航空發動機在飛機上的安裝結構

趙祥敏 薄純智

（中航工業沈陽發動機設計研究所，遼寧 沈陽110015）

0 引言

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

本文介紹了航空發動機的安裝位置及相應的結構形式。

1 需要考慮的問題

在發動機安裝設計工作開始前或者設計過程中，以下幾個問題需要注意：

（1）發動機的安裝結構應有足夠的強度承受飛機在加減速或轉向時的慣性力、飛行方向的最大推力以及由于該推力產生的彎曲力矩、飛機轉向時的陀螺力矩等。

（2）航空發動機應當剛性固定到飛機上，即發動機安裝結構應該確保飛機與發動機之間無相對活動量。

（3）發動機安裝結構應避免由飛機承力框架的變形給發動機帶來附加應力。

（4）發動機安裝結構的設計應當避免發動機工作期間的熱膨脹給飛機、發動機或者安裝系統帶來額外的工作應力。

（5）發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，也應該得到重視。

1.1 發動機安裝結構的負載分析

對安裝結構能夠承受的負載的限制有時由客戶或者設計單位提出，也有一些行業標準對此進行了規定。例如歐洲航空安全管理局（EASA）就利用行業標準規定了大型民用飛機的發動機安裝系統的最大扭矩、最大橫向負載、最大陀螺力矩等。

1.2 熱膨脹問題

在航空發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動機安裝結構上，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，航空發動機的工作狀態越高，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動機、安裝結構及飛機帶來顯著的附加應力。

2 航空發動機在飛機上的安裝位置

在開展航空發動機安裝結構的設計工作之前，首先應該確定發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，超音速飛機的發動機布局應該考慮減小飛機整體的迎風面積。

2.1 亞音速飛機的航空發動機布局

目前大多數亞音速飛機的發動機位于翼下，即翼吊布局，例如Airbus的A380。此外，還有常見于商務客機的將發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。

對于翼吊布局的發動機，傳播到客艙內的噪音較小、飛機穩定性高，此外，還能減小飛機飛行時機翼根部的應力，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，應控制發動機的前后位置以及距離機翼的高度。

對于尾吊布局的發動機，氣流不受發動機的干擾，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，為了避免發動機尾氣對飛機尾翼氣流的影響，飛機尾部應當做成“T”形結構。這種設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危險。

2.2 超音速飛機的航空發動機布局

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

在超音速飛機中，之所以內嵌式布局較為普遍，是因為該布局減小了飛機的迎風面積，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噪音大的缺點。

3 航空發動機安裝系統的結構設計

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

一般情況下，有以下四種基本的發動機安裝系統的基本單元。

（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。

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

3.1 翼吊布局的發動機安裝結構

采用翼吊布局的發動機一般通過發動機的前后吊點懸掛在飛機的發動機掛架上。該結構的發動機安裝結構有很多類型，其中一些是靜定結構，而有一些的傳力路線存在冗余設計，冗余設計提高了結構可靠性。例如B747的發動機就采用了冗余的支撐結構，它的前吊點、后吊點及推力拉桿分別連接到發動機掛架上。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合結構。

3.2 尾吊布局的發動機安裝結構

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

3.3 嵌入機身的發動機安裝結構

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

4 結論

發動機的安裝結構應該滿足本文中列出的所有設計要求。因此，在設計過程中，需要綜合考慮飛機的空氣阻力、自身重量，以及結構的可靠性、維修性等。然而，這些設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構的設計不是在所有方面都做到最優，而是從中找到最佳的折中點，使安裝結構的綜合性能最適合該型飛機與發動機的使用要求。

［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.