民用飛機輔助動力裝置安裝系統(tǒng)的靜強度設計

王敏

摘 要：該文將安裝系統(tǒng)的理論應力值與實驗應力值相比較，通過實驗分析法驗證這種設計是符合靜強度設計要求的，并且達到相關適航條款的要求。下文中會以某種民用機的安裝系統(tǒng)進行舉例說明，講解了關于民用飛機輔助動力裝置的安裝以及靜強度設計和校核。

關鍵詞：民用飛機 輔助動力裝置 靜強度設計

中圖分類號：V215.24 文獻標識碼：A 文章編號：1672-3791（2016）03（a）-0048-02

輔助動力裝置安裝系統(tǒng)的結構大部分是被設計成拉桿結構并且被固定在民用機上，因此，飛機的機身就承擔了輔助動力裝置所產(chǎn)生的載荷。因此，它的強度設計只有滿足了靜強度設計、疲勞與損傷容限的要求，才能使其能夠承擔在飛機的使用期間能夠負荷的最大值，并且可以保持住永久性地不變形。輔助動力裝置是當前民用飛機的主要組成系統(tǒng)，簡稱為輔助動力裝置。它是一個單獨的小型渦輪動力裝置，在民用機上的安裝區(qū)域大多為機身后面的尾錐區(qū)。它的作用主要是給飛機照明系統(tǒng)提供電力；為發(fā)動機的起動提供引氣與輔助電源。

1 輔助動力裝置安裝系統(tǒng)靜強度設計的適航要求

民用飛機為了能夠得到適航當局的適航證并可以出售，就必須要遵守相關適航條例、標準。其中，民用飛機的輔助動力裝置安裝系統(tǒng)設計就需要符合FAR（《美國聯(lián)邦適航規(guī)章》）25部[1]、CS（《歐洲適航規(guī)章》）25部[2]以及CCAR（《中國民用航空規(guī)章》）25部《運輸類飛機適航標準》[3]中的相關條款中的安全系數(shù)達標、結構是否符合相關條款的標準、發(fā)動機和輔助動力裝置支架的側向載荷等條款，才能夠進行出售以及合法的航行。

2 輔助動力裝置安裝系統(tǒng)靜強度設計載荷

輔助動力裝置安裝系統(tǒng)靜強度設計所需要的載荷主要包括飛行載荷、地面載荷和動載荷（統(tǒng)稱為飛機設計載荷）陀螺載荷、側向載荷等等。

2.1 飛機設計載荷

當前，我國民用飛機在制造以及設計方面都有飛速的發(fā)展，同時，載荷包線也隨之有更多的改變和更新。包線即飛機在航行過程中的各個坐標軸以及方向的閾值。在民用飛機的設計過程中，計算飛機載荷的專業(yè)人員會將飛機的飛行、地面和飛行過程中的載荷包線進行計算。

2.2 應急著陸載荷

根據(jù)條款要求，輕度撞損應急著陸過程中依據(jù)上文中提到的條款中的要求，輔助動力裝置系統(tǒng)受周圍結構的影響而產(chǎn)生慣性載荷系數(shù)時，或是飛機因發(fā)生了輕度的撞擊損壞而被迫著陸時，這些情況都應能夠被安裝系統(tǒng)所固定：（1）向上：3.0；（2）向前：9.0；（3）側向：3.0；（4）向下：6.0；（5）向后：1.5。

2.3 發(fā)動機扭矩

依據(jù)條款，輔助動力裝置和輔助動力裝置架的支撐結構要承擔以下所說的載荷：（1）飛機故障或損壞導致輔助動力裝置發(fā)動機停止運轉致使發(fā)動機限制扭矩載荷；（2）輔助動力裝置加速過大導致發(fā)動機限制扭矩載荷。

2.4 側向載荷

依據(jù)條款要求，輔助動力裝置的支架和結構需橫向的制約載荷系數(shù)，這個系數(shù)要相當于偏航情況得到的最大載荷系數(shù)，但是不能低于1.33。

2.5 陀螺載荷

根據(jù)FAR/CS/CCAR25.371[1—3]的條款要求，輔助動力裝置的支撐結構考慮到飛機在飛行過程中、或遭遇暴風和劇烈的風喘時以及飛機著陸之后等情況下所產(chǎn)生的載荷進行全面的設計，并且，輔助動力裝置系統(tǒng)必須具有與之相應的最大轉速。所謂的陀螺效應，即物體在高速旋轉時的自轉軸不是自發(fā)性地在空中轉變方向，這時就會產(chǎn)生陀螺力矩，因而出現(xiàn)了陀螺效應。依據(jù)條款，輔助動力裝置支撐結構需要根據(jù)飛行機動、著陸等情況載荷進行設計，并且輔助動力裝置必須要保持最大轉速。假設陀螺以角速度ω繞其自轉軸Oz轉動（該運動稱為自轉） ，同時其自轉軸Oz又以角速度Ω繞固定軸Oξ轉動（該運動稱為進動），設陀螺繞其自轉軸的轉動慣量為 Iz，則陀螺作用于其施力體上的陀螺力矩[4]為：

動著陸的過程當中，輔助動力裝置會隨之產(chǎn)生螺旋力矩，導致飛機在俯仰運動過程中的輔助動力裝置中心位置產(chǎn)生橫向軸呈現(xiàn)的速度，沿著飛機輔助動力裝置引擎旋轉軸，其旋轉速度提出了飛機航向軸，周圍產(chǎn)生的陀螺力矩的輔助動力裝置安裝支架的軌道平面垂直軸轉矩，計算公式是：

2.6 MEFBO載荷

MEFBO即主發(fā)動機風扇葉片負荷，主發(fā)動機風扇葉片飛機負載時脫落。主發(fā)動機葉片損失將有一個短期負荷振動，發(fā)動機的振動與機身接口輔助動力裝置重心處。在主引擎的風機葉片脫落后，發(fā)動機將會停止運行，這個時候如果受到氣流的影響導致發(fā)動機風扇的葉片的旋轉，則會在機身連接處生成一個振動負荷，振動載荷將傳遞給輔助動力裝置重心。通過輔助動力裝置中心MEFBO載荷和風載荷下，輔助動力裝置安裝系統(tǒng)應該能夠承受輔助動力裝置，防止其流失。

3 輔助動力裝置安裝系統(tǒng)的靜強度校核及試驗驗證

輔助動力裝置安裝系統(tǒng)通常設計為桿系結構，可分為兩種：一種是由6根拉桿組合起來的靜定結構，這種系統(tǒng)中，只要其中一根拉桿有損壞，那么安裝系統(tǒng)都會失去其穩(wěn)定性，導致無法將輔助動力裝置有效地固定。另外一種為6根以上的拉桿組裝成的超靜定結構，這種超靜定系統(tǒng)相對第一種更加穩(wěn)定，其中一根拉桿有所損壞，也不會造成輔助動力裝置無法固定在安裝位置上面，但是，這種結構的設計形式會增加重量以及安裝的難度。因此，輔助動力裝置安裝系統(tǒng)需要設計成哪種結構，還需要考慮到多種因素的影響，這些都需要在設計的初期通過對比進行決定。輔助動力裝置安裝系統(tǒng)靜強度校核的主要校核對象和校核要點如表1所示。

圖1為某種型號的飛機輔助動力裝置安裝系統(tǒng)。圖中屬于超靜定系統(tǒng)，由7根拉桿組成，這7根拉桿的位置都在輔助動力裝置的一側。包括拉桿、接頭以及隔振器等多個部件。

輔助動力裝置的有限元模型如圖2所示。ROD為單元模擬拉桿，拉桿連接機身的關節(jié)是由殼單元來進行模擬的，BUSH的減震器的剛性單元模擬，使用大剛度的輔助動力裝置荷載傳遞梁單元模擬拉桿系統(tǒng)的重心。關節(jié)連接的飛機機身框架建立當?shù)氐姆治隹蚣埽约皺C身的框架關節(jié)、它們所對應的節(jié)點，受3個方向的平動位移所約束。在各種不同情況下的飛機載荷會被分散在輔助動力裝置的對應節(jié)點上，通過準確地計算，可得到內(nèi)作用力對于安裝系統(tǒng)每一個零件的精確校對，從而得到計算工況下的最大以及最小安全裕度（安全裕度=許用值/（安全系數(shù)×設計值），對于零件本體，安全系數(shù)取1.0；對于緊固件連接處，安全系數(shù)取1.15[1—3]。

4 結語

該文通過某型號民用機的輔助裝置安裝系統(tǒng)靜強度的校核作為示例，簡單描述了民用機安裝系統(tǒng)的靜強度設計。某民用飛機輔助動力裝置系統(tǒng)對于拉桿的實際應力以及理論性的應力進行分析比較，計算出的數(shù)據(jù)表明這種設計是可以滿足靜強度要求的，并且符合了相關的適航條款。

參考文獻

[1] Federal Aviation Administraion.FAR25.Airworthiness Standards：TransportCategoryAirplanes[S].2008.

[2] European Aviation SafetyAgency.CS25.Certification

Specifications and Acceptable Means of Compliance for Large Aeroplanes[S].2011.

[3] 中國民航總局.CCAR25—R3，中國民用航空規(guī)章第25部-運輸類飛機適航標準[S].2001.

[4] 和興鎖，支希哲，劉小洋.理論力學[M].西安： 西北工業(yè)大學出版社，2001.

[5] 《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊《載荷、強度和剛度》[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.