大涵道比涡扇发动机安装技术研究

冯 凯，李洪军，赵 兴

（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015）

1 引言

安装系统是发动机与飞机连接的桥梁，是发动机上的重要承力件，把发动机的推力、重力、侧向力和扭矩传递给飞机，同时还将飞机起飞、着陆和飞行引起的惯性力和其它气动力传递给飞机。安装方式决定了发动机与飞机连接构件的复杂性，大涵道比发动机相对小涵道比发动机安装结构更加复杂，设计中需要考虑的因素也更多。

2 发动机在飞机上的安装方式

大涵道比涡扇发动机应用于大型客机、大型运输机或特种飞机上。发动机在飞机上的安装方式，主要取决于飞机设计，与飞机用途、飞机类型密切相关，直接影响飞机的整体布局、气动外形及飞机的承力结构，同时也影响安装系统的结构形式。目前，较为主流的安装方式有翼吊安装和尾部安装。

2.1 翼吊安装

采用大涵道比发动机作为动力的飞机，其翼展较大，将发动机安装在动力装置短舱内，并采用挂架悬吊在机翼下，通常称为翼吊。翼吊安装方式广泛应用于现代大型民用飞机和运输机。采用该种安装方式发动机维护容易，客舱噪音小，发动机油路布置容易。

2.2 尾部安装

当安装两台发动机时，可在机身尾部两侧的发动机支架上各悬挂一台发动机，如MD-90、ARJ-21等。发动机采用尾部安装方式安装在飞机上时，对应的发动机安装节位于发动机左右两侧，安装节平面平行于发动机中垂面，此时安装节需额外考虑承受发动机重心对安装节安装分界面处的弯矩。采用改装安装方式发动机离地间隙大，单发偏航力矩小，但维护不便。

2.3 其他安装方式

在大型飞机研制发展过程中，为了保证飞机推重比，往往需要安装两台至四台（或更多数量）发动机，为此还出现过其他几种安装方式。当安装四台发动机时，可在机身尾部两侧的发动机支架上各悬挂两台发动机，如前苏联的伊尔-62飞机。当安装三台发动机时，可在机身尾部两侧的发动机支架上各悬挂一台发动机，另一台发动机则安装在飞机的对称平面内，如英国的“三叉戟”等。当安装三台发动机时，可在机翼下通过吊挂各吊装一台发动机，另一台发动机则安装在飞机的对称平面内。

3 发动机安装节结构

3.1 安装节结构类型

发动机的安装节是发动机在飞机上的连接、支承和固定节点，由于发动机结构不同，发动机在飞机上的安装位置和形式各异，发动机的安装节结构形式也不相同。单从受力角度分析，安装节可分为静定安装方式和静不定安装方式。

（1）静定安装方式：发动机安装节中无多余的非受力构件，即发动机的安装系统中没有额外的冗余约束。这种安装方式安装节点数目最少，安装系统相对简单，重量小。军用飞机、尤其是追求大起飞推重比的军用飞机，其发动机大多采用此种安装方式。设计上对这种安装方式要求较高，发动机安装节构件的受力和传力要合理，安装节的可靠性要高，传力和热膨胀的补偿装置要充分而有效，安装节构件的剩余强度系数要稍大些，因为一旦某个安装节失效或损坏，将影响整个安装系统的传力，必将危及飞行安全。

（2）静不定安装方式：发动机安装节中存在多余非受力构件，即发动机安装体系中除基本固定结构之外，还存在冗余约束。它在飞机正常飞行和发动机正常工作情况下，不承受任何方向的力和力矩。当发动机基本固定结构失效，或者飞机结构产生异常变形时，它即对发动机起支撑作用而承受某个方向的力和力矩，从而保证发动机在飞机上安装系统的有效性，确保飞行安全。由于存在多余约束，这种安装方式结构相对复杂，重量相应增加。静不定安装方式从某种意义上来说实际上是发动机安装的余度设计，以牺牲发动机安装系统的重量换取意外情况下的发动机固有的可靠性，当其中一种结构失效后由其余结构代替其进行传力，从而保证飞行安全。大涵道比涡扇发动机大多采用此种安装方式。

3.2 翼吊安装方式对应的发动机安装节结构

采用翼吊安装方式时，安装节设计应保证吊舱最低点距地面的高度不小于600mm，进气口唇部下缘距地面的高度不小于900mm，以避免地面滑行或着陆情况下触地损坏短舱或造成意外事故，同时安装构件和结构必需满足适航等相关要求，承受规定的限制载荷并且没有永久变形；承受规定的极限载荷并且没有破坏，但可以出现永久变形；安装节可以补偿发动机与飞机之间的制造误差，保证发动机的顺利安装，同时具有热变形补偿功能。

在翼吊安装方式中，分为两种典型的不同安装传力方案。第一种翼吊安装方案主安装节设置在中介机匣内环后端面上，辅助安装节设置在涡轮后机匣上。发动机推力由主安装节传递，扭矩主要通过辅助安装节传递，发动机重量、垂直过载以及侧向力由主、辅安装节共同承担。代表机型为V2500、CFM56-5等发动机。第二种翼吊安装方案辅助安装节设置在中介机匣外环上，主安装节设置在涡轮后机匣上。推力由主安装节传递，扭矩主要由辅助安装节传递，发动机重量、垂直过载和侧向力由主、辅安装节共同承担。代表机型为CFM56-7、CFM56-3等发动机。上述两种安装方案存在如下各自优缺点：在第二种方案中，辅助安装节固定在中介机匣外环上，导致发动机上方轮廓增大，增加了发动机迎风面积，从这一点看第一种安装方案对减小发动机的迎风面积更有利；在第二种安装方案中，辅助安装节固定在中介机匣外环上，中介机匣外环直径较大刚性差，容易引起机匣的变形；在飞机的机翼高度一定的情况下，第一种方案可以提高发动机在飞机上的高度，使发动机远离飞行跑道，能够降低外来物被吸入进气整流罩的概率；在第二种安装方案中，主安装节中的两个推力杆穿过核心机固定在中介机匣内环后端面上，增加了发动机的整机刚性。

4 安装系统设计需考虑的因素

随着大型飞机在军、民用航空领域应用的不断拓展机大涵道比涡扇发动机设计/制造技术的不断发展，大涵道比涡扇发动机的推力、性能不断提升，要求发动机的安装系统考虑到飞机整个飞行包线范围内和发动机任何工作状态下所能出现的发动机最大推力载荷和飞机最大机动过载，并按规定考虑安全系数和发动机舱环境温度；发动机涡轮燃气温度的提高，使得发动机整体的热膨胀量增加，安装系统的连接和固定必需充分考虑发动机热变形的补偿措施；随着发动机在翼工作时间越来越久，对发动机的互换性、维护性、综合保障等产品寿命周期内的使用成本要求也越来越苛刻。尤其是民用航空，更为追求高可靠性和最佳的经济性。要求发动机在飞机上的安装和拆卸简便快捷，实现发动机的快速换装，在双发或多发飞机上各个发动机舱的结构构型和舱内附件、管路、电气部件的布置应使发动机的安装具有完全的互换性，而不应做任何机械的或电气的修改；确保飞机的战备完好率、出勤率及在航线上的工作时间。发动机安装节和飞机安装承力构件连接接头之间应消除安装间隙，以防止发动机工作时产生的振动传至机身，并应根据需要设置隔振装置，以改善飞机乘坐人员飞行过程中的舒适性，避免运输的货物因振动而导致损坏。

5 结束语

发动机不同安装方案均存在各自的优缺点，安装系统设计需综合考虑飞机设计要求、发动机维护性、飞机挂架强度、发动机承力机匣强度、发动机传力路线等，既要保证安装节具有足够的刚度、强度，又要便于发动机的安装和拆卸。现代大涵道比发动机安装系统设计时往往需采取余度设计，保证安装系统的工作安全性。