風車載荷情況下民用飛機結構強度評定方法

唐兆田 趙劍軍 / Tang Zhaotian Zhao Jianjun

(上海飛機設計研究院，上海201210)

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風車載荷情況下民用飛機結構強度評定方法

唐兆田 趙劍軍 / Tang Zhaotian Zhao Jianjun

(上海飛機設計研究院，上海201210)

按照適航要求，需要對風車載荷下民用噴氣運輸飛機結構強度進行評定。首先從靜強度、疲勞強度、損傷容限的角度，介紹風車載荷下飛機結構強度的評定方法。以已經獲得適航認可的分析方法為基礎，根據各方法的特點，結合風車載荷情況的特點，進行合理改進，形成適用于風車載荷下飛機結構強度的評定方法。其次從基本剖面形式、修正參數、結構動力學建模方法、評定部位的篩選標準、評定結果的判據等方面進行介紹，并展示該評定方法的優點。最后簡要說明其在型號上的應用情況及適航審查要求及結果，并提出該評定方法的改進建議。

不平衡風車載荷；不平衡風車動力學模型；風車剖面；結構強度評定

0 引言

發動機風車載荷情況是指飛行過程中發動機停車后風扇在氣流作用下持續轉動。發動機風車載荷情況可分為平衡風車載荷情況和不平衡風車載荷情況，其中不平衡風車載荷情況由風扇葉片脫落、轉子破損或轉軸支撐失效等導致。本文所提風車載荷情況，專指不平衡風車載荷情況。

目前，民用飛機廣泛采用大型高涵道比發動機(即風扇直徑60in以上的發動機)，根據大型高涵道比渦扇發動機服役數據：截至1996年5月，累計4.26億發動機飛行小時(起飛滑跑到接地)，發生不平衡風車事件152起(發生概率3.57×10-7)，其中葉片脫落(不小于1/4葉片)事件146起(發生概率3.43×10-7)；轉軸支持失效6起(發生概率1.41×10-8)。顯然，發生風車載荷情況的概率較高(遠大于10-9)，必須對其影響進行評定。

發動機不平衡事件可以分為先后兩個階段：第一階段(高能階段)，此時發動機未停車，通常持續幾秒至幾十秒；第二階段(風車階段)，發動機已經停車，風扇在氣流作用下仍然轉動，這種狀態可能會持續幾個小時。根據適航條款CCAR§25.571條、§25.901條、§25.903條的要求，如果風車載荷情況影響飛機飛行安全，必須有停止風扇轉動的措施，但是現在廣泛采用的高涵道比發動機的風扇在飛行中是不可能停止轉動的，因此民用飛機必須進行風車載荷下結構強度(靜強度、疲勞和損傷容限)評定，證明發生風車載荷情況后飛機能夠安全返回至備降機場。

風車載荷下飛機結構強度評定工作，國外起始于2000年，尚未見公開發表的資料；國內無相關研究報告。本文依據型號的相關工作，對風車載荷下民用噴氣運輸飛機結構強度評定的原則和要求、分析方法、結構動力學模型建立方法、判據等進行介紹。

1 發生風車載荷情況時采用的飛行剖面

發生風車載荷情況后必須改航至備降機場。飛行員應當采取降低飛行高度、避免激烈操作等措施，盡可能降低飛行載荷。因此，風車載荷情況的飛行剖面必然不同于正常飛行的剖面，需要專門制定適用于風車載荷情況的飛行剖面(即改航剖面，Diversion Mission Profile)。從安全的角度考慮，在巡航階段發生風車載荷情況時相對嚴重。通常假設風車載荷情況發生在正常飛行時的巡航階段。圖1給出了典型的改航剖面，分為初始飄降、后期飄降、巡航、下降四個階段。

圖1 改航任務剖面

A點即為改航剖面起始點，對應于正常飛行的巡航高度，改航剖面巡航階段的飛行高度主要根據剩余的正常工作發動機的能力來確定。

60min改航剖面的發生概率為10-7～10-8，180min改航剖面的發生概率為10-9或更小[1]。60min改航剖面載荷較小，但是發生概率較大，必須進行評定；180min改航剖面載荷較大，但是發生概率小于10-9，大于180min的改航剖面不需要考慮，即最大改航剖面不大于180min。如果最大改航剖面時間大于60min，那么評定時需要同時考慮60min剖面和最大改航剖面。

2 風車載荷情況結構動力學模型

發動機供應商根據改航剖面，計算出發動機與吊掛界面處的載荷與頻率， 均在改航剖面內連續變化，即風車激勵。

為確保發動機激勵正確、充分地傳遞到機體結構上，需要模型能夠較真實地反映發動機與吊掛連接狀態及其鄰近機體結構。對于民用運輸類飛機，國內外通常采用的結構動力學模型為梁式模型，以尾吊布局的機型為例，如圖2所示。對風車載荷情況評定來說，梁式模型過于簡化，不能很好反映發動機鄰近結構的動力學特性；而如果采用類似細節模型的復雜模型，能夠滿足風車載荷情況動力學分析要求，但是在技術上和進度上都對分析工作形成巨大挑戰。

圖2 梁式動力學模型

選擇既能滿足評定要求、技術上又可行的折衷辦法，將全機應力分析模型的后機身段與梁式模型(不含后機身段)進行合理“拼接”，形成適用于風車載荷情況的動力學模型，如圖3所示。風車動力學模型需要經過反復調試，并獲得地面振動試驗結果的驗證。如果缺少實測數據，建議將后機身段單元的阻尼定為1.5%～4%。

圖3 風車動力學模型

3 分析部位篩選原則及判據

3.1 分析部位篩選

根據靜強度分析方法的特點(見4.1節)，不需要篩選靜強度分析部位。本節將給出疲勞強度分析及損傷容限分析的部位篩選原則。參考正常飛行時疲勞強度分析和損傷容限分析結果，分部段(機頭、前機身、中機身、中后機身、后機身、機翼、垂直尾翼和水平尾翼)在重要結構元件(Principal Structural Element)中篩選分析部位，選擇標準如下：

(1)疲勞強度分析選擇疲勞裕度小于0.15的部位，損傷容限分析選擇檢查間隔最小的部位；

(2)各部段載荷系數最大的站位，選擇應力水平最嚴重的部位。

3.2 評定判據

發生風車載荷情況后，要求飛機必須能夠安全返回至備降機場，因此確定滿足此要求的判據如下:

(1)靜強度：風車載荷情況極限載荷不超出靜強度限制載荷包線載荷；

(2)疲勞強度：總累積損傷(對于60min改航剖面，正常飛行的總損傷與風車階段損傷之和的2倍；對于180min改航剖面，正常飛行的總損傷與風車階段損傷之和)不大于1；

(3)損傷容限：裂紋不擴展至臨界裂紋。

經分析，如果不符合以上判據，則必須對相關結構進行設計更改。

4 強度分析方法

下文分別介紹風車載荷情況下飛機結構靜強度、疲勞強度、損傷容限的分析。

4.1 靜強度分析

在型號設計中，全機結構的靜強度評定工作先于風車載荷下結構強度評定工作完成。基于這種工作特點，本文介紹的風車載荷下結構靜強度分析方法將充分利用已經完成的靜強度評定工作成果,將風車載荷情況極限載荷與靜強度限制載荷包線進行比較。

風車載荷情況極限載荷[1]：

(1)下降階段：(1g+振動峰值載荷)×1.375；

(2)巡航階段：1g+振動峰值載荷+70%飛行機動載荷(最大的可能操作速度)；1g+振動峰值載荷+突風載荷(40%設計巡航速度)；

(3)進場至著陸階段：(1.15g正對稱機動平衡載荷+振動峰值載荷)×1.375=極限載荷。

4.2 疲勞強度與損傷容限分析

4.2.1 載荷譜

風車激勵在改航剖面(見圖1)的整個飛行階段持續發生，激勵頻率在一定頻率段內(一般可能為0Hz～30Hz)連續變化，理論上存在無數個頻率點，每個頻率點對應一套完整的動載荷，即存在無數套動載荷。直接將全部動載荷用于結構的疲勞強度和損傷容限分析是不現實的。本文建議采用載荷系數的方法編制載荷譜，即將振動載荷以載荷系數的形式來使用，用于疲勞強度和損傷容限分析。在確定載荷系數時，根據機體各部件受載特點，綜合考慮彎、剪、扭三種載荷形式中對結構內力產生的影響，將振動載荷轉化為載荷系數n。

編制載荷系數譜步驟如下：

(1)計算平衡機動載荷(1g、2g)全機內力解，由此獲得Δg引起的應力增量σ△g；

(2)參考疲勞當量分析方法，振動載荷引起的應力增量Δσ=n×σΔg，1g-Δσ和1g+Δσ構成一對應力峰谷值；

(3)根據各飛行段持續時間和振動載荷的頻率計算出應力循環次數；

(4)編制載荷系數譜，載荷系數譜由1g-Δσ、1g+Δσ及應力循環次數組成。

4.2.2 分析中的一些措施

對于疲勞強度分析，風車事件的發生概率介于10-7～10-9之間。對于正常飛行的疲勞分析，通常要求可靠度至少達到95%，若用之于風車載荷下結構疲勞分析則過于保守，因此有必要對可靠度進行修正。對于180min的最大改航剖面，分析時采用不小于1.97的系數對可靠度進行修正，保證失效概率小于10-9即可。對于60min的改航剖面，有兩種選擇：(1)分析時同樣采用不小于1.97的系數對可靠度進行修正，并按照3.2節(2)對60min改航剖面的判據執行；

(2)不對可靠度進行修正，按照3.2節(2)180min改航剖面的判據執行。

一般而言，建議選用第一種方法。

對于損傷容限分析，最重要的是初始裂紋應設置為：初始裂紋=可檢裂紋長度+在正常飛行的載荷譜下一個檢查間隔內裂紋擴展的長度。對裂紋擴展分析無特殊要求。

5 總結

本文所介紹的風車載荷下結構強度評定方法，是在權衡安全性、技術能力及項目進度的基礎上形成的，在國產某型先進支線飛機的適航取證中得到應用，獲得適航認可并通過審查。該方法的開發依托于尾吊布局的機型，通常民用運輸飛機的尾段載荷并不嚴重，因此在建立動力學模型和設計分析方法時，可以保留較大的保守性，考慮包線載荷、忽略各細節部位的動態響應，從而降低技術難度。

對于翼吊布局的飛機，機翼的動響應更加強烈，需要更加精確的分析，因此在建立動力學模型時，機翼結構及中機身結構有必要采用細節模型進行模擬；同時，強度分析方法也要加以改進，增加對各細節動態響應的考慮，以符合模型的改進和分析精度的要求。建議引入系數F對Δσ進行修正，系數F可按下式確定：

式中：f1為動態響應頻率，f2為正常情況的載荷頻率，m是與材料疲勞性能相關的系數，通常取0.2～0.7。

基于上述考慮，針對改進后模型中機翼及中機身單元的阻尼等動力學參數，需要開展深入的研究。

[1]AC25-24.SustainedEngineImbalance[S].US:FAA，2000.

A Structures Strength Evaluation Method on Engine Windmilling Imbalance Loads for Civil Aircraft

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

According to airworthiness requirement, the effect of windmilling imbalance loads on civil aircraft structures should be evaluated. An evaluation method for strength analysis of civil aircraft structures which are subjected to wind milling loads is introduced in this paper, including static strength, fatigue strength and damage tolerance. Considering the characteristics of the methods, which have been accepted by airworthiness authority, some appropriate improvements are made. Then an evaluation approach for aircraft structural strength under windmilling loading is presented. Details about some significant aspects of this approach, such as flight profile, modification coefficient, dynamical modeling, selection principle of positions to be analyzed and failure criteria, are provided. The advantages of this evaluation method are also presented. Brief description about the application of this method in aircraft type design is given, and some improvement suggestions are provided.

windmilling imbalance loads; windmilling imbalance dynamic model; windmilling profile; structures strength evaluation

V215.2+1

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