軍用小涵道比發動機的飛發安裝連接研究

李 健，劉 瑩，田 靜，呂春光，賈智元

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

軍用小涵道比發動機的飛發安裝連接研究

李 健1，劉 瑩2，田 靜1，呂春光1，賈智元1

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，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動機飛發安裝連接問題，通過分析現役典型戰斗機的飛發結構特點，研究了不同主、輔安裝節的連接結構及其特點，總結歸納了鉆山洞、滑軌和吊掛3種飛發安裝方式的裝拆特點和承力特性，結合典型的飛發連接結構和安裝方式的搭配應用形式，對比分析了不同系統的特點，得出飛發安裝連接系統需綜合考慮飛機與發動機相關因素而制定和優化匹配的方案，對飛發安裝連接系統的發展方向進行了分析預測。

飛發安裝連接；軍用發動機；小涵道比；安裝節；鉆山洞；滑軌；吊掛

0 引言

航空發動機作為飛機的心臟，為飛機提供動力，能從根本上實現先進戰斗機超聲速巡航、過失速機動、矢量推力以及大航程高效率。發動機與飛機通過安裝連接系統合二為一，該系統不僅影響發動機的主輔安裝框架、承力傳力形式，也直接影響飛機的結構布局、后機身的框架。通過安裝連接系統實現飛機全包線內飛發可靠的連接固定、載荷的合理傳遞，并考慮裝配性維護性，便于發動機裝配分解。

文獻[1]研究了前主后輔和前輔后主2種結構形式的安裝系統；文獻[2]分析了典型戰斗機的飛發連接結構和機身特點。但針對安裝連接系統的研究和系統化、理論化的研究成果較少。本文從飛機和發動機角度，對軍用小涵道比發動機的飛發連接結構及安裝形式進行研究。

1 飛發安裝連接概述

飛發安裝連接系統是發動機與飛機間的機械連接系統。合理的發動機艙框架結構能規劃出合理的連接結構和安裝方式，滿足結構空間要求，實現全包線內不同工況載荷下飛發一體化可靠穩定地工作。

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

圖1 飛發載荷

發動機艙需要必要的空間結構完成單、雙發動機的裝機，其結構框架應具有足夠的強度，以實現發動機可靠安裝、傳遞發動機推力、承受動力系統的各種機械載荷，同時發動機艙需具備一定的敞開性，以完成發動機的裝配分解，進行必要的日常維護。

2 飛發連接結構

2.1 主安裝節的連接結構

位于主安裝平面上的主安裝節在承受高推比發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個主安裝節多為水平設置，也有采用1個主安裝節的連接結構。主安裝節與飛機的典型連接結構主要有推力銷和抱軸2種。

2.1.1 推力銷連接結構

推力銷連接結構是在發動機主安裝節處設置球窩座，在飛機機身處設置推力銷，通過球窩座的中心孔與飛機的推力銷相連，實現發動機的軸向等多種載荷的傳遞和連接定位，其典型結構形式如圖2所示。

圖2 推力銷連接結構

2.1.2 抱軸連接結構

抱軸連接結構是在發動機的主安裝節處設置抱軸銷，該抱軸銷徑向插入發動機球窩形式的主安裝節中，具有一定的徑向活動量，同時在飛機機身相應位置設置剛性固定的抱軸銷，發動機裝配到位時通過抱軸快卸環實現飛機與發動機抱軸銷的同軸抱緊連接，完成飛發連接定位和載荷傳遞，具體結構形式如圖3所示。F-35戰斗機與F135發動機的抱軸連接結構如圖4所示。

圖3 抱軸連接結構

圖4 F-35戰斗機與F135發動機的抱軸連接結構

2.2 輔助安裝節的連接結構

位于輔助安裝平面上的輔助安裝節不承受軸向力，其受力情況與強度要求遠小于主安裝節的，輔助安裝節很大程度上是為了補充定位約束，完成對發動機安裝的固定要求，其設置數目和位置相對靈活，多采用2點拉桿和3點拉桿結構形式，同時可根據主輔安裝節配置的情況，設置1個或多個可調拉桿，配合主安裝節對發動機的安裝位置進行微調。輔助安裝節與飛機的典型連接結構主要有拉桿連接結構和滑輪連接結構2種。

2.2.1 拉桿連接結構

拉桿連接結構（2或3點拉桿）通過在拉桿兩端使用軸向銷釘與發動機耳片結構輔助安裝節連接，傳遞發動機側向力和慣性載荷。該結構可根據裝機情況調節拉桿，實現發動機精準裝配，F-35戰斗機采用的典型拉桿連接結構如圖5所示。

圖5 F-35戰斗機的拉桿連接結構

2.2.2 滑輪連接結構

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

圖6 F-35戰斗機的滑輪連接結構

3 飛發安裝方式

3.1 鉆山洞安裝方式

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

圖7 蘇-27戰斗機和AL-31F發動機的鉆山洞安裝方式

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

采用鉆山洞安裝方式，主安裝平面設置于發動機前端的中介機匣處，輔助安裝平面設置在發動機后端的加力筒體上，構成前主后輔的承力安裝系統，飛發安裝系統的力學模型如圖8所示。

鉆山洞安裝方式主安裝平面水平左右各設置1個推力銷結構的主安裝節，承受重力、推力或者側向力。輔助安裝平面在正上方和水平左右設置2點拉桿結構的輔助安裝節，承受重力、側向力。

圖8 鉆山洞安裝方式力學模型

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動機艙沿飛機軸向敞開，但還要求在飛機發動機艙上方設置輔助滑軌，作為發動機滑輪的安裝軌道，如圖9所示。發動機的裝機運動軌跡呈直線。美國第3、4代戰斗機多采用該種飛發安裝方式，如F-16戰斗機與F110發動機、F-22戰斗機與F119發動機、以及F-35戰斗機與F135發動機。

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，為使發動機的裝拆更加便捷可靠，在發動機艙上方設置一定長度的安裝滑軌，在發動機前部承力框架上安裝滑輪，滑輪沿滑軌引導發動機進入發動機艙，發動機后承力框架支撐在安裝車上，發動機以非懸臂結構裝入發動機艙。

滑軌安裝方式的主安裝平面設置于發動機后端的加力筒體處，輔助安裝平面設置在發動機前端的進氣機匣上，構成前輔后主的承力安裝系統，其力學模

型如圖10所示。

圖10 滑軌安裝方式力學模型

在主安裝平面水平左右各設置1個抱軸結構的主安裝節，受到重力、推力作用；同時在主安裝平面的側下方設置2點拉桿結構的側拉桿，承受發動機的側向力；輔助安裝平面上方的滑輪在完成引導裝配的同時還要承受重力作用，而在一側設置3點拉桿結構的輔助安裝節，承受發動機的側向力，如圖11所示。

圖11 滑軌安裝方式主輔安裝系統

3.3 吊掛安裝方式

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

圖12 吊掛安裝方式

采用吊掛安裝方式，飛機的發動機艙向后和向下完全敞開，在飛機上機身設置專用的吊掛結構，裝機時需要維護人員在飛機上部進行部分操作。發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構與發動機的前承力框架和后承力框架相連，通過吊掛工具將發動機吊掛至安裝位置完成裝配。

采用吊掛安裝方式，主安裝平面設置于發動機前端的中介機匣處，輔助安裝平面設置于發動機后端的后機匣上，構成前主后輔的承力安裝系統，飛發安裝系統的力學模型如圖13所示。

圖13 吊掛安裝方式力學模型

主安裝平面在正上方設置1個推力銷結構的主安裝節，只承受推力，同時在主安裝平面兩側各設置1個2點拉桿結構的輔助安裝節，承受重力和側向力；在輔助安裝平面正上方設置1個3點拉桿結構的輔助安裝節，只承受重力。

4 對比分析

不同飛發安裝連接系統的特點見表1。

表1 飛發安裝連接系統特點

飛發安裝方式呈現出很強的技術延續性；不同飛發連接結構的主要區別在于主安裝節是采用推力銷還是抱軸結構，采用何種安裝方式很大程度上決定了飛發連接結構。從表1中的對比可見，俄羅斯“抱軸+鉆山洞”飛發安裝連接結構裝配性較差，但結構簡單有效；美國“抱軸+滑軌”飛發安裝連接結構的裝配性非常高，可以快速完成戰場環境下發動機的裝拆和維護，但結構復雜；歐洲“推力銷+吊掛”飛發安裝連接結構簡潔且形式巧妙獨特，但對機身結構影響較大。

第4代戰斗機廣泛采用推力矢量技術，在俄羅斯和美國現役裝配推力矢量動力的戰斗機（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，這些飛發結構并未因推力矢量問題（偏轉扭矩）改變以往的連接安裝結構，而是采用局部加強結構強度或增加輔助安裝節的方式滿足連接安裝要求。

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

5 結束語

飛機與發動機的安裝連接系統需綜合考慮飛機的框架結構、發動機承力傳力系統、以及裝配性和維護性等因素而制定出最佳方案。無論采用何種安裝連接結構，都需結合飛機與發動機的結構特點進行匹配優化。

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（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：航空動力基礎研究項目資助

李健（1984），男，工程師，從事航空發動機結構設計工作；E-mail:ianleelj@qq.com。

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