飛機設計中發動機轉子碎片非包容性設計

陸入成， 李先哲， 李洋， 胡文剛， 滕超

哈爾濱飛機工業集團有限責任公司， 哈爾濱　150066

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飛機設計中發動機轉子碎片非包容性設計

陸入成*， 李先哲， 李洋， 胡文剛， 滕超

哈爾濱飛機工業集團有限責任公司， 哈爾濱150066

摘要:基于一種雙發常規布局飛機進行飛機設計中發動機轉子碎片非包容失效設計的研究，通過研究相關適航規章，以及相關咨詢通告等文件，得出第3節到第7節所描述的對咨詢通告AC20-128A適當裁剪的工程方法和步驟，并在實例機型設計中進行驗證，縮短了飛機研制周期的同時，也表明在發動機轉子碎片非包容失效事故發生后，飛機系統及機體結構等采取的設計措施、防范措施符合相關適航條例要求，也即結構剩余的強度、災難性事件發生概率等滿足AC20-128A第10條c中的定性和定量要求，表明該型實例飛機完全滿足相關適航條例的要求，并獲得中國民用航空局(CAAC)和美國聯邦航空局(FAA)的認可。

關鍵詞:發動機安裝; 飛機設計; 高能轉子; 轉子碎片; 非包容; 離散損傷

對飛機關于發動機轉子碎片非包容性的要求是適航條例的內容之一，針對發動機轉子碎片非包容性的分析在飛機型號研制的生命周期中，特別是對飛機的總體布置布局起著至關重要的作用，是飛機總體設計的一個重要工具和方法，在初步設計的伊始就應考慮它的影響。合理的飛機結構、系統和部件布置，將飛機系統功能和性能與轉子的包容性相統一，統籌考慮全機各系統、部件總體布置，可避免后續轉子碎片非包容性設計中過多的補救措施和設計反復。

飛機關于發動機轉子碎片非包容性設計的適航要求涉及中國或美國適航規章CCAR/FAR23.903((b)部分第(1)條)發動機安裝[1]和CCAR/FAR25.903((d)部分第(11)條)動力裝置安裝和總則要求[2]，參考咨詢通告AC20-128A轉子失效致危險最小化設計防范[3]、AC25-571-1D結構離散損傷和疲勞評估等[4]。本文基于適航規章規定的兩方面要求：①要求采取設計預防措施，將因發動機轉子損壞非包容對飛機產生的危害減至最小；②要求采取設計預防措施，將因發動機內起火燒穿發動機機匣后，對飛機產生的危害減至最小[1-2]。

飛機發動機轉子碎片包容性設計的含義可以分成發動機包容性和飛機的非包容性設計兩個層面：①發動機包容性設計，即發動機爆破后，發動機轉子的碎片被發動機機匣阻擋，而不會對飛機系統或關鍵結構造成致命損傷，引發災難性事故，或引發災難性事故的概率達到最小；②飛機非包容性設計，即通過合理的系統或結構布局，使得由發動機轉子碎片飛出導致的飛機災難性事故發生的概率降至最小，剩余結構強度滿足相關安全性設計要求[3-4]。本文論述針對發動機轉子碎片非包容事故的飛機損傷設計分析技術。

雖然，在阻止發動機轉子碎片飛出發動機匣的努力上，國內外發動機廠商在美國聯邦航空局(FAA)牽引下開展了大量科研工作[5]，但幾乎每年都會發生非常嚴重的飛機發動機轉子碎片非包容事故。據美國汽車工程師協會(SAE)統計，1976-1983年在商用飛機、通用飛機和旋翼機上共發生315起發動機轉子碎片非包容事故。機械工程師協會(ASME)給出的固定翼飛機燃氣渦輪發動機轉子破損事故部份統計顯示，1962-1975年共發生275次發動機轉子碎片非包容失效事故，其中44次3級事故、5次4級事故；1976-1983年共發生237次，其中27次3級事故、3次4級事故；1984-1989年共發生164次，其中22次3級事故、7次4級事故[5-8]。28年間統計了676起固定翼飛機發動機轉子碎片非包容事故，其中93次3級破壞事故和15次4級破壞事故。3級破壞定義為對飛機持續飛行和安全著陸能力的重大破壞。4級破壞定義為會導致飛機墜毀、重大傷亡或者機體損毀的嚴重破壞[3]。

1國內外適航條例及技術的發展

對適航規章的符合性設計，目前可供參考的有咨詢通告AC20-128A。該咨詢通告于1997年3月生效并替代了原版本AC20-128，適用于23部和25部所有新研、修訂和追加審定的飛機[3]。

1.1咨詢通告的發展

AC20-128于1988年3月生效，經歷10年后廢止，主要因為：①AC20-128生效以來概率分析的方法依然不能降低由發動機轉子碎片非包容導致的飛機災難性事件的發生概率[9]；②1962-1993年發動機轉子碎片非包容事故統計表明，相當數量的發動機轉子碎片非包容事故的發生原因隨機不定，多分布在地面操作階段，例如環境因素(鳥吸入、腐蝕、外來物傷害等)、制造和材料缺陷、機械和人為因素(維護和操作失誤)、腐蝕、防凍液吸入等，而制造商不可能窮盡分析所有原因[3]；③FAA及其相關機構，按照1990年美國國會啟動的“航空災難性(發動機)失效預防計劃”的規劃[10]，進行了大量試驗，針對不同發動機和碎片類型等收集了多種數據，對AC20-128進行了必要的修訂。

“航空災難性(發動機)失效預防計劃”目的是發展新科技和設計方法以及設計程序，來改進飛行器系統安全，并評估可能導致包括發動機失效在內的飛行器災難性潛在危險和缺陷、失效或故障等。渦輪螺旋槳發動機非包容事故被美國航空工業委員會持續適航評估方法報告列為最高優先級。FAA按照卓越適航保證中心(AACE)的建議展開研究，由FAA專家、軍方、工業界和國家圖書館系統參與完成，并研究出一套用來將渦輪發動機失效造成的損害降至最小的校準系統。

之后，FAA開展了一系列的試驗，圖1所示為部分試驗情況，圖1(a)是2001年在美國中國湖海軍裝備研究基地進行的高壓氮氣炮沖擊試驗，以渦扇、渦槳、沖壓等發動機作為轉子碎片源，圖1(b)為一次渦扇發動機的風扇葉片碎片單側沖擊蒙皮結構的試驗結果，導致的穿孔和沖擊形成的背面“花瓣”樣破裂翻邊的尺寸均比渦輪轉子葉片尺寸大得多；圖1(c)為一次渦輪轉子葉片對蒙皮結構的沖擊試驗結果，可以看出其可導致更多的“花瓣”狀翻邊產生。模擬事故采用不同的碎片、擋板，改變尺寸、初始入射速度、角度、材料等，得出了碎片對結構損傷的試驗數據[11]。這一時期的試驗基本得出了碎片對結構沖擊的物理特性，同時也修訂了AC20-128A的部分內容。

咨詢通告AC20-128A提出將由轉子破損對飛機造成的損害減至最小的設計方法可作為一種指導方針。這些指導方針來自實際經驗并經試驗驗證，但并不意味著一定要采用該方法[3]。

1.2AC20-128A之后的發展

AC20-18A之后美國又進行了一些試驗，如發動機轉軸損傷檢測等，主要為驗證和完善一些分析軟件和設計方法，來自世界各地的航空發動機災難性事故的數據為美國在這個領域的科技研究發展提供了支持，主要試驗和軟件開發情況見圖2和圖3。圖2為模擬碎片穿透蒙皮結構，導致蒙皮網格結構破損的情況(包括模擬穿孔物理信息和沖擊后外翻、材料剝落)。

圖1FAA碎片沖擊試驗及沖擊結果[12]
Fig. 1FAA fragment impact test and results[12]

圖2對沖擊區域的穿透情況模擬[13]
Fig. 2Penetration simulation of impact area[13]

圖3(a)給出以5種不同速度(1 ft/s=0.304 8 m/s,1 inch=0.083 333 3 ft=0.304 0 m)及相應碎片沖擊角度(括號中數字分別表示俯仰角和偏航角)的速度時間歷程曲線，這表明不同的速度、角度對穿透情況均有影響，更大的速度具有足夠的能量快速穿透目標。相應地，圖3(b)給出了對應5種不同速度及相應碎片沖擊角度的沖擊點壓力(1 lbs=4.448 2 N)的時間歷程曲線。結合圖3(a)和圖3(b)曲線可以看出，相同速度下無偏角的正面沖擊將以更小壓力、更短時間穿透；在沖擊目標即將破損之前達到沖擊力最大值，之后雖然沖擊目標的穿孔尺寸在增加，但力在減小，碎片速度在其穿過穿孔的過程中還會進行小范圍減小，直至飛離穿孔；碎片在穿透目標的過程中，沖擊壓力在達到最大壓力的約25%時間之前迅速增加，之后到約70%時間的期間沖擊力的增加速度減緩，但之后又快速增加至最大壓力，最大壓力之后碎片穿透目標飛離，壓力迅速消失；穿透目標的時間基本與碎片能量(速度的平方)成反比[13]。按照FAA計劃，將適時根據研究數據和技術進展情況發布AC20-128B。

圖3沖擊過程中的軸向速度和壓力變化曲線[5,13]
Fig. 3Plots of axial velocity and force during impact[5,13]

1.3國內相關適航技術的發展

中國民用航空局(CAAC)對23部、25部飛機關于發動機轉子碎片非包容性設計要求，認可并接受FAA的標準內容，同時支持使用AC20-128A作為該規章要求的適航符合性驗證的一種方法。在飛機關于發動機轉子碎片非包容性的設計技術發展上，中國并沒有進行相關的研究、試驗和數據收集工作，相關技術和標準仍使用國外標準和相關符合性驗證方法及技術。目前，在中國民用飛機研制中，尚只有本文提及的實例飛機通過了FAA關于飛機發動機轉子碎片非包容性設計的審查。

2研究范圍和定義

針對國內外適航條例的發展和變化，在實例飛機研制過程中研究、提出并在研發實踐中應用了本文的工程思路和步驟，包括基礎數據采集及途徑、方法步驟、設計措施及分析計算方法、相關的總體布置一般方法、概率分析應用方法等。

2.1實例飛機發動機信息

實例飛機安裝加拿大普惠公司渦輪螺旋槳發動機PT6A-65B型，轉子數量共有8個，按航向從前到后依次為第二級動力渦輪轉子、第一級動力渦輪轉子、壓氣機渦輪轉子、離心壓氣機轉子、第四級軸流壓氣機轉子、第三級軸流壓氣機轉子、第二級軸流壓氣機轉子和第一級軸流壓氣機轉子，從前到后依次定義代號為A、B、C、D、E、F、G、H。

根據發動機生產商提供的數據，主、備份系統通道之間的間距L要大于該發動機最大1/3轉子碎片的掃掠區域。實例飛機發動機轉子數據見表1，可以看出，最大的掃掠區域順時針為A轉子、逆時針為D轉子。

表1　實例飛機發動機的轉子數據

2.2實例飛機影響區內系統線系

從實例飛機處于發動機轉子碎片影響區內的系統線系布置情況可知，包括鋼索、電纜、管路等走向基本是相互平行，且與飛機縱軸線(X軸)也是平行的，所以對于此類飛機實體元素的前后危險角可以不予考慮。否則，需針對具體線系的走向變化分段計算分析，具體參考AC20-128A 附錄1§6.6。

2.3行階段危險因子

一般地，需要考慮飛機在不同的飛行階段(包括起飛、爬升、巡航、下降、進近、著陸及反推力應用)的危險因子，針對每個飛行階段的功率及發動機工作情況以及各系統的使用情況進行具體的設計和分析。國際上比較公認的各飛行階段非包容轉子失效概率分布如下：起飛至V1(起飛決斷速度)，失效概率危險因子按35%；V1至第一次減功率，按20%；爬升，按22%；巡航，按14%；下降，按3%；進近，按2%；著陸和反推力應用，按4%[3]。

但實例飛機為翼吊雙發構型，發動機到機身、以及發動機之間的距離等較大，通過初步計算和分析，實例飛機不考慮各飛行階段的非包容轉子失效概率分布，采用任何飛行階段出現頂事件后造成災難性事件的危險因子均為1.0的工程簡化方法，以降低工程計算分析工作量和復雜度，該方法獲得CAAC和FAA認可。尾吊雙發、三發等密集構型的非包容轉子碎片失效情況，必須注意在不同的飛行階段發生的概率是不同的，不考慮失效概率的飛行階段分布會簡化分析過程，但會放大災難性事件的概率。精確的概率值計算方法請具體參考AC20-128A 附錄1§6.8和§6.9。

2.4飛機實體元素

飛機實體元素定義為與飛機轉子碎片非包容災難性頂事件(Top Tragic Incidents, TTIs)樹有關的實現其功能特性的零部件載體。

2.5掃掠角

掃掠角定義為轉子碎片對飛機實體元素(系統)包絡面的影響射線的夾角α，用切入角αin和切出角αout之差來表示，見圖4。

圖4掃掠角的定義
Fig. 4Definition of sweep angle

3轉子碎片非包容分析的一般步驟

飛機發動機轉子碎片非包容設計分析需遵從一定的步驟，由圖5可以看出發動機轉子碎片非包容性分析的一般步驟是復雜的且多專業高度協調的。

發動機轉子碎片非包容性設計分析以可靠性專業發出的《飛機功能危險性分析報告》(FHA)為災難性頂事件定義依據，開展針對機體結構、系統的影響分析，確定轉子碎片影響區，并對影響區內的結構、系統布置進行逐一統計和建模。之后針對機體結構的分析和針對系統的分析使用不同的方法進行：對機體結構的分析采用統計離散損傷情況，之后針對小、中、1/3轉子碎片等進行結構離散損傷剩余強度、顫振計算；對系統的分析采用截面掃掠角統計方式，根據災難性頂事件的定義，進行剩余災難性概率值計算分析，詳見本文第7節。機體結構、系統的計算分析兩者結論綜合為飛機整機對發動機轉子碎片非包容性設計的適航符合性結論。特殊的，根據CAAC或FAA要求可能進行相關飛行驗證，如驗證飛行操縱系統在發動機轉子碎片非包容事故中的分析結論。

圖5轉子碎片非包容性分析的步驟
Fig. 5Process of rotor fragment uncontained analysis

轉子碎片非包容性設計分析在初步設計的伊始就應考慮它的影響，并在各階段實時做出調整。初步設計末尾時，針對結構和系統做的發動機轉子碎片非包容性分析應呈報CAAC，并對之后擬采用的適航符合性驗證方法和計劃進行溝通并獲得CAAC的認可，以避免在后續詳細設計、試制過程中導致大的設計反復。

飛機關于發動機轉子碎片非包容設計的一般原則為：首先通過系統布置、防護等措施，將損害降到最小，盡量避免災難性頂事件的發生，其次對因發動機轉子碎片非包容導致的災難性事件，機體結構部分需要強度計算分析表明符合性[14]，系統部分需經過安全性概率分析，通過調整使飛機滿足AC20-128A相關概率等級要求，表明符合性[3,15]。

4災難性頂事件樹

與發動機轉子碎片非包容事故相關的頂事件篩選自飛機可靠性設計專業編制的整機FHA，如表2中所列出的實例飛機與轉子碎片非包容有關的災難性頂事件列表。圖6給出了實例飛機不可控制的火情災難性頂事件對應的子事件及其關系。因實例飛機的駕駛艙區域和行李艙區域明顯不在影響區內，所以駕駛艙和后行李艙火情失控的子事件需刪除。

表2與發動機轉子碎片非包容有關的災難性頂事件(TTIs)

Table 2Top tragic incidents (TTIs) related to engine uncontained rotor fragment

序號與轉子碎片非包容有關的災難性頂事件1俯仰功能全喪失2航向功能全喪失3滾轉功能全喪失4不可控制的火情……

圖6不可控制的火情定難性頂事件(TTIs)及子事件
Fig. 6Fire out of control TTIs and sub-incidents

將災難性頂事件與飛機實體元素建立對應關系。飛機實體元素切入角和切出角之差的絕對值便是轉子碎片對于實體元素造成的掃掠角。根據各系統的具體設計特征，有的頂(子)事件需要考慮對于一個系統的多個備份通道進行危險性評估，而有的則不需要。具體要求見AC20-128A。

5設計防范及安全性分析

飛機發動機轉子碎片非包容性設計的主要有效措施即為采用合理必要的設計防范措施并評估分析這些防范措施的有效性，這些措施包括但不限于在即將進入初步設計階段前考慮：

1) 發動機與駕駛艙的相對位置關系。

2) 發動機與對接框、機翼機身接頭以及機翼前梁等重要結構的位置及這些結構的設計。

3) 發動機與燃油系統部件、管路和油箱的位置關系。

4) 發動機與控制系統的位置關系，如主要的和備份的飛行控制、航電等電纜或者導線。

5) 發動機與滅火系統的位置關系。

6) 發動機與對于飛機持續安全飛行和著陸的重要設備之位置關系。

7) 發動機與另一側發動機的位置關系。

在考慮轉子碎片非包容的設計過程中，必須采取某些可行的設計防范使得由于發動機轉子碎片造成的損害達到最小。最有效的方法包括將重要部件布置在碎片影響區域以外，或者對飛機的重要部件或系統采取分開、隔離、裕度設計和防護等措施[3]。

5.1與駕駛艙的相對位置

對于常規布局的多發飛機，需保證駕駛艙在以發動機轉子旋轉平面為中心的±15°錐角范圍之外。對于小型運輸類飛機和通勤類飛機，由于其本身的設計限制，駕駛艙難以滿足在轉子碎片±15°錐角之外時，應滿足駕駛艙在±5°錐角之外[3]。駕駛艙包含的與飛機持續安全飛行有關的操縱控制器件、電氣電子設備等也須避免發動機轉子碎片的損害，實例飛機情況見圖7。

如飛機艙室非增壓，則不需要考慮轉子碎片非包容事故對乘客或非駕駛機組的威脅，否則參見AC20-128A中第8(d)條。

圖7影響區之外的系統布置
Fig. 7Layout of systems outside impact area

5.2重要結構的設計

結構加強框均需盡量布置在以轉子旋轉平面為中心的15°錐角范圍之外，見圖7。如果有重要結構處于這個錐角范圍之內，須在5°錐面至15°錐面之間有保護結構。經驗表明鋁制機翼下表面蒙皮、發房、增壓艙蒙皮，以及等效的典型結構擁有抵抗小碎片穿透的能力[3]。

須通過離散損傷統計和分析，表明飛機結構設計滿足AC25.571-1D-第8(c)條規定的70%載荷下繼續安全飛行或著陸要求[3-4]，一般1/3轉子碎片、中等轉子碎片擁有足夠能量擊穿其路徑上包括主結構在內的所有物體，但可進行結構局部加強，如護盾、偏向裝置等，并表明這些措施有效。對AC25.571-1D第8(c)條的符合性，一般采用計算分析方式，計算分析基于飛機的有限元模型，圖8～圖11為使用MSC.Patran、Dytran和Nastran建立的實例飛機模型。

圖8(圖中數字為有限元網格編號)為模擬部分長桁-蒙皮結構失效的典型有限元模型，其中的矩形框部分為失效蒙皮-長桁結構的區域。通過計算顯示實例飛機被碎片穿透后的剩余機體結構承載能力滿足AC25-571-1D要求。

圖9為實例飛機的發動機艙結構建模示意圖，建模僅選擇了與轉子碎片非包容相關的發動機艙主結構，如結構框架撐桿、連接環體、與機翼的連接結構等。圖10為實例飛機的機翼建模示意圖，建模僅選擇了與發動機轉子碎片非包容相關的前梁、機翼肋、蒙皮等，分析時對影響區的損傷部位進行細致定義，以減小工作量。圖11(a)為實例飛機及部件顫振建模示意圖，圖11(b)給出了一個典型的部件(發動機艙結構)顫振分析結果。發房結構顫振計算臨界損傷V-ζ圖表明，實例飛機速度V范圍在500 km/h以下，其阻尼系數ζ均小于0，結構不會發生顫振。

圖8機身剩余強度計算模型
Fig. 8Calculation model of fuselage residual strength

圖9發動機艙剩余強度計算模型
Fig. 9Calculation model of nacelle residual strength

圖10機翼結構的損傷計算模型
Fig. 10Damage calculation model of wing structure

圖11顫振計算模型及臨界損傷V-ζ圖
Fig. 11Calculation model of flutter and critical damage V-ζ plot

結構設計需對小碎片損傷足夠重視，因為小碎片掃掠范圍大、數量多，并且攜帶了足夠的能量以擊穿蒙皮等結構，可通過結構、系統擊穿計算的方式表明設計防范措施的符合性。如需計算，小碎片的能量信息可從發動機制造商處獲得，包括尺寸、質量、速度以及旋轉方向等[16]。

碎片擊穿結構的剩余速度，可按式(1)計算：

(1)

式中：θ為被擊穿結構的傾斜角度；ρ為被擊穿結構的密度；Ap為被擊穿結構的有效面積；m為碎片質量；t為目標結構厚度；Vi為碎片撞擊速度；V50為50%可能穿透的撞擊速度(文獻[7]中給出了幾種材料的V50計算方法)；Vr為剩余速度[11]。

實例飛機針對小碎片開展了機體結構的穿透計算分析，以MSC.Dytran為計算軟件，彈性常數之間的關系為[17]

(2)

(3)

式中：G為剪切模量；E為彈性模量；k為體積模量；γ為泊松比。小碎片破損分析結構使用MSC.Dytran將結構進行呈現。圖12為一片動力渦輪轉子葉片小碎片穿透(從①至④)第一層結構(發動機艙蒙皮)，但被第二層結構(機身蒙皮)阻擋的分析結果。

圖12小碎片穿透情況典型結果
Fig. 12Typical results of small fragment penetration

5.3燃油系統設計

將油箱和其他易燃液體系統及傳輸管路不置在結構之后，來減小因燃油溢出或油箱被擊穿造成的危害。如圖7所示，實例飛機燃油箱區域處在1/3轉子碎片±5°影響區之外，僅處于另一側發動機小碎片影響區的-5°～-10°區間，經小碎片穿透分析，實例飛機發動機非包容的小碎片并不會對另一側機翼結構造成導致其油箱漏油的穿透損傷發生。即使因小碎片撞擊對面一側油箱，導致結構變形而漏油，這時因漏油區域均在對應一側發動機防火墻(見圖7)之后，泄露的燃油將被氣流吹離發動機(主要火源)區。計算和布置分析表明，實例飛機燃油系統設計符合關于發動機轉子碎片非包容的設計防范和安全性等適航要求。

若燃油箱在影響區域之內，應對位于發動機上方，且在1/3轉子和中等碎片影響區域內的燃油油箱提供保護。設置無油隔艙或者保護層都是可接受的方法。另外，備份燃油應該是隔離的，不會導致飛行或者安全返航所必需的燃油缺失[3]。

5.4控制線系的布置

飛機控制線系包括鋼索、電纜、管路等，主要的控制系統和電纜線系要實行備份，備份間距不小于1/2葉片碎片的尺寸，滿足不被1個1/3轉子碎片同時擊中破壞[3]。

備份形式可以多樣，屬于同一個系統的通道并不一定是依照飛機對稱面對稱分布，也可以是機械(如鋼索等)與電氣(如電纜等)的互相備份。特殊的，次操縱(增升、增阻等控制)通道是主操縱通道的一種備份。比如調整片操縱是相應的舵面操縱的天然備份，橫滾操縱也可與航向操縱進行相互備份等[18]。

圖13為實例飛機在影響區內的各系統線系典型截面布置。圖中主電源線系與另一側二次電源線系互為備份，間距L為1 430 mm；升降舵主操縱兩套獨立操縱線系布置在地板下左右兩側，間距為1 223 mm；左右發動機操縱鋼索間距為1 405 mm；間距均滿足大于發動機1/3轉子碎片最大尺寸206 mm(見表1)的要求。氧氣系統管線避開了電纜、加溫管路等。類似地，其他線系均滿足適航要求，通過審查。

圖13影響區內各系統線系布置截面圖
Fig. 13Section view of systems’ lines layout in impact area

對于被破壞后會造成災難性事件的無備份鋼索、電纜、管路的布置，以最小危害角的標準進行設計。例如對于雙發飛機，可通過將這些線系、通道布置在一發對另一發的危害角內，達到減小總危害角的目的。

5.5滅火系統的布置

處于轉子碎片影響區的客艙的滅火裝置(如便攜式滅火瓶)應該布置在影響區之外。發動機滅火裝置布置在防火墻之后，其控制線系在通過影響區時須備份。發動機爆破的同時，須有措施立刻切斷相應的發動機燃油供給，其控制線路也應在經過影響區時進行備份，如圖14所示。

圖14燃油切斷電纜在影響區的布置
Fig. 14Fuel cutoff wire layout in impact area

5.6影響飛機持續安全飛行和著陸的重要設備

影響飛機持續安全飛行和著陸的重要設備，首先應該盡量布置在影響區之外，如實例飛機的空速高度系統、飛行儀表及其數據處理計算核心部件均處于駕駛艙或駕駛艙后部的設備艙內，或布置在后機身設備艙中，起落架系統位于起落架艙，均在影響區之外，如圖7所示；如果處于影響區之內，應采取防護、隔離或多備份設計，也可使用應急程序。如實例飛機雖將大多數影響安全飛行和著陸的設備布置在影響區之外，但其數據、操縱線系有部分經過影響區。經過影響區的系統線系，均有相應的備份、蒙皮、內設等防范、保護措施。操縱備份系統或應急程序時允許飛行機組工作負荷的增加和飛行性能的降低，如飛行機組可按照實例飛機在飛行手冊中規定的飛機單發飛行、起落架帶故障著陸等應急程序操作。

5.7另一側發動機

對于另一側發動機的布置，在滿足氣動布局要求前提下，盡量把發動機間距M布置到最大，以減小對于剩余發動機的危險角α，如圖15所示。

圖15對另一側發動機的掃掠角
Fig. 15Sweep angle to opposite engine

如果剩余發動機為2臺以上，其發動機控制線系應該分開布置，尺寸應為與1/3轉子碎片的最大尺寸相等或可能的最大尺寸[3]。

6離散損傷

任何因發動機非包容轉子碎片導致的結構破壞都被認為是災難性的，除非能夠滿足AC25.571-1D第8(c)中的剩余強度和振動標準[3]。首先統計出離散損傷序列，然后進行整機和大部件局部剩余強度和振動標準的計算分析。

6.1影響區內結構元素的定義

對影響區內的結構件進行編號，原則上越細越能反映真實情況，但工作量將極大地增加，所以對于影響區內零部件變化較大的情況，建議將轉子碎片的飛出角度定為-5°、-3°、0°、3°、5°，即5個剖面，如果影響區內的零部件變化不大，建議定為-3°、0°、3°。

6.2“進一/漏一法”

采用“進一/漏一法”，即在1/3轉子碎片的影響區域內，從該1/3轉子碎片切入機身開始，直到切斷最后一根長桁的時候為止，以長桁或框為一個序列的中心逐一統計出損傷序列，寫入表3。序列具有唯一性和真實性。

注意，不同發動機對不同結構框之間的長桁造成的損傷也有區別，需要分別統計。

對表3進行二次篩選，得出最嚴苛的的損傷情況。如表3中的序列26和序列28均可被序列27包含，所以將序列26、28刪除，保留序列27，以此類推。

7災難性概率計算分析

由于每個轉子的大小和旋轉方向是不一樣的，甚至不同轉子的影響區內的系統布置也是不一樣的，所以必須針對每個轉子進行剖面布置分析。

表3　對結構件的損傷序列

注：9(13-15)表示13-15框區間內9長桁被切斷。

為減小分析的工作量，進行轉子段定義。以轉子段內影響區域最大、能量最大的轉子為代表，實例飛機的轉子段劃分如圖16所示。影響區需考慮轉子前后方向的厚度。

圖16劃分轉子段
Fig. 16Rotor stages definition

將切入角αin、切出角αout與切入角αin之差兩組數據分別作為EXCEL軟件中“圖表類型”的“橫向條形圖”模式的系列1數據和系列2數據，生成條形圖。如表4所示，對升降舵左側操縱鋼索的切入角為133.8°，切出角與切入角之差3.9°，則生成如表4右側第一行條形塊，以此類推生成所有條形塊，構成條形圖。每個災難性頂事件的危險角為所有掃掠角的重疊區域。將危險角統計求和即為該側發動機轉子段的總危險角。

單側發動機造成整機災難性事件的概率為：(1#轉子段總危險角/360)×(1#轉子段轉子數量/總轉子數量)×100%+(2#轉子段總危險角/360)×(2#轉子段轉子數量/總轉子數量)×100%。

表4單個1/3轉子碎片對飛機實體元素的掃掠角

Table 4Sweep angles to airplane parts of single 1/3 rotor fragment

全機由于左、右發動機轉子碎片非包容造成的災難性概率為：(左發概率+右發概率)/2，并將得出概率值與AC20-128A第10(c)條中規定的值進行比較。如果不滿足規定值，則須進行調整設計，同時避免產生新的危險角。

表5　多轉子碎片損傷概率

特別需要提出的是，結構損傷是不能通過計算分析發生概率來表明符合性的。

對多個轉子碎片的概率性分析，只考慮對多備份的功能系統構成的災難性頂事件。多個轉子碎片的概率取最大值，驗證其小于AC20-128A第10(c)條中規定的值，同樣，如果不滿足，則須進行設計調整。表5中給出的實例飛機的多個1/3轉子碎片對飛機多備份系統的損傷概率情況，最大為4%，小于規定概率值10%[3]。

8結論

1) 本文所論及的飛機設計中關于發動機轉子碎片非包容的設計計算、分析和適航驗證方法和工作步驟，得到了CAAC和FAA適航審查組的認可，有效指導了該實例飛機針對CCAR/FAR23.903(b)部分第(1)條要求的符合性設計驗證工作。

2) 以此為指導，開展的實例飛機關于轉子碎片非包容設計防范和考慮，結構布局和設計，以及由轉子碎片非包容造成的全機災難性事故概率完全滿足AC20-128A相關設計規范及定量危險等級的建議或要求。

3) 對與發動機轉子碎片非包容相關的飛機設計工作中的設備安裝、系統線系走向和備份、結構布局和強度設計等，發動機的總體布局有關鍵根本性影響，因此必須在初步設計之初即予以充分全面的考慮。

4) 一般的，發動機艙、機身蒙皮等組成的兩層以上蒙皮結構對小碎片具有有效的阻擋穿透的能力。

5) AC20-128A中給出的設計指導原則和分析方法具有普遍的指導意義，但其提供的適航驗證符合性方法并非強制的，如本文實例飛機所采用的轉子段分析、省略飛行階段危險因子等方法或裁剪既得到了CAAC認可，又能極大縮短工程研制周期。

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陸入成男， 學士， 高級工程師。主要研究方向： 飛機總體設計。

Tel.： 0451-86583388

E-mail： kilorc@163.com

李先哲男， 學士， 研高工。主要研究方向： 飛機氣動力、總體設計。

Tel.：0451-86583218

E-mail：feijisuo@hafei.com

李洋男， 學士， 研高工。主要研究方向： 直升機/飛機總體設計。

Tel.： 0451-86583380

E-mail： feijisuo@hafei.com

胡文剛男， 學士， 工程師。主要研究方向： 飛機結構強度設計。

Tel.：0451-86582463

E-mail： feijisuo@hafei.com

滕超男， 學士， 工程師。主要研究方向： 飛機總體設計。

Tel.： 0451-86583388

E-mail： uniqueark@163.com

Received： 2015-08-17; Revised: 2015-08-26; Accepted: 2015-12-01; Published online: 2015-12-1611:06

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151216.1106.002.html

Design of uncontained engine rotor fragments failure during airplane design

LU Rucheng*, LI Xianzhe, LI Yang, HU Wengang, TENG Chao

Harbin Aircraft Industry Group Co., Ltd., Harbin 150066, China

Abstract:The design and analysis of uncontained engine rotor fragment failure is conducted based on a twin-engine normal layout airplane during airplane design. Engineering method and procedure described from section 3 to section 7, properly simplified from advisory circular AC20-128A, have been gained by studying related documents including airworthiness rules and advisory circulars, which have been used in an example airplane design progress as a dem-onstration. The airplane development circle time has been shortened by applying the engineering method and proce-dure. The results indicate that when the uncontained engine rotor fragment failure occurs, design and precautionary measures taken for systems and structures of this airplane comply with airworthiness rules, where residual structure strength and tragic failure probability comply with qualitative and quantitative requirements in section 10c of AC20-128A. This shows that the airplane complies with related airworthiness requirements, and the conformity has been accepted by Civil Aviation Administration of China (CAAC) and Federal Aviation Administration (FAA).

Key words:engine assemble; airplane design; high energy rotor; rotor debris; uncontained; discrete damage

*Corresponding author. Tel.： 0451-86583388E-mail: kilorc@163.com

作者簡介：

中圖分類號：V21

文獻標識碼：A

文章編號：1000-6893(2016)01-0351-13

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0341

*通訊作者.Tel.： 0451-86583388E-mail: kilorc@163.com

收稿日期：2015-08-17； 退修日期： 2015-08-26； 錄用日期： 2015-12-01； 網絡出版時間： 2015-12-1611:06

網絡出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151216.1106.002.html

引用格式： 陸入成， 李先哲， 李洋， 等． 飛機設計中發動機轉子碎片非包容性設計[J]． 航空學報, 2016, 37(1): 351-363. LU R C, LI X Z, LI Y, et al. Design of uncontained engine rotor fragments failure during airplane design[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 351-363.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn