包容性设计的审查。

2研究范围和定义

针对国内外适航条例的发展和变化，在实例飞机研制过程中研究、提出并在研发实践中应用了本文的工程思路和步骤，包括基础数据采集及途径、方法步骤、设计措施及分析计算方法、相关的总体布置一般方法、概率分析应用方法等。

2.1实例飞机发动机信息

实例飞机安装加拿大普惠公司涡轮螺旋桨发动机PT6A-65B型，转子数量共有8个，按航向从前到后依次为第二级动力涡轮转子、第一级动力涡轮转子、压气机涡轮转子、离心压气机转子、第四级轴流压气机转子、第三级轴流压气机转子、第二级轴流压气机转子和第一级轴流压气机转子，从前到后依次定义代号为A、B、C、D、E、F、G、H。

根据发动机生产商提供的数据，主、备份系统通道之间的间距L要大于该发动机最大1/3转子碎片的扫掠区域。实例飞机发动机转子数据见表1，可以看出，最大的扫掠区域顺时针为A转子、逆时针为D转子。

表1　实例飞机发动机的转子数据

2.2实例飞机影响区内系统线系

从实例飞机处于发动机转子碎片影响区内的系统线系布置情况可知，包括钢索、电缆、管路等走向基本是相互平行，且与飞机纵轴线(X轴)也是平行的，所以对于此类飞机实体元素的前后危险角可以不予考虑。否则，需针对具体线系的走向变化分段计算分析，具体参考AC20-128A 附录1§6.6。

2.3行阶段危险因子

一般地，需要考虑飞机在不同的飞行阶段(包括起飞、爬升、巡航、下降、进近、着陆及反推力应用)的危险因子，针对每个飞行阶段的功率及发动机工作情况以及各系统的使用情况进行具体的设计和分析。国际上比较公认的各飞行阶段非包容转子失效概率分布如下：起飞至V1(起飞决断速度)，失效概率危险因子按35%；V1至第一次减功率，按20%；爬升，按22%；巡航，按14%；下降，按3%；进近，按2%；着陆和反推力应用，按4%[3]。

但实例飞机为翼吊双发构型，发动机到机身、以及发动机之间的距离等较大，通过初步计算和分析，实例飞机不考虑各飞行阶段的非包容转子失效概率分布，采用任何飞行阶段出现顶事件后造成灾难性事件的危险因子均为1.0的工程简化方法，以降低工程计算分析工作量和复杂度，该方法获得CAAC和FAA认可。尾吊双发、三发等密集构型的非包容转子碎片失效情况，必须注意在不同的飞行阶段发生的概率是不同的，不考虑失效概率的飞行阶段分布会简化分析过程，但会放大灾难性事件的概率。精确的概率值计算方法请具体参考AC20-128A 附录1§6.8和§6.9。

2.4飞机实体元素

飞机实体元素定义为与飞机转子碎片非包容灾难性顶事件(Top Tragic Incidents, TTIs)树有关的实现其功能特性的零部件载体。

2.5扫掠角

扫掠角定义为转子碎片对飞机实体元素(系统)包络面的影响射线的夹角α，用切入角αin和切出角αout之差来表示，见图4。

图4扫掠角的定义
Fig. 4Definition of sweep angle

3转子碎片非包容分析的一般步骤

飞机发动机转子碎片非包容设计分析需遵从一定的步骤，由图5可以看出发动机转子碎片非包容性分析的一般步骤是复杂的且多专业高度协调的。

发动机转子碎片非包容性设计分析以可靠性专业发出的《飞机功能危险性分析报告》(FHA)为灾难性顶事件定义依据，开展针对机体结构、系统的影响分析，确定转子碎片影响区，并对影响区内的结构、系统布置进行逐一统计和建模。之后针对机体结构的分析和针对系统的分析使用不同的方法进行：对机体结构的分析采用统计离散损伤情况，之后针对小、中、1/3转子碎片等进行结构离散损伤剩余强度、颤振计算；对系统的分析采用截面扫掠角统计方式，根据灾难性顶事件的定义，进行剩余灾难性概率值计算分析，详见本文第7节。机体结构、系统的计算分析两者结论综合为飞机整机对发动机转子碎片非包容性设计的适航符合性结论。特殊的，根据CAAC或FAA要求可能进行相关飞行验证，如验证飞行操纵系统在发动机转子碎片非包容事故中的分析结论。

图5转子碎片非包容性分析的步骤
Fig. 5Process of rotor fragment uncontained analysis

转子碎片非包容性设计分析在初步设计的伊始就应考虑它的影响，并在各阶段实时做出调整。初步设计末尾时，针对结构和系统做的发动机转子碎片非包容性分析应呈报CAAC，并对之后拟采用的适航符合性验证方法和计划进行沟通并获得CAAC的认可，以避免在后续详细设计、试制过程中导致大的设计反复。

飞机关于发动机转子碎片非包容设计的一般原则为：首先通过系统布置、防护等措施，将损害降到最小，尽量避免灾难性顶事件的发生，其次对因发动机转子碎片非包容导致的灾难性事件，机体结构部分需要强度计算分析表明符合性[14]，系统部分需经过安全性概率分析，通过调整使飞机满足AC20-128A相关概率等级要求，表明符合性[3,15]。

4灾难性顶事件树

与发动机转子碎片非包容事故相关的顶事件筛选自飞机可靠性设计专业编制的整机FHA，如表2中所列出的实例飞机与转子碎片非包容有关的灾难性顶事件列表。图6给出了实例飞机不可控制的火情灾难性顶事件对应的子事件及其关系。因实例飞机的驾驶舱区域和行李舱区域明显不在影响区内，所以驾驶舱和后行李舱火情失控的子事件需删除。

表2与发动机转子碎片非包容有关的灾难性顶事件(TTIs)

Table 2Top tragic incidents (TTIs) related to engine uncontained rotor fragment

序号与转子碎片非包容有关的灾难性顶事件1俯仰功能全丧失2航向功能全丧失3滚转功能全丧失4不可控制的火情……

图6不可控制的火情定难性顶事件(TTIs)及子事件
Fig. 6Fire out of control TTIs and sub-incidents

将灾难性顶事件与飞机实体元素建立对应关系。飞机实体元素切入角和切出角之差的绝对值便是转子碎片对于实体元素造成的扫掠角。根据各系统的具体设计特征，有的顶(子)事件需要考虑对于一个系统的多个备份通道进行危险性评估，而有的则不需要。具体要求见AC20-128A。

5设计防范及安全性分析

飞机发动机转子碎片非包容性设计的主要有效措施即为采用合理必要的设计防范措施并评估分析这些防范措施的有效性，这些措施包括但不限于在即将进入初步设计阶段前考虑：

1) 发动机与驾驶舱的相对位置关系。

2) 发动机与对接框、机翼机身接头以及机翼前梁等重要结构的位置及这些结构的设计。

3) 发动机与燃油系统部件、管路和油箱的位置关系。

4) 发动机与控制系统的位置关系，如主要的和备份的飞行控制、航电等电缆或者导线。

5) 发动机与灭火系统的位置关系。

6) 发动机与对于飞机持续安全飞行和着陆的重要设备之位置关系。

7) 发动机与另一侧发动机的位置关系。

在考虑转子碎片非包容的设计过程中，必须采取某些可行的设计防范使得由于发动机转子碎片造成的损害达到最小。最有效的方法包括将重要部件布置在碎片影响区域以外，或者对飞机的重要部件或系统采取分开、隔离、裕度设计和防护等措施[3]。

5.1与驾驶舱的相对位置

对于常规布局的多发飞机，需保证驾驶舱在以发动机转子旋转平面为中心的±15°锥角范围之外。对于小型运输类飞机和通勤类飞机，由于其本身的设计限制，驾驶舱难以满足在转子碎片±15°锥角之外时，应满足驾驶舱在±5°锥角之外[3]。驾驶舱包含的与飞机持续安全飞行有关的操纵控制器件、电气电子设备等也须避免发动机转子碎片的损害，实例飞机情况见图7。

如飞机舱室非增压，则不需要考虑转子碎片非包容事故对乘客或非驾驶机组的威胁，否则参见AC20-128A中第8(d)条。

图7影响区之外的系统布置
Fig. 7Layout of systems outside impact area

5.2重要结构的设计

结构加强框均需尽量布置在以转子旋转平面为中心的15°锥角范围之外，见图7。如果有重要结构处于这个锥角范围之内，须在5°锥面至15°锥面之间有保护结构。经验表明铝制机翼下表面蒙皮、发房、增压舱蒙皮，以及等效的典型结构拥有抵抗小碎片穿透的能力[3]。

须通过离散损伤统计和分析，表明飞机结构设计满足AC25.571-1D-第8(c)条规定的70%载荷下继续安全飞行或着陆要求[3-4]，一般1/3转子碎片、中等转子碎片拥有足够能量击穿其路径上包括主结构在内的所有物体，但可进行结构局部加强，如护盾、偏向装置等，并表明这些措施有效。对AC25.571-1D第8(c)条的符合性，一般采用计算分析方式，计算分析基于飞机的有限元模型，图8～图11为使用MSC.Patran、Dytran和Nastran建立的实例飞机模型。

图8(图中数字为有限元网格编号)为模拟部分长桁-蒙皮结构失效的典型有限元模型，其中的矩形框部分为失效蒙皮-长桁结构的区域。通过计算显示实例飞机被碎片穿透后的剩余机体结构承载能力满足AC25-571-1D要求。

图9为实例飞机的发动机舱结构建模示意图，建模仅选择了与转子碎片非包容相关的发动机舱主结构，如结构框架撑杆、连接环体、与机翼的连接结构等。图10为实例飞机的机翼建模示意图，建模仅选择了与发动机转子碎片非包容相关的前梁、机翼肋、蒙皮等，分析时对影响区的损伤部位进行细致定义，以减小工作量。图11(a)为实例飞机及部件颤振建模示意图，图11(b)给出了一个典型的部件(发动机舱结构)颤振分析结果。发房结构颤振计算临界损伤V-ζ图表明，实例飞机速度V范围在500 km/h以下，其阻尼系数ζ均小于0，结构不会发生颤振。

图8机身剩余强度计算模型
Fig. 8Calculation model of fuselage residual strength

图9发动机舱剩余强度计算模型
Fig. 9Calculation model of nacelle residual strength

图10机翼结构的损伤计算模型
Fig. 10Damage calculation model of wing structure

图11颤振计算模型及临界损伤V-ζ图
Fig. 11Calculation model of flutter and critical damage V-ζ plot

结构设计需对小碎片损伤足够重视，因为小碎片扫掠范围大、数量多，并且携带了足够的能量以击穿蒙皮等结构，可通过结构、系统击穿计算的方式表明设计防范措施的符合性。如需计算，小碎片的能量信息可从发动机制造商处获得，包括尺寸、质量、速度以及旋转方向等[16]。

碎片击穿结构的剩余速度，可按式(1)计算：

(1)

式中：θ为被击穿结构的倾斜角度；ρ为被击穿结构的密度；Ap为被击穿结构的有效面积；m为碎片质量；t为目标结构厚度；Vi为碎片撞击速度；V50为50%可能穿透的撞击速度(文献[7]中给出了几种材料的V50计算方法)；Vr为剩余速度[11]。

实例飞机针对小碎片开展了机体结构的穿透计算分析，以MSC.Dytran为计算软件，弹性常数之间的关系为[17]

(2)

(3)

式中：G为剪切模量；E为弹性模量；k为体积模量；γ为泊松比。小碎片破损分析结构使用MSC.Dytran将结构进行呈现。图12为一片动力涡轮转子叶片小碎片穿透(从①至④)第一层结构(发动机舱蒙皮)，但被第二层结构(机身蒙皮)阻挡的分析结果。

图12小碎片穿透情况典型结果
Fig. 12Typical results of small fragment penetration

5.3燃油系统设计

将油箱和其他易燃液体系统及传输管路不置在结构之后，来减小因燃油溢出或油箱被击穿造成的危害。如图7所示，实例飞机燃油箱区域处在1/3转子碎片±5°影响区之外，仅处于另一侧发动机小碎片影响区的-5°～-10°区间，经小碎片穿透分析，实例飞机发动机非包容的小碎片并不会对另一侧机翼结构造成导致其油箱漏油的穿透损伤发生。即使因小碎片撞击对面一侧油箱，导致结构变形而漏油，这时因漏油区域均在对应一侧发动机防火墙(见图7)之后，泄露的燃油将被气流吹离发动机(主要火源)区。计算和布置分析表明，实例飞机燃油系统设计符合关于发动机转子碎片非包容的设计防范和安全性等适航要求。

若燃油箱在影响区域之内，应对位于发动机上方，且在1/3转子和中等碎片影响区域内的燃油油箱提供保护。设置无油隔舱或者保护层都是可接受的方法。另外，备份燃油应该是隔离的，不会导致飞行或者安全返航所必需的燃油缺失[3]。

5.4控制线系的布置

飞机控制线系包括钢索、电缆、管路等，主要的控制系统和电缆线系要实行备份，备份间距不小于1/2叶片碎片的尺寸，满足不被1个1/3转子碎片同时击中破坏[3]。

备份形式可以多样，属于同一个系统的通道并不一定是依照飞机对称面对称分布，也可以是机械(如钢索等)与电气(如电缆等)的互相备份。特殊的，次操纵(增升、增阻等控制)通道是主操纵通道的一种备份。比如调整片操纵是相应的舵面操纵的天然备份，横滚操纵也可与航向操纵进行相互备份等[18]。

图13为实例飞机在影响区内的各系统线系典型截面布置。图中主电源线系与另一侧二次电源线系互为备份，间距L为1 430 mm；升降舵主操纵两套独立操纵线系布置在地板下左右两侧，间距为1 223 mm；左右发动机操纵钢索间距为1 405 mm；间距均满足大于发动机1/3转子碎片最大尺寸206 mm(见表1)的要求。氧气系统管线避开了电缆、加温管路等。类似地，其他线系均满足适航要求，通过审查。

图13影响区内各系统线系布置截面图
Fig. 13Section view of systems’ lines layout in impact area

对于被破坏后会造成灾难性事件的无备份钢索、电缆、管路的布置，以最小危害角的标准进行设计。例如对于双发飞机，可通过将这些线系、通道布置在一发对另一发的危害角内，达到减小总危害角的目的。

5.5灭火系统的布置

处于转子碎片影响区的客舱的灭火装置(如便携式灭火瓶)应该布置在影响区之外。发动机灭火装置布置在防火墙之后，其控制线系在通过影响区时须备份。发动机爆破的同时，须有措施立刻切断相应的发动机燃油供给，其控制线路也应在经过影响区时进行备份，如图14所示。

图14燃油切断电缆在影响区的布置
Fig. 14Fuel cutoff wire layout in impact area

5.6影响飞机持续安全飞行和着陆的重要设备

影响飞机持续安全飞行和着陆的重要设备，首先应该尽量布置在影响区之外，如实例飞机的空速高度系统、飞行仪表及其数据处理计算核心部件均处于驾驶舱或驾驶舱后部的设备舱内，或布置在后机身设备舱中，起落架系统位于起落架舱，均在影响区之外，如图7所示；如果处于影响区之内，应采取防护、隔离或多备份设计，也可使用应急程序。如实例飞机虽将大多数影响安全飞行和着陆的设备布置在影响区之外，但其数据、操纵线系有部分经过影响区。经过影响区的系统线系，均有相应的备份、蒙皮、内设等防范、保护措施。操纵备份系统或应急程序时允许飞行机组工作负荷的增加和飞行性能的降低，如飞行机组可按照实例飞机在飞行手册中规定的飞机单发飞行、起落架带故障着陆等应急程序操作。

5.7另一侧发动机

对于另一侧发动机的布置，在满足气动布局要求前提下，尽量把发动机间距M布置到最大，以减小对于剩余发动机的危险角α，如图15所示。

图15对另一侧发动机的扫掠角
Fig. 15Sweep angle to opposite engine

如果剩余发动机为2台以上，其发动机控制线系应该分开布置，尺寸应为与1/3转子碎片的最大尺寸相等或可能的最大尺寸[3]。

6离散损伤

任何因发动机非包容转子碎片导致的结构破坏都被认为是灾难性的，除非能够满足AC25.571-1D第8(c)中的剩余强度和振动标准[3]。首先统计出离散损伤序列，然后进行整机和大部件局部剩余强度和振动标准的计算分析。

6.1影响区内结构元素的定义

对影响区内的结构件进行编号，原则上越细越能反映真实情况，但工作量将极大地增加，所以对于影响区内零部件变化较大的情况，建议将转子碎片的飞出角度定为-5°、-3°、0°、3°、5°，即5个剖面，如果影响区内的零部件变化不大，建议定为-3°、0°、3°。

6.2“进一/漏一法”

采用“进一/漏一法”，即在1/3转子碎片的影响区域内，从该1/3转子碎片切入机身开始，直到切断最后一根长桁的时候为止，以长桁或框为一个序列的中心逐一统计出损伤序列，写入表3。序列具有唯一性和真实性。

注意，不同发动机对不同结构框之间的长桁造成的损伤也有区别，需要分别统计。

对表3进行二次筛选，得出最严苛的的损伤情况。如表3中的序列26和序列28均可被序列27包含，所以将序列26、28删除，保留序列27，以此类推。

7灾难性概率计算分析

由于每个转子的大小和旋转方向是不一样的，甚至不同转子的影响区内的系统布置也是不一样的，所以必须针对每个转子进行剖面布置分析。

表3　对结构件的损伤序列

注：9(13-15)表示13-15框区间内9长桁被切断。

为减小分析的工作量，进行转子段定义。以转子段内影响区域最大、能量最大的转子为代表，实例飞机的转子段划分如图16所示。影响区需考虑转子前后方向的厚度。

图16划分转子段
Fig. 16Rotor stages definition

将切入角αin、切出角αout与切入角αin之差两组数据分别作为EXCEL软件中“图表类型”的“横向条形图”模式的系列1数据和系列2数据，生成条形图。如表4所示，对升降舵左侧操纵钢索的切入角为133.8°，切出角与切入角之差3.9°，则生成如表4右侧第一行条形块，以此类推生成所有条形块，构成条形图。每个灾难性顶事件的危险角为所有扫掠角的重叠区域。将危险角统计求和即为该侧发动机转子段的总危险角。

单侧发动机造成整机灾难性事件的概率为：(1#转子段总危险角/360)×(1#转子段转子数量/总转子数量)×100%+(2#转子段总危险角/360)×(2#转子段转子数量/总转子数量)×100%。

表4单个1/3转子碎片对飞机实体元素的扫掠角

Table 4Sweep angles to airplane parts of single 1/3 rotor fragment

全机由于左、右发动机转子碎片非包容造成的灾难性概率为：(左发概率+右发概率)/2，并将得出概率值与AC20-128A第10(c)条中规定的值进行比较。如果不满足规定值，则须进行调整设计，同时避免产生新的危险角。

表5　多转子碎片损伤概率

特别需要提出的是，结构损伤是不能通过计算分析发生概率来表明符合性的。

对多个转子碎片的概率性分析，只考虑对多备份的功能系统构成的灾难性顶事件。多个转子碎片的概率取最大值，验证其小于AC20-128A第10(c)条中规定的值，同样，如果不满足，则须进行设计调整。表5中给出的实例飞机的多个1/3转子碎片对飞机多备份系统的损伤概率情况，最大为4%，小于规定概率值10%[3]。

8结论

1) 本文所论及的飞机设计中关于发动机转子碎片非包容的设计计算、分析和适航验证方法和工作步骤，得到了CAAC和FAA适航审查组的认可，有效指导了该实例飞机针对CCAR/FAR23.903(b)部分第(1)条要求的符合性设计验证工作。

2) 以此为指导，开展的实例飞机关于转子碎片非包容设计防范和考虑，结构布局和设计，以及由转子碎片非包容造成的全机灾难性事故概率完全满足AC20-128A相关设计规范及定量危险等级的建议或要求。

3) 对与发动机转子碎片非包容相关的飞机设计工作中的设备安装、系统线系走向和备份、结构布局和强度设计等，发动机的总体布局有关键根本性影响，因此必须在初步设计之初即予以充分全面的考虑。

4) 一般的，发动机舱、机身蒙皮等组成的两层以上蒙皮结构对小碎片具有有效的阻挡穿透的能力。

5) AC20-128A中给出的设计指导原则和分析方法具有普遍的指导意义，但其提供的适航验证符合性方法并非强制的，如本文实例飞机所采用的转子段分析、省略飞行阶段危险因子等方法或裁剪既得到了CAAC认可，又能极大缩短工程研制周期。

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陆入成男， 学士， 高级工程师。主要研究方向： 飞机总体设计。

Tel.： 0451-86583388

E-mail： kilorc@163.com

李先哲男， 学士， 研高工。主要研究方向： 飞机气动力、总体设计。

Tel.：0451-86583218

E-mail：feijisuo@hafei.com

李洋男， 学士， 研高工。主要研究方向： 直升机/飞机总体设计。

Tel.： 0451-86583380

E-mail： feijisuo@hafei.com

胡文刚男， 学士， 工程师。主要研究方向： 飞机结构强度设计。

Tel.：0451-86582463

E-mail： feijisuo@hafei.com

滕超男， 学士， 工程师。主要研究方向： 飞机总体设计。

Tel.： 0451-86583388

E-mail： uniqueark@163.com

Received： 2015-08-17; Revised: 2015-08-26; Accepted: 2015-12-01; Published online: 2015-12-1611:06

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151216.1106.002.html

Design of uncontained engine rotor fragments failure during airplane design

LU Rucheng*, LI Xianzhe, LI Yang, HU Wengang, TENG Chao

Harbin Aircraft Industry Group Co., Ltd., Harbin 150066, China

Abstract:The design and analysis of uncontained engine rotor fragment failure is conducted based on a twin-engine normal layout airplane during airplane design. Engineering method and procedure described from section 3 to section 7, properly simplified from advisory circular AC20-128A, have been gained by studying related documents including airworthiness rules and advisory circulars, which have been used in an example airplane design progress as a dem-onstration. The airplane development circle time has been shortened by applying the engineering method and proce-dure. The results indicate that when the uncontained engine rotor fragment failure occurs, design and precautionary measures taken for systems and structures of this airplane comply with airworthiness rules, where residual structure strength and tragic failure probability comply with qualitative and quantitative requirements in section 10c of AC20-128A. This shows that the airplane complies with related airworthiness requirements, and the conformity has been accepted by Civil Aviation Administration of China (CAAC) and Federal Aviation Administration (FAA).

Key words:engine assemble; airplane design; high energy rotor; rotor debris; uncontained; discrete damage

*Corresponding author. Tel.： 0451-86583388E-mail: kilorc@163.com

作者简介：

中图分类号：V21

文献标识码：A

文章编号：1000-6893(2016)01-0351-13

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0341

*通讯作者.Tel.： 0451-86583388E-mail: kilorc@163.com

收稿日期：2015-08-17； 退修日期： 2015-08-26； 录用日期： 2015-12-01； 网络出版时间： 2015-12-1611:06

网络出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151216.1106.002.html

引用格式： 陆入成， 李先哲， 李洋， 等． 飞机设计中发动机转子碎片非包容性设计[J]． 航空学报, 2016, 37(1): 351-363. LU R C, LI X Z, LI Y, et al. Design of uncontained engine rotor fragments failure during airplane design[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 351-363.

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