航空發(fā)動機安裝構(gòu)件和結(jié)構(gòu)適航符合性驗證方法

冷坤 王強 金中平 高艷蕾

（1.中國航發(fā)湖南動力機械研究所，湖南株洲 412002；2.中國航空發(fā)動機集團，北京 100080；3.中國民用航空局，中國民用航空適航審定中心，北京 100020）

0.引言

安裝構(gòu)件和結(jié)構(gòu)的適航要求源自美國民用航空委員會（Civil Aeronautics Board，CAB）發(fā)布的CAR（Civil Aeronautics Regulation，CAR），條款原文為，“發(fā)動機安裝構(gòu)件和結(jié)構(gòu)應(yīng)具有足夠的強度，當(dāng)發(fā)動機安裝在飛機上時，可以承受在飛機適用的CAR適航規(guī)章中描述的負載情況下的載荷”。

1964年，F(xiàn)AA（Federal Aviation Administration）依據(jù)CAR重新編排制定FAR（Federal Aviation Regulation）。在FAR第3修正案中，考慮到原規(guī)章僅要求當(dāng)發(fā)動機安裝在飛機上時，其安裝構(gòu)件和結(jié)構(gòu)應(yīng)具有“足夠的”強度，以承受23部至29部中所規(guī)定的載荷。在發(fā)動機適航取證過程中，很少由發(fā)動機制造商確定在指定發(fā)動機上施加的實際載荷，發(fā)動機申請人必須根據(jù)飛機方提供的飛機性能數(shù)據(jù)和載荷要求，表明發(fā)動機安裝構(gòu)件強度值，作為表明發(fā)動機安裝設(shè)計滿足23部至29部飛機載荷要求的基礎(chǔ)。因此，規(guī)章更改為（a）申請人必須規(guī)定發(fā)動機安裝構(gòu)件和相關(guān)結(jié)構(gòu)的最大允許載荷；（b）發(fā)動機安裝構(gòu)件和相關(guān)結(jié)構(gòu)必須可以承受規(guī)定的載荷且不發(fā)生破壞、故障、或永久變形。在第10修正案中，修訂了33.23，區(qū)分了限制載荷和極限載荷，即形成了當(dāng)前FAR 33.23條款內(nèi)容，我國發(fā)動機適航規(guī)章CCAR-33.23條參照FAR第33.23條編制，后續(xù)未針對該條款進行修訂[1]。

本文針對某型民用渦軸發(fā)動機扭矩管組合（主安裝節(jié)），提出滿足適航要求的符合性驗證方法，并通過分析、計算確定限制載荷和極限載荷，在對應(yīng)的載荷條件下開展試驗驗證。

1.CCAR33.23條款技術(shù)要求

1.1 條款技術(shù)內(nèi)涵

根據(jù)《航空發(fā)動機適航規(guī)定》（CCAR-33R2）第33.23條“發(fā)動機的安裝構(gòu)件和結(jié)構(gòu)”的要求[2]，所有發(fā)動機安裝構(gòu)件和結(jié)構(gòu)在設(shè)計過程中，應(yīng)考慮多種載荷類型（如靜載荷、運行最大扭矩載荷、陀螺載荷等），以及發(fā)動機失效情況（如風(fēng)扇或主要轉(zhuǎn)子支撐失效、卡滯、吸入單只大鳥、葉片脫落等），計算出最大允許的限制載荷和極限載荷，并通過試驗、計算分析的方式，驗證發(fā)動機安裝構(gòu)件和相關(guān)發(fā)動機結(jié)構(gòu)在預(yù)期的使用限制下具有滿足規(guī)定的載荷要求的承載能力，確定發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性。

1.2 符合性方法建議

對于發(fā)動機安裝構(gòu)件和結(jié)構(gòu)，應(yīng)確定其最大允許的限制載荷和極限載荷，并通過經(jīng)驗證的分析或試驗方法表明相關(guān)部件滿足適航條款中要求的強度水平，建議的符合性方法有：（1）試驗驗證。考慮發(fā)動機在多種載荷條件下和失效情況下所允許承受的限制載荷和極限載荷，通過仿真分析的方法確定安裝構(gòu)件和結(jié)構(gòu)滿足設(shè)計要求，再通過試驗驗證安裝構(gòu)件和結(jié)構(gòu)能夠承受對應(yīng)載荷條件。（2）分析方法。采用經(jīng)過試驗驗證的計算模型或應(yīng)用于相似設(shè)計的試驗，該計算模型或試驗結(jié)果獲得適航當(dāng)局認可，則可以用于驗證安裝構(gòu)件和結(jié)構(gòu)是否滿足CCAR33.23條款定義的強度要求。

2.符合性驗證對象

某型民用渦軸發(fā)動機的扭矩管組合（即主安裝節(jié)），為筒體式靜子承力構(gòu)件，由扭矩管、定位銷、帶鎖緊環(huán)的雙頭螺栓、定位環(huán)組成。定位銷通過過盈配合安裝在扭矩管上，并靠定位環(huán)實現(xiàn)軸向限位，定位銷穿過直升機傳力筒實現(xiàn)飛發(fā)連接定心；扭矩管上帶鎖緊環(huán)的雙頭螺栓一頭通過螺紋擰入扭矩管安裝邊，另一頭與直升機通過自鎖螺母連接緊固。扭矩管后法蘭與發(fā)動機附件傳動機匣通過螺栓連接緊固。

對于整機而言，扭矩管組合失效會導(dǎo)致危害性發(fā)動機后果，為表明扭矩管組合對CCAR-33.23條款的符合性，需要通過載荷分析計算和靜強度試驗結(jié)合的方式進行驗證，表明扭矩管組合的靜強度適航符合性。

3.確定載荷并驗證

3.1 計算載荷

為便于計算扭矩管組合的載荷情況，以扭矩管前安裝面為計算坐標(biāo)系原點，X軸與燃氣發(fā)生器轉(zhuǎn)子組件的旋轉(zhuǎn)軸平行，Y軸垂直于發(fā)動機對稱平面，Z軸垂直于X軸，扭矩管前安裝面的載荷見表1，其中極限狀態(tài)載荷對應(yīng)動力渦輪葉片脫落載荷，該載荷通過試驗實測得到，由于在連續(xù)運轉(zhuǎn)、陀螺力矩、瞬時運轉(zhuǎn)、硬著陸以及部分極限載荷條件下承受的載荷較小，故未在表1中列出具體載荷情況。

表1 扭矩管前安裝面載荷

由于軸向載荷對扭矩管強度影響最大，限制載荷只進行工況1的應(yīng)力分析對于墜毀載荷只進行工況2的軸向20g過載應(yīng)力分析以及對葉片飛出載荷工況3～工況9應(yīng)力分析。本文采用ANSYS軟件進行有限元分析處理，有限元分析模型見圖1；通過計算分析得出工況1限制狀態(tài)下載荷最大當(dāng)量應(yīng)力為114.7MPa，極限狀態(tài)下對應(yīng)工況6應(yīng)力最高、最危險，由于采用線彈性分析扭矩管組合的應(yīng)力超出強度極限，進而采用彈塑性對扭矩管組合的應(yīng)力進行分析，對工況6進行彈塑性分析的應(yīng)力分析，最大當(dāng)量應(yīng)力937.5MPa。

圖1 扭矩管組合有限元模式

3.2 強度校核

采用斯貝MK202發(fā)動機應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)（EGD-3）[3]提供的方法，進行強度校核[4]，對靜子件的應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)為：

式中：

σmax_屈服載荷—對應(yīng)屈服載荷的最大當(dāng)量應(yīng)力，MPa；

σmax_極限載荷—對應(yīng)極限載荷的最大當(dāng)量應(yīng)力，MPa。

根據(jù)應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)，校核結(jié)果見表2，扭矩管組合屈服和極限儲備系數(shù)滿足設(shè)計要求。

表2 強度校核結(jié)果

3.3 試驗驗證

為驗證扭矩管組合滿足CCAR-33.23條的符合性，采用靜強度試驗的方法進行驗證，試驗分為兩個階段進行，第一階段加限制狀態(tài)載荷，第二階段加極限狀態(tài)載荷，試驗加載載荷見表3。

表3 試驗加載點的載荷

3.3.1 試驗限制載荷

通過對扭矩管組合毛坯實測，得出其屈服強度為1064MPa，材料的最小屈服強度870MPa，考慮材料的屈服強度修正系數(shù)，修正后的施加載荷見表4。

3.3.2 試驗極限載荷

對于極限載荷，載荷方向如圖2所示，F(xiàn)1施加載荷Fx、My、Mz，F(xiàn)1在Z的負方向平移Lz實現(xiàn)My的施加；F1在Y的正方向平移Ly實現(xiàn)Mz的施加；F2施加載荷Fy；F3施加載荷FZ；F4、F5施加扭矩Mx，力臂為L=0.5m；

F4=F5=Mx/L=7174/0.5=14348N

扭矩管組合毛坯實測的拉伸強度1108MPa，材料的最小拉伸強度1000MPa，考慮材料的拉伸強度修正系數(shù)后，具體施加載荷見表4。

表4 修正后試驗載荷

圖2 極限載荷加載方向示意圖

3.3.3 扭矩管靜強度試驗

為監(jiān)控扭矩管組合應(yīng)力水平，在扭矩管組合的應(yīng)力最大部位粘貼應(yīng)變片，如圖3所示。

圖3 扭矩管組合應(yīng)力測試示意圖

由于適航規(guī)章及相關(guān)咨詢通告未明確試驗程序，本文參考以往軍機靜強度試驗方法，從試驗載荷對象的50%開展加載，逐級遞增10%，每級載荷保持3s，最大載荷保載30s，在每級載荷穩(wěn)定后采集應(yīng)變數(shù)據(jù)，該試驗方法獲得中國民用航空局審查組的認可。完成限制載荷靜強度試驗后，未產(chǎn)生永久變形，完成極限載荷靜強度試驗后沒有發(fā)生破壞，符合適航規(guī)章CCAR33.23條款的要求。

4.結(jié)論

本文針對《適航發(fā)動機適航規(guī)定》第CCAR33.23條進行了規(guī)章解析，提出了符合性驗證方法，在完成載荷分析和試驗驗證的基礎(chǔ)上，得出以下主要結(jié)論：（1）通過對第CCAR33.23條的修訂歷史、條款技術(shù)內(nèi)涵進行研究，提出了滿足適航條款要求的符合性驗證方法；（2）符合性驗證中應(yīng)當(dāng)確定發(fā)動機安裝構(gòu)件承受的最嚴重載荷，并通過試驗驗證最嚴重的載荷條件下安裝構(gòu)件不會出現(xiàn)結(jié)構(gòu)失效等情況；（3）本文選定的試驗載荷加載方法滿足適航當(dāng)局要求，能充分表明安裝構(gòu)件符合適航規(guī)章條款要求；（4）本文為安裝構(gòu)件和結(jié)構(gòu)的適航符合性分析和試驗驗證提供了參考思路，為民用航空發(fā)動機適航取證工作的開展提供了重要參考依據(jù)。