民用飞机辅助动力装置安装系统的静强度设计

王敏

摘 要：该文将安装系统的理论应力值与实验应力值相比较，通过实验分析法验证这种设计是符合静强度设计要求的，并且达到相关适航条款的要求。下文中会以某种民用机的安装系统进行举例说明，讲解了关于民用飞机辅助动力装置的安装以及静强度设计和校核。

关键词：民用飞机 辅助动力装置 静强度设计

中图分类号：V215.24 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2016）03（a）-0048-02

辅助动力装置安装系统的结构大部分是被设计成拉杆结构并且被固定在民用机上，因此，飞机的机身就承担了辅助动力装置所产生的载荷。因此，它的强度设计只有满足了静强度设计、疲劳与损伤容限的要求，才能使其能够承担在飞机的使用期间能够负荷的最大值，并且可以保持住永久性地不变形。辅助动力装置是当前民用飞机的主要组成系统，简称为辅助动力装置。它是一个单独的小型涡轮动力装置，在民用机上的安装区域大多为机身后面的尾锥区。它的作用主要是给飞机照明系统提供电力；为发动机的起动提供引气与辅助电源。

1 辅助动力装置安装系统静强度设计的适航要求

民用飞机为了能够得到适航当局的适航证并可以出售，就必须要遵守相关适航条例、标准。其中，民用飞机的辅助动力装置安装系统设计就需要符合FAR（《美国联邦适航规章》）25部[1]、CS（《欧洲适航规章》）25部[2]以及CCAR（《中国民用航空规章》）25部《运输类飞机适航标准》[3]中的相关条款中的安全系数达标、结构是否符合相关条款的标准、发动机和辅助动力装置支架的侧向载荷等条款，才能够进行出售以及合法的航行。

2 辅助动力装置安装系统静强度设计载荷

辅助动力装置安装系统静强度设计所需要的载荷主要包括飞行载荷、地面载荷和动载荷（统称为飞机设计载荷）陀螺载荷、侧向载荷等等。

2.1 飞机设计载荷

当前，我国民用飞机在制造以及设计方面都有飞速的发展，同时，载荷包线也随之有更多的改变和更新。包线即飞机在航行过程中的各个坐标轴以及方向的阈值。在民用飞机的设计过程中，计算飞机载荷的专业人员会将飞机的飞行、地面和飞行过程中的载荷包线进行计算。

2.2 应急着陆载荷

根据条款要求，轻度撞损应急着陆过程中依据上文中提到的条款中的要求，辅助动力装置系统受周围结构的影响而产生惯性载荷系数时，或是飞机因发生了轻度的撞击损坏而被迫着陆时，这些情况都应能够被安装系统所固定：（1）向上：3.0；（2）向前：9.0；（3）侧向：3.0；（4）向下：6.0；（5）向后：1.5。

2.3 发动机扭矩

依据条款，辅助动力装置和辅助动力装置架的支撑结构要承担以下所说的载荷：（1）飞机故障或损坏导致辅助动力装置发动机停止运转致使发动机限制扭矩载荷；（2）辅助动力装置加速过大导致发动机限制扭矩载荷。

2.4 侧向载荷

依据条款要求，辅助动力装置的支架和结构需横向的制约载荷系数，这个系数要相当于偏航情况得到的最大载荷系数，但是不能低于1.33。

2.5 陀螺载荷

根据FAR/CS/CCAR25.371[1—3]的条款要求，辅助动力装置的支撑结构考虑到飞机在飞行过程中、或遭遇暴风和剧烈的风喘时以及飞机着陆之后等情况下所产生的载荷进行全面的设计，并且，辅助动力装置系统必须具有与之相应的最大转速。所谓的陀螺效应，即物体在高速旋转时的自转轴不是自发性地在空中转变方向，这时就会产生陀螺力矩，因而出现了陀螺效应。依据条款，辅助动力装置支撑结构需要根据飞行机动、着陆等情况载荷进行设计，并且辅助动力装置必须要保持最大转速。假设陀螺以角速度ω绕其自转轴Oz转动（该运动称为自转） ，同时其自转轴Oz又以角速度Ω绕固定轴Oξ转动（该运动称为进动），设陀螺绕其自转轴的转动惯量为 Iz，则陀螺作用于其施力体上的陀螺力矩[4]为：

动着陆的过程当中，辅助动力装置会随之产生螺旋力矩，导致飞机在俯仰运动过程中的辅助动力装置中心位置产生横向轴呈现的速度，沿着飞机辅助动力装置引擎旋转轴，其旋转速度提出了飞机航向轴，周围产生的陀螺力矩的辅助动力装置安装支架的轨道平面垂直轴转矩，计算公式是：

2.6 MEFBO载荷

MEFBO即主发动机风扇叶片负荷，主发动机风扇叶片飞机负载时脱落。主发动机叶片损失将有一个短期负荷振动，发动机的振动与机身接口辅助动力装置重心处。在主引擎的风机叶片脱落后，发动机将会停止运行，这个时候如果受到气流的影响导致发动机风扇的叶片的旋转，则会在机身连接处生成一个振动负荷，振动载荷将传递给辅助动力装置重心。通过辅助动力装置中心MEFBO载荷和风载荷下，辅助动力装置安装系统应该能够承受辅助动力装置，防止其流失。

3 辅助动力装置安装系统的静强度校核及试验验证

辅助动力装置安装系统通常设计为杆系结构，可分为两种：一种是由6根拉杆组合起来的静定结构，这种系统中，只要其中一根拉杆有损坏，那么安装系统都会失去其稳定性，导致无法将辅助动力装置有效地固定。另外一种为6根以上的拉杆组装成的超静定结构，这种超静定系统相对第一种更加稳定，其中一根拉杆有所损坏，也不会造成辅助动力装置无法固定在安装位置上面，但是，这种结构的设计形式会增加重量以及安装的难度。因此，辅助动力装置安装系统需要设计成哪种结构，还需要考虑到多种因素的影响，这些都需要在设计的初期通过对比进行决定。辅助动力装置安装系统静强度校核的主要校核对象和校核要点如表1所示。

图1为某种型号的飞机辅助动力装置安装系统。图中属于超静定系统，由7根拉杆组成，这7根拉杆的位置都在辅助动力装置的一侧。包括拉杆、接头以及隔振器等多个部件。

辅助动力装置的有限元模型如图2所示。ROD为单元模拟拉杆，拉杆连接机身的关节是由壳单元来进行模拟的，BUSH的减震器的刚性单元模拟，使用大刚度的辅助动力装置荷载传递梁单元模拟拉杆系统的重心。关节连接的飞机机身框架建立当地的分析框架，以及机身的框架关节、它们所对应的节点，受3个方向的平动位移所约束。在各种不同情况下的飞机载荷会被分散在辅助动力装置的对应节点上，通过准确地计算，可得到内作用力对于安装系统每一个零件的精确校对，从而得到计算工况下的最大以及最小安全裕度（安全裕度=许用值/（安全系数×设计值），对于零件本体，安全系数取1.0；对于紧固件连接处，安全系数取1.15[1—3]。

4 结语

该文通过某型号民用机的辅助装置安装系统静强度的校核作为示例，简单描述了民用机安装系统的静强度设计。某民用飞机辅助动力装置系统对于拉杆的实际应力以及理论性的应力进行分析比较，计算出的数据表明这种设计是可以满足静强度要求的，并且符合了相关的适航条款。

参考文献

[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] 中国民航总局.CCAR25—R3，中国民用航空规章第25部-运输类飞机适航标准[S].2001.

[4] 和兴锁，支希哲，刘小洋.理论力学[M].西安： 西北工业大学出版社，2001.

[5] 《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册《载荷、强度和刚度》[M].北京：航空工业出版社，2001.