唐兆田 趙劍軍 / Tang Zhaotian Zhao Jianjun

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

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風(fēng)車載荷情況下民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度評(píng)定方法

唐兆田 趙劍軍 / Tang Zhaotian Zhao Jianjun

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

按照適航要求，需要對(duì)風(fēng)車載荷下民用噴氣運(yùn)輸飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行評(píng)定。首先從靜強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度、損傷容限的角度，介紹風(fēng)車載荷下飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的評(píng)定方法。以已經(jīng)獲得適航認(rèn)可的分析方法為基礎(chǔ)，根據(jù)各方法的特點(diǎn)，結(jié)合風(fēng)車載荷情況的特點(diǎn)，進(jìn)行合理改進(jìn)，形成適用于風(fēng)車載荷下飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的評(píng)定方法。其次從基本剖面形式、修正參數(shù)、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模方法、評(píng)定部位的篩選標(biāo)準(zhǔn)、評(píng)定結(jié)果的判據(jù)等方面進(jìn)行介紹，并展示該評(píng)定方法的優(yōu)點(diǎn)。最后簡(jiǎn)要說(shuō)明其在型號(hào)上的應(yīng)用情況及適航審查要求及結(jié)果，并提出該評(píng)定方法的改進(jìn)建議。

不平衡風(fēng)車載荷；不平衡風(fēng)車動(dòng)力學(xué)模型；風(fēng)車剖面；結(jié)構(gòu)強(qiáng)度評(píng)定

0 引言

發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)車載荷情況是指飛行過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)停車后風(fēng)扇在氣流作用下持續(xù)轉(zhuǎn)動(dòng)。發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)車載荷情況可分為平衡風(fēng)車載荷情況和不平衡風(fēng)車載荷情況，其中不平衡風(fēng)車載荷情況由風(fēng)扇葉片脫落、轉(zhuǎn)子破損或轉(zhuǎn)軸支撐失效等導(dǎo)致。本文所提風(fēng)車載荷情況，專指不平衡風(fēng)車載荷情況。

目前，民用飛機(jī)廣泛采用大型高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)(即風(fēng)扇直徑60in以上的發(fā)動(dòng)機(jī))，根據(jù)大型高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)服役數(shù)據(jù)：截至1996年5月，累計(jì)4.26億發(fā)動(dòng)機(jī)飛行小時(shí)(起飛滑跑到接地)，發(fā)生不平衡風(fēng)車事件152起(發(fā)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(fā)生概率3.43×10-7)；轉(zhuǎn)軸支持失效6起(發(fā)生概率1.41×10-8)。顯然，發(fā)生風(fēng)車載荷情況的概率較高(遠(yuǎn)大于10-9)，必須對(duì)其影響進(jìn)行評(píng)定。

發(fā)動(dòng)機(jī)不平衡事件可以分為先后兩個(gè)階段：第一階段(高能階段)，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)未停車，通常持續(xù)幾秒至幾十秒；第二階段(風(fēng)車階段)，發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)停車，風(fēng)扇在氣流作用下仍然轉(zhuǎn)動(dòng)，這種狀態(tài)可能會(huì)持續(xù)幾個(gè)小時(shí)。根據(jù)適航條款CCAR§25.571條、§25.901條、§25.903條的要求，如果風(fēng)車載荷情況影響飛機(jī)飛行安全，必須有停止風(fēng)扇轉(zhuǎn)動(dòng)的措施，但是現(xiàn)在廣泛采用的高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇在飛行中是不可能停止轉(zhuǎn)動(dòng)的，因此民用飛機(jī)必須進(jìn)行風(fēng)車載荷下結(jié)構(gòu)強(qiáng)度(靜強(qiáng)度、疲勞和損傷容限)評(píng)定，證明發(fā)生風(fēng)車載荷情況后飛機(jī)能夠安全返回至備降機(jī)場(chǎng)。

風(fēng)車載荷下飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度評(píng)定工作，國(guó)外起始于2000年，尚未見公開發(fā)表的資料；國(guó)內(nèi)無(wú)相關(guān)研究報(bào)告。本文依據(jù)型號(hào)的相關(guān)工作，對(duì)風(fēng)車載荷下民用噴氣運(yùn)輸飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度評(píng)定的原則和要求、分析方法、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型建立方法、判據(jù)等進(jìn)行介紹。

1 發(fā)生風(fēng)車載荷情況時(shí)采用的飛行剖面

發(fā)生風(fēng)車載荷情況后必須改航至備降機(jī)場(chǎng)。飛行員應(yīng)當(dāng)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(fēng)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(fēng)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(fā)生風(fēng)車載荷情況時(shí)相對(duì)嚴(yán)重。通常假設(shè)風(fēng)車載荷情況發(fā)生在正常飛行時(shí)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(gè)階段。

圖1 改航任務(wù)剖面

A點(diǎn)即為改航剖面起始點(diǎn)，對(duì)應(yīng)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(jù)剩余的正常工作發(fā)動(dòng)機(jī)的能力來(lái)確定。

60min改航剖面的發(fā)生概率為10-7～10-8，180min改航剖面的發(fā)生概率為10-9或更小[1]。60min改航剖面載荷較小，但是發(fā)生概率較大，必須進(jìn)行評(píng)定；180min改航剖面載荷較大，但是發(fā)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(shí)間大于60min，那么評(píng)定時(shí)需要同時(shí)考慮60min剖面和最大改航剖面。

2 風(fēng)車載荷情況結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型

發(fā)動(dòng)機(jī)供應(yīng)商根據(jù)改航剖面，計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)與吊掛界面處的載荷與頻率， 均在改航剖面內(nèi)連續(xù)變化，即風(fēng)車激勵(lì)。

為確保發(fā)動(dòng)機(jī)激勵(lì)正確、充分地傳遞到機(jī)體結(jié)構(gòu)上，需要模型能夠較真實(shí)地反映發(fā)動(dòng)機(jī)與吊掛連接狀態(tài)及其鄰近機(jī)體結(jié)構(gòu)。對(duì)于民用運(yùn)輸類飛機(jī)，國(guó)內(nèi)外通常采用的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型為梁式模型，以尾吊布局的機(jī)型為例，如圖2所示。對(duì)風(fēng)車載荷情況評(píng)定來(lái)說(shuō)，梁式模型過(guò)于簡(jiǎn)化，不能很好反映發(fā)動(dòng)機(jī)鄰近結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性；而如果采用類似細(xì)節(jié)模型的復(fù)雜模型，能夠滿足風(fēng)車載荷情況動(dòng)力學(xué)分析要求，但是在技術(shù)上和進(jìn)度上都對(duì)分析工作形成巨大挑戰(zhàn)。

圖2 梁式動(dòng)力學(xué)模型

選擇既能滿足評(píng)定要求、技術(shù)上又可行的折衷辦法，將全機(jī)應(yīng)力分析模型的后機(jī)身段與梁式模型(不含后機(jī)身段)進(jìn)行合理“拼接”，形成適用于風(fēng)車載荷情況的動(dòng)力學(xué)模型，如圖3所示。風(fēng)車動(dòng)力學(xué)模型需要經(jīng)過(guò)反復(fù)調(diào)試，并獲得地面振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果的驗(yàn)證。如果缺少實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，建議將后機(jī)身段單元的阻尼定為1.5%～4%。

圖3 風(fēng)車動(dòng)力學(xué)模型

3 分析部位篩選原則及判據(jù)

3.1 分析部位篩選

根據(jù)靜強(qiáng)度分析方法的特點(diǎn)(見4.1節(jié))，不需要篩選靜強(qiáng)度分析部位。本節(jié)將給出疲勞強(qiáng)度分析及損傷容限分析的部位篩選原則。參考正常飛行時(shí)疲勞強(qiáng)度分析和損傷容限分析結(jié)果，分部段(機(jī)頭、前機(jī)身、中機(jī)身、中后機(jī)身、后機(jī)身、機(jī)翼、垂直尾翼和水平尾翼)在重要結(jié)構(gòu)元件(Principal Structural Element)中篩選分析部位，選擇標(biāo)準(zhǔn)如下：

(1)疲勞強(qiáng)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(shù)最大的站位，選擇應(yīng)力水平最嚴(yán)重的部位。

3.2 評(píng)定判據(jù)

發(fā)生風(fēng)車載荷情況后，要求飛機(jī)必須能夠安全返回至備降機(jī)場(chǎng)，因此確定滿足此要求的判據(jù)如下:

(1)靜強(qiáng)度：風(fēng)車載荷情況極限載荷不超出靜強(qiáng)度限制載荷包線載荷；

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

(3)損傷容限：裂紋不擴(kuò)展至臨界裂紋。

經(jīng)分析，如果不符合以上判據(jù)，則必須對(duì)相關(guān)結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)更改。

4 強(qiáng)度分析方法

下文分別介紹風(fēng)車載荷情況下飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度、損傷容限的分析。

4.1 靜強(qiáng)度分析

在型號(hào)設(shè)計(jì)中，全機(jī)結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度評(píng)定工作先于風(fēng)車載荷下結(jié)構(gòu)強(qiáng)度評(píng)定工作完成?；谶@種工作特點(diǎn)，本文介紹的風(fēng)車載荷下結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度分析方法將充分利用已經(jīng)完成的靜強(qiáng)度評(píng)定工作成果,將風(fēng)車載荷情況極限載荷與靜強(qiáng)度限制載荷包線進(jìn)行比較。

風(fēng)車載荷情況極限載荷[1]：

(1)下降階段：(1g+振動(dòng)峰值載荷)×1.375；

(2)巡航階段：1g+振動(dòng)峰值載荷+70%飛行機(jī)動(dòng)載荷(最大的可能操作速度)；1g+振動(dòng)峰值載荷+突風(fēng)載荷(40%設(shè)計(jì)巡航速度)；

(3)進(jìn)場(chǎng)至著陸階段：(1.15g正對(duì)稱機(jī)動(dòng)平衡載荷+振動(dòng)峰值載荷)×1.375=極限載荷。

4.2 疲勞強(qiáng)度與損傷容限分析

4.2.1 載荷譜

風(fēng)車激勵(lì)在改航剖面(見圖1)的整個(gè)飛行階段持續(xù)發(fā)生，激勵(lì)頻率在一定頻率段內(nèi)(一般可能為0Hz～30Hz)連續(xù)變化，理論上存在無(wú)數(shù)個(gè)頻率點(diǎn)，每個(gè)頻率點(diǎn)對(duì)應(yīng)一套完整的動(dòng)載荷，即存在無(wú)數(shù)套動(dòng)載荷。直接將全部動(dòng)載荷用于結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度和損傷容限分析是不現(xiàn)實(shí)的。本文建議采用載荷系數(shù)的方法編制載荷譜，即將振動(dòng)載荷以載荷系數(shù)的形式來(lái)使用，用于疲勞強(qiáng)度和損傷容限分析。在確定載荷系數(shù)時(shí)，根據(jù)機(jī)體各部件受載特點(diǎn)，綜合考慮彎、剪、扭三種載荷形式中對(duì)結(jié)構(gòu)內(nèi)力產(chǎn)生的影響，將振動(dòng)載荷轉(zhuǎn)化為載荷系數(shù)n。

編制載荷系數(shù)譜步驟如下：

(1)計(jì)算平衡機(jī)動(dòng)載荷(1g、2g)全機(jī)內(nèi)力解，由此獲得Δg引起的應(yīng)力增量σ△g；

(2)參考疲勞當(dāng)量分析方法，振動(dòng)載荷引起的應(yīng)力增量Δσ=n×σΔg，1g-Δσ和1g+Δσ構(gòu)成一對(duì)應(yīng)力峰谷值；

(3)根據(jù)各飛行段持續(xù)時(shí)間和振動(dòng)載荷的頻率計(jì)算出應(yīng)力循環(huán)次數(shù)；

(4)編制載荷系數(shù)譜，載荷系數(shù)譜由1g-Δσ、1g+Δσ及應(yīng)力循環(huán)次數(shù)組成。

4.2.2 分析中的一些措施

對(duì)于疲勞強(qiáng)度分析，風(fēng)車事件的發(fā)生概率介于10-7～10-9之間。對(duì)于正常飛行的疲勞分析，通常要求可靠度至少達(dá)到95%，若用之于風(fēng)車載荷下結(jié)構(gòu)疲勞分析則過(guò)于保守，因此有必要對(duì)可靠度進(jìn)行修正。對(duì)于180min的最大改航剖面，分析時(shí)采用不小于1.97的系數(shù)對(duì)可靠度進(jìn)行修正，保證失效概率小于10-9即可。對(duì)于60min的改航剖面，有兩種選擇：(1)分析時(shí)同樣采用不小于1.97的系數(shù)對(duì)可靠度進(jìn)行修正，并按照3.2節(jié)(2)對(duì)60min改航剖面的判據(jù)執(zhí)行；

(2)不對(duì)可靠度進(jìn)行修正，按照3.2節(jié)(2)180min改航剖面的判據(jù)執(zhí)行。

一般而言，建議選用第一種方法。

對(duì)于損傷容限分析，最重要的是初始裂紋應(yīng)設(shè)置為：初始裂紋=可檢裂紋長(zhǎng)度+在正常飛行的載荷譜下一個(gè)檢查間隔內(nèi)裂紋擴(kuò)展的長(zhǎng)度。對(duì)裂紋擴(kuò)展分析無(wú)特殊要求。

5 總結(jié)

本文所介紹的風(fēng)車載荷下結(jié)構(gòu)強(qiáng)度評(píng)定方法，是在權(quán)衡安全性、技術(shù)能力及項(xiàng)目進(jìn)度的基礎(chǔ)上形成的，在國(guó)產(chǎn)某型先進(jìn)支線飛機(jī)的適航取證中得到應(yīng)用，獲得適航認(rèn)可并通過(guò)審查。該方法的開發(fā)依托于尾吊布局的機(jī)型，通常民用運(yùn)輸飛機(jī)的尾段載荷并不嚴(yán)重，因此在建立動(dòng)力學(xué)模型和設(shè)計(jì)分析方法時(shí)，可以保留較大的保守性，考慮包線載荷、忽略各細(xì)節(jié)部位的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，從而降低技術(shù)難度。

對(duì)于翼吊布局的飛機(jī)，機(jī)翼的動(dòng)響應(yīng)更加強(qiáng)烈，需要更加精確的分析，因此在建立動(dòng)力學(xué)模型時(shí)，機(jī)翼結(jié)構(gòu)及中機(jī)身結(jié)構(gòu)有必要采用細(xì)節(jié)模型進(jìn)行模擬；同時(shí)，強(qiáng)度分析方法也要加以改進(jìn)，增加對(duì)各細(xì)節(jié)動(dòng)態(tài)響應(yīng)的考慮，以符合模型的改進(jìn)和分析精度的要求。建議引入系數(shù)F對(duì)Δσ進(jìn)行修正，系數(shù)F可按下式確定：

式中：f1為動(dòng)態(tài)響應(yīng)頻率，f2為正常情況的載荷頻率，m是與材料疲勞性能相關(guān)的系數(shù)，通常取0.2～0.7。

基于上述考慮，針對(duì)改進(jìn)后模型中機(jī)翼及中機(jī)身單元的阻尼等動(dòng)力學(xué)參數(shù)，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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