陸入成， 李先哲， 李洋， 胡文剛， 滕超

哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司， 哈爾濱　150066

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飛機(jī)設(shè)計(jì)中發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容性設(shè)計(jì)

陸入成*， 李先哲， 李洋， 胡文剛， 滕超

哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司， 哈爾濱150066

摘要:基于一種雙發(fā)常規(guī)布局飛機(jī)進(jìn)行飛機(jī)設(shè)計(jì)中發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容失效設(shè)計(jì)的研究，通過研究相關(guān)適航規(guī)章，以及相關(guān)咨詢通告等文件，得出第3節(jié)到第7節(jié)所描述的對咨詢通告AC20-128A適當(dāng)裁剪的工程方法和步驟，并在實(shí)例機(jī)型設(shè)計(jì)中進(jìn)行驗(yàn)證，縮短了飛機(jī)研制周期的同時(shí)，也表明在發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容失效事故發(fā)生后，飛機(jī)系統(tǒng)及機(jī)體結(jié)構(gòu)等采取的設(shè)計(jì)措施、防范措施符合相關(guān)適航條例要求，也即結(jié)構(gòu)剩余的強(qiáng)度、災(zāi)難性事件發(fā)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(shí)例飛機(jī)完全滿足相關(guān)適航條例的要求，并獲得中國民用航空局(CAAC)和美國聯(lián)邦航空局(FAA)的認(rèn)可。

關(guān)鍵詞:發(fā)動(dòng)機(jī)安裝; 飛機(jī)設(shè)計(jì); 高能轉(zhuǎn)子; 轉(zhuǎn)子碎片; 非包容; 離散損傷

對飛機(jī)關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容性的要求是適航條例的內(nèi)容之一，針對發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容性的分析在飛機(jī)型號研制的生命周期中，特別是對飛機(jī)的總體布置布局起著至關(guān)重要的作用，是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)的一個(gè)重要工具和方法，在初步設(shè)計(jì)的伊始就應(yīng)考慮它的影響。合理的飛機(jī)結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)和部件布置，將飛機(jī)系統(tǒng)功能和性能與轉(zhuǎn)子的包容性相統(tǒng)一，統(tǒng)籌考慮全機(jī)各系統(tǒng)、部件總體布置，可避免后續(xù)轉(zhuǎn)子碎片非包容性設(shè)計(jì)中過多的補(bǔ)救措施和設(shè)計(jì)反復(fù)。

飛機(jī)關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容性設(shè)計(jì)的適航要求涉及中國或美國適航規(guī)章CCAR/FAR23.903((b)部分第(1)條)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝[1]和CCAR/FAR25.903((d)部分第(11)條)動(dòng)力裝置安裝和總則要求[2]，參考咨詢通告AC20-128A轉(zhuǎn)子失效致危險(xiǎn)最小化設(shè)計(jì)防范[3]、AC25-571-1D結(jié)構(gòu)離散損傷和疲勞評估等[4]。本文基于適航規(guī)章規(guī)定的兩方面要求：①要求采取設(shè)計(jì)預(yù)防措施，將因發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子損壞非包容對飛機(jī)產(chǎn)生的危害減至最??；②要求采取設(shè)計(jì)預(yù)防措施，將因發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)起火燒穿發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣后，對飛機(jī)產(chǎn)生的危害減至最小[1-2]。

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片包容性設(shè)計(jì)的含義可以分成發(fā)動(dòng)機(jī)包容性和飛機(jī)的非包容性設(shè)計(jì)兩個(gè)層面：①發(fā)動(dòng)機(jī)包容性設(shè)計(jì)，即發(fā)動(dòng)機(jī)爆破后，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的碎片被發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣阻擋，而不會(huì)對飛機(jī)系統(tǒng)或關(guān)鍵結(jié)構(gòu)造成致命損傷，引發(fā)災(zāi)難性事故，或引發(fā)災(zāi)難性事故的概率達(dá)到最??；②飛機(jī)非包容性設(shè)計(jì)，即通過合理的系統(tǒng)或結(jié)構(gòu)布局，使得由發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片飛出導(dǎo)致的飛機(jī)災(zāi)難性事故發(fā)生的概率降至最小，剩余結(jié)構(gòu)強(qiáng)度滿足相關(guān)安全性設(shè)計(jì)要求[3-4]。本文論述針對發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容事故的飛機(jī)損傷設(shè)計(jì)分析技術(shù)。

雖然，在阻止發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片飛出發(fā)動(dòng)機(jī)匣的努力上，國內(nèi)外發(fā)動(dòng)機(jī)廠商在美國聯(lián)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(huì)發(fā)生非常嚴(yán)重的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容事故。據(jù)美國汽車工程師協(xié)會(huì)(SAE)統(tǒng)計(jì)，1976-1983年在商用飛機(jī)、通用飛機(jī)和旋翼機(jī)上共發(fā)生315起發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容事故。機(jī)械工程師協(xié)會(huì)(ASME)給出的固定翼飛機(jī)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子破損事故部份統(tǒng)計(jì)顯示，1962-1975年共發(fā)生275次發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)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(fā)生237次，其中27次3級事故、3次4級事故；1984-1989年共發(fā)生164次，其中22次3級事故、7次4級事故[5-8]。28年間統(tǒng)計(jì)了676起固定翼飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)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(jī)持續(xù)飛行和安全著陸能力的重大破壞。4級破壞定義為會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)墜毀、重大傷亡或者機(jī)體損毀的嚴(yán)重破壞[3]。

1國內(nèi)外適航條例及技術(shù)的發(fā)展

對適航規(guī)章的符合性設(shè)計(jì)，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(jī)[3]。

1.1咨詢通告的發(fā)展

AC20-128于1988年3月生效，經(jīng)歷10年后廢止，主要因?yàn)椋孩貯C20-128生效以來概率分析的方法依然不能降低由發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容導(dǎo)致的飛機(jī)災(zāi)難性事件的發(fā)生概率[9]；②1962-1993年發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容事故統(tǒng)計(jì)表明，相當(dāng)數(shù)量的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容事故的發(fā)生原因隨機(jī)不定，多分布在地面操作階段，例如環(huán)境因素(鳥吸入、腐蝕、外來物傷害等)、制造和材料缺陷、機(jī)械和人為因素(維護(hù)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(guān)機(jī)構(gòu)，按照1990年美國國會(huì)啟動(dòng)的“航空災(zāi)難性(發(fā)動(dòng)機(jī))失效預(yù)防計(jì)劃”的規(guī)劃[10]，進(jìn)行了大量試驗(yàn)，針對不同發(fā)動(dòng)機(jī)和碎片類型等收集了多種數(shù)據(jù)，對AC20-128進(jìn)行了必要的修訂。

“航空災(zāi)難性(發(fā)動(dòng)機(jī))失效預(yù)防計(jì)劃”目的是發(fā)展新科技和設(shè)計(jì)方法以及設(shè)計(jì)程序，來改進(jìn)飛行器系統(tǒng)安全，并評估可能導(dǎo)致包括發(fā)動(dòng)機(jī)失效在內(nèi)的飛行器災(zāi)難性潛在危險(xiǎn)和缺陷、失效或故障等。渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)非包容事故被美國航空工業(yè)委員會(huì)持續(xù)適航評估方法報(bào)告列為最高優(yōu)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(yè)界和國家圖書館系統(tǒng)參與完成，并研究出一套用來將渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)失效造成的損害降至最小的校準(zhǔn)系統(tǒng)。

之后，F(xiàn)AA開展了一系列的試驗(yàn)，圖1所示為部分試驗(yàn)情況，圖1(a)是2001年在美國中國湖海軍裝備研究基地進(jìn)行的高壓氮?dú)馀跊_擊試驗(yàn)，以渦扇、渦槳、沖壓等發(fā)動(dòng)機(jī)作為轉(zhuǎn)子碎片源，圖1(b)為一次渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇葉片碎片單側(cè)沖擊蒙皮結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)結(jié)果，導(dǎo)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(zhuǎn)子葉片尺寸大得多；圖1(c)為一次渦輪轉(zhuǎn)子葉片對蒙皮結(jié)構(gòu)的沖擊試驗(yàn)結(jié)果，可以看出其可導(dǎo)致更多的“花瓣”狀翻邊產(chǎn)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(jié)構(gòu)損傷的試驗(yàn)數(shù)據(jù)[11]。這一時(shí)期的試驗(yàn)基本得出了碎片對結(jié)構(gòu)沖擊的物理特性，同時(shí)也修訂了AC20-128A的部分內(nèi)容。

咨詢通告AC20-128A提出將由轉(zhuǎn)子破損對飛機(jī)造成的損害減至最小的設(shè)計(jì)方法可作為一種指導(dǎo)方針。這些指導(dǎo)方針來自實(shí)際經(jīng)驗(yàn)并經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證，但并不意味著一定要采用該方法[3]。

1.2AC20-128A之后的發(fā)展

AC20-18A之后美國又進(jìn)行了一些試驗(yàn)，如發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)軸損傷檢測等，主要為驗(yàn)證和完善一些分析軟件和設(shè)計(jì)方法，來自世界各地的航空發(fā)動(dòng)機(jī)災(zāi)難性事故的數(shù)據(jù)為美國在這個(gè)領(lǐng)域的科技研究發(fā)展提供了支持，主要試驗(yàn)和軟件開發(fā)情況見圖2和圖3。圖2為模擬碎片穿透蒙皮結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致蒙皮網(wǎng)格結(jié)構(gòu)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(yàn)及沖擊結(jié)果[12]
Fig. 1FAA fragment impact test and results[12]

圖2對沖擊區(qū)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(yīng)碎片沖擊角度(括號中數(shù)字分別表示俯仰角和偏航角)的速度時(shí)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(biāo)。相應(yīng)地，圖3(b)給出了對應(yīng)5種不同速度及相應(yīng)碎片沖擊角度的沖擊點(diǎn)壓力(1 lbs=4.448 2 N)的時(shí)間歷程曲線。結(jié)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(shí)間穿透；在沖擊目標(biāo)即將破損之前達(dá)到?jīng)_擊力最大值，之后雖然沖擊目標(biāo)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(huì)進(jìn)行小范圍減小，直至飛離穿孔；碎片在穿透目標(biāo)的過程中，沖擊壓力在達(dá)到最大壓力的約25%時(shí)間之前迅速增加，之后到約70%時(shí)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(biāo)飛離，壓力迅速消失；穿透目標(biāo)的時(shí)間基本與碎片能量(速度的平方)成反比[13]。按照FAA計(jì)劃，將適時(shí)根據(jù)研究數(shù)據(jù)和技術(shù)進(jìn)展情況發(fā)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(nèi)相關(guān)適航技術(shù)的發(fā)展

中國民用航空局(CAAC)對23部、25部飛機(jī)關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容性設(shè)計(jì)要求，認(rèn)可并接受FAA的標(biāo)準(zhǔn)內(nèi)容，同時(shí)支持使用AC20-128A作為該規(guī)章要求的適航符合性驗(yàn)證的一種方法。在飛機(jī)關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容性的設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展上，中國并沒有進(jìn)行相關(guān)的研究、試驗(yàn)和數(shù)據(jù)收集工作，相關(guān)技術(shù)和標(biāo)準(zhǔn)仍使用國外標(biāo)準(zhǔn)和相關(guān)符合性驗(yàn)證方法及技術(shù)。目前，在中國民用飛機(jī)研制中，尚只有本文提及的實(shí)例飛機(jī)通過了FAA關(guān)于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容性設(shè)計(jì)的審查。

2研究范圍和定義

針對國內(nèi)外適航條例的發(fā)展和變化，在實(shí)例飛機(jī)研制過程中研究、提出并在研發(fā)實(shí)踐中應(yīng)用了本文的工程思路和步驟，包括基礎(chǔ)數(shù)據(jù)采集及途徑、方法步驟、設(shè)計(jì)措施及分析計(jì)算方法、相關(guān)的總體布置一般方法、概率分析應(yīng)用方法等。

2.1實(shí)例飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)信息

實(shí)例飛機(jī)安裝加拿大普惠公司渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)PT6A-65B型，轉(zhuǎn)子數(shù)量共有8個(gè)，按航向從前到后依次為第二級動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)子、第一級動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)子、壓氣機(jī)渦輪轉(zhuǎn)子、離心壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子、第四級軸流壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子、第三級軸流壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子、第二級軸流壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子和第一級軸流壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子，從前到后依次定義代號為A、B、C、D、E、F、G、H。

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)生產(chǎn)商提供的數(shù)據(jù)，主、備份系統(tǒng)通道之間的間距L要大于該發(fā)動(dòng)機(jī)最大1/3轉(zhuǎn)子碎片的掃掠區(qū)域。實(shí)例飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子數(shù)據(jù)見表1，可以看出，最大的掃掠區(qū)域順時(shí)針為A轉(zhuǎn)子、逆時(shí)針為D轉(zhuǎn)子。

表1　實(shí)例飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)子數(shù)據(jù)

2.2實(shí)例飛機(jī)影響區(qū)內(nèi)系統(tǒng)線系

從實(shí)例飛機(jī)處于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片影響區(qū)內(nèi)的系統(tǒng)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(jī)縱軸線(X軸)也是平行的，所以對于此類飛機(jī)實(shí)體元素的前后危險(xiǎn)角可以不予考慮。否則，需針對具體線系的走向變化分段計(jì)算分析，具體參考AC20-128A 附錄1§6.6。

2.3行階段危險(xiǎn)因子

一般地，需要考慮飛機(jī)在不同的飛行階段(包括起飛、爬升、巡航、下降、進(jìn)近、著陸及反推力應(yīng)用)的危險(xiǎn)因子，針對每個(gè)飛行階段的功率及發(fā)動(dòng)機(jī)工作情況以及各系統(tǒng)的使用情況進(jìn)行具體的設(shè)計(jì)和分析。國際上比較公認(rèn)的各飛行階段非包容轉(zhuǎn)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(xiǎn)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(jìn)近，按2%；著陸和反推力應(yīng)用，按4%[3]。

但實(shí)例飛機(jī)為翼吊雙發(fā)構(gòu)型，發(fā)動(dòng)機(jī)到機(jī)身、以及發(fā)動(dòng)機(jī)之間的距離等較大，通過初步計(jì)算和分析，實(shí)例飛機(jī)不考慮各飛行階段的非包容轉(zhuǎn)子失效概率分布，采用任何飛行階段出現(xiàn)頂事件后造成災(zāi)難性事件的危險(xiǎn)因子均為1.0的工程簡化方法，以降低工程計(jì)算分析工作量和復(fù)雜度，該方法獲得CAAC和FAA認(rèn)可。尾吊雙發(fā)、三發(fā)等密集構(gòu)型的非包容轉(zhuǎn)子碎片失效情況，必須注意在不同的飛行階段發(fā)生的概率是不同的，不考慮失效概率的飛行階段分布會(huì)簡化分析過程，但會(huì)放大災(zāi)難性事件的概率。精確的概率值計(jì)算方法請具體參考AC20-128A 附錄1§6.8和§6.9。

2.4飛機(jī)實(shí)體元素

飛機(jī)實(shí)體元素定義為與飛機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容災(zāi)難性頂事件(Top Tragic Incidents, TTIs)樹有關(guān)的實(shí)現(xiàn)其功能特性的零部件載體。

2.5掃掠角

掃掠角定義為轉(zhuǎn)子碎片對飛機(jī)實(shí)體元素(系統(tǒng))包絡(luò)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(zhuǎn)子碎片非包容分析的一般步驟

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容設(shè)計(jì)分析需遵從一定的步驟，由圖5可以看出發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容性分析的一般步驟是復(fù)雜的且多專業(yè)高度協(xié)調(diào)的。

發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容性設(shè)計(jì)分析以可靠性專業(yè)發(fā)出的《飛機(jī)功能危險(xiǎn)性分析報(bào)告》(FHA)為災(zāi)難性頂事件定義依據(jù)，開展針對機(jī)體結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)的影響分析，確定轉(zhuǎn)子碎片影響區(qū)，并對影響區(qū)內(nèi)的結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)布置進(jìn)行逐一統(tǒng)計(jì)和建模。之后針對機(jī)體結(jié)構(gòu)的分析和針對系統(tǒng)的分析使用不同的方法進(jìn)行：對機(jī)體結(jié)構(gòu)的分析采用統(tǒng)計(jì)離散損傷情況，之后針對小、中、1/3轉(zhuǎn)子碎片等進(jìn)行結(jié)構(gòu)離散損傷剩余強(qiáng)度、顫振計(jì)算；對系統(tǒng)的分析采用截面掃掠角統(tǒng)計(jì)方式，根據(jù)災(zāi)難性頂事件的定義，進(jìn)行剩余災(zāi)難性概率值計(jì)算分析，詳見本文第7節(jié)。機(jī)體結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)的計(jì)算分析兩者結(jié)論綜合為飛機(jī)整機(jī)對發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容性設(shè)計(jì)的適航符合性結(jié)論。特殊的，根據(jù)CAAC或FAA要求可能進(jìn)行相關(guān)飛行驗(yàn)證，如驗(yàn)證飛行操縱系統(tǒng)在發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容事故中的分析結(jié)論。

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

轉(zhuǎn)子碎片非包容性設(shè)計(jì)分析在初步設(shè)計(jì)的伊始就應(yīng)考慮它的影響，并在各階段實(shí)時(shí)做出調(diào)整。初步設(shè)計(jì)末尾時(shí)，針對結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)做的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容性分析應(yīng)呈報(bào)CAAC，并對之后擬采用的適航符合性驗(yàn)證方法和計(jì)劃進(jìn)行溝通并獲得CAAC的認(rèn)可，以避免在后續(xù)詳細(xì)設(shè)計(jì)、試制過程中導(dǎo)致大的設(shè)計(jì)反復(fù)。

飛機(jī)關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容設(shè)計(jì)的一般原則為：首先通過系統(tǒng)布置、防護(hù)等措施，將損害降到最小，盡量避免災(zāi)難性頂事件的發(fā)生，其次對因發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容導(dǎo)致的災(zāi)難性事件，機(jī)體結(jié)構(gòu)部分需要強(qiáng)度計(jì)算分析表明符合性[14]，系統(tǒng)部分需經(jīng)過安全性概率分析，通過調(diào)整使飛機(jī)滿足AC20-128A相關(guān)概率等級要求，表明符合性[3,15]。

4災(zāi)難性頂事件樹

與發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容事故相關(guān)的頂事件篩選自飛機(jī)可靠性設(shè)計(jì)專業(yè)編制的整機(jī)FHA，如表2中所列出的實(shí)例飛機(jī)與轉(zhuǎn)子碎片非包容有關(guān)的災(zāi)難性頂事件列表。圖6給出了實(shí)例飛機(jī)不可控制的火情災(zāi)難性頂事件對應(yīng)的子事件及其關(guān)系。因?qū)嵗w機(jī)的駕駛艙區(qū)域和行李艙區(qū)域明顯不在影響區(qū)內(nèi)，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(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容有關(guān)的災(zāi)難性頂事件(TTIs)

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

序號與轉(zhuǎn)子碎片非包容有關(guān)的災(zāi)難性頂事件1俯仰功能全喪失2航向功能全喪失3滾轉(zhuǎn)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(zāi)難性頂事件與飛機(jī)實(shí)體元素建立對應(yīng)關(guān)系。飛機(jī)實(shí)體元素切入角和切出角之差的絕對值便是轉(zhuǎn)子碎片對于實(shí)體元素造成的掃掠角。根據(jù)各系統(tǒng)的具體設(shè)計(jì)特征，有的頂(子)事件需要考慮對于一個(gè)系統(tǒng)的多個(gè)備份通道進(jìn)行危險(xiǎn)性評估，而有的則不需要。具體要求見AC20-128A。

5設(shè)計(jì)防范及安全性分析

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容性設(shè)計(jì)的主要有效措施即為采用合理必要的設(shè)計(jì)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(jìn)入初步設(shè)計(jì)階段前考慮：

1) 發(fā)動(dòng)機(jī)與駕駛艙的相對位置關(guān)系。

2) 發(fā)動(dòng)機(jī)與對接框、機(jī)翼機(jī)身接頭以及機(jī)翼前梁等重要結(jié)構(gòu)的位置及這些結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)。

3) 發(fā)動(dòng)機(jī)與燃油系統(tǒng)部件、管路和油箱的位置關(guān)系。

4) 發(fā)動(dòng)機(jī)與控制系統(tǒng)的位置關(guān)系，如主要的和備份的飛行控制、航電等電纜或者導(dǎo)線。

5) 發(fā)動(dòng)機(jī)與滅火系統(tǒng)的位置關(guān)系。

6) 發(fā)動(dòng)機(jī)與對于飛機(jī)持續(xù)安全飛行和著陸的重要設(shè)備之位置關(guān)系。

7) 發(fā)動(dòng)機(jī)與另一側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的位置關(guān)系。

在考慮轉(zhuǎn)子碎片非包容的設(shè)計(jì)過程中，必須采取某些可行的設(shè)計(jì)防范使得由于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片造成的損害達(dá)到最小。最有效的方法包括將重要部件布置在碎片影響區(qū)域以外，或者對飛機(jī)的重要部件或系統(tǒng)采取分開、隔離、裕度設(shè)計(jì)和防護(hù)等措施[3]。

5.1與駕駛艙的相對位置

對于常規(guī)布局的多發(fā)飛機(jī)，需保證駕駛艙在以發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)平面為中心的±15°錐角范圍之外。對于小型運(yùn)輸類飛機(jī)和通勤類飛機(jī)，由于其本身的設(shè)計(jì)限制，駕駛艙難以滿足在轉(zhuǎn)子碎片±15°錐角之外時(shí)，應(yīng)滿足駕駛艙在±5°錐角之外[3]。駕駛艙包含的與飛機(jī)持續(xù)安全飛行有關(guān)的操縱控制器件、電氣電子設(shè)備等也須避免發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片的損害，實(shí)例飛機(jī)情況見圖7。

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

圖7影響區(qū)之外的系統(tǒng)布置
Fig. 7Layout of systems outside impact area

5.2重要結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)

結(jié)構(gòu)加強(qiáng)框均需盡量布置在以轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)平面為中心的15°錐角范圍之外，見圖7。如果有重要結(jié)構(gòu)處于這個(gè)錐角范圍之內(nèi)，須在5°錐面至15°錐面之間有保護(hù)結(jié)構(gòu)。經(jīng)驗(yàn)表明鋁制機(jī)翼下表面蒙皮、發(fā)房、增壓艙蒙皮，以及等效的典型結(jié)構(gòu)擁有抵抗小碎片穿透的能力[3]。

須通過離散損傷統(tǒng)計(jì)和分析，表明飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)滿足AC25.571-1D-第8(c)條規(guī)定的70%載荷下繼續(xù)安全飛行或著陸要求[3-4]，一般1/3轉(zhuǎn)子碎片、中等轉(zhuǎn)子碎片擁有足夠能量擊穿其路徑上包括主結(jié)構(gòu)在內(nèi)的所有物體，但可進(jìn)行結(jié)構(gòu)局部加強(qiáng)，如護(hù)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(jì)算分析方式，計(jì)算分析基于飛機(jī)的有限元模型，圖8～圖11為使用MSC.Patran、Dytran和Nastran建立的實(shí)例飛機(jī)模型。

圖8(圖中數(shù)字為有限元網(wǎng)格編號)為模擬部分長桁-蒙皮結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)的區(qū)域。通過計(jì)算顯示實(shí)例飛機(jī)被碎片穿透后的剩余機(jī)體結(jié)構(gòu)承載能力滿足AC25-571-1D要求。

圖9為實(shí)例飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)艙結(jié)構(gòu)建模示意圖，建模僅選擇了與轉(zhuǎn)子碎片非包容相關(guān)的發(fā)動(dòng)機(jī)艙主結(jié)構(gòu)，如結(jié)構(gòu)框架撐桿、連接環(huán)體、與機(jī)翼的連接結(jié)構(gòu)等。圖10為實(shí)例飛機(jī)的機(jī)翼建模示意圖，建模僅選擇了與發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容相關(guān)的前梁、機(jī)翼肋、蒙皮等，分析時(shí)對影響區(qū)的損傷部位進(jìn)行細(xì)致定義，以減小工作量。圖11(a)為實(shí)例飛機(jī)及部件顫振建模示意圖，圖11(b)給出了一個(gè)典型的部件(發(fā)動(dòng)機(jī)艙結(jié)構(gòu))顫振分析結(jié)果。發(fā)房結(jié)構(gòu)顫振計(jì)算臨界損傷V-ζ圖表明，實(shí)例飛機(jī)速度V范圍在500 km/h以下，其阻尼系數(shù)ζ均小于0，結(jié)構(gòu)不會(huì)發(fā)生顫振。

圖8機(jī)身剩余強(qiáng)度計(jì)算模型
Fig. 8Calculation model of fuselage residual strength

圖9發(fā)動(dòng)機(jī)艙剩余強(qiáng)度計(jì)算模型
Fig. 9Calculation model of nacelle residual strength

圖10機(jī)翼結(jié)構(gòu)的損傷計(jì)算模型
Fig. 10Damage calculation model of wing structure

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

結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需對小碎片損傷足夠重視，因?yàn)樾∷槠瑨呗臃秶蟆?shù)量多，并且攜帶了足夠的能量以擊穿蒙皮等結(jié)構(gòu)，可通過結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)擊穿計(jì)算的方式表明設(shè)計(jì)防范措施的符合性。如需計(jì)算，小碎片的能量信息可從發(fā)動(dòng)機(jī)制造商處獲得，包括尺寸、質(zhì)量、速度以及旋轉(zhuǎn)方向等[16]。

碎片擊穿結(jié)構(gòu)的剩余速度，可按式(1)計(jì)算：

(1)

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

實(shí)例飛機(jī)針對小碎片開展了機(jī)體結(jié)構(gòu)的穿透計(jì)算分析，以MSC.Dytran為計(jì)算軟件，彈性常數(shù)之間的關(guān)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(jié)構(gòu)使用MSC.Dytran將結(jié)構(gòu)進(jìn)行呈現(xiàn)。圖12為一片動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)子葉片小碎片穿透(從①至④)第一層結(jié)構(gòu)(發(fā)動(dòng)機(jī)艙蒙皮)，但被第二層結(jié)構(gòu)(機(jī)身蒙皮)阻擋的分析結(jié)果。

圖12小碎片穿透情況典型結(jié)果
Fig. 12Typical results of small fragment penetration

5.3燃油系統(tǒng)設(shè)計(jì)

將油箱和其他易燃液體系統(tǒng)及傳輸管路不置在結(jié)構(gòu)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(shí)例飛機(jī)燃油箱區(qū)域處在1/3轉(zhuǎn)子碎片±5°影響區(qū)之外，僅處于另一側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)小碎片影響區(qū)的-5°～-10°區(qū)間，經(jīng)小碎片穿透分析，實(shí)例飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)非包容的小碎片并不會(huì)對另一側(cè)機(jī)翼結(jié)構(gòu)造成導(dǎo)致其油箱漏油的穿透損傷發(fā)生。即使因小碎片撞擊對面一側(cè)油箱，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)變形而漏油，這時(shí)因漏油區(qū)域均在對應(yīng)一側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)防火墻(見圖7)之后，泄露的燃油將被氣流吹離發(fā)動(dòng)機(jī)(主要火源)區(qū)。計(jì)算和布置分析表明，實(shí)例飛機(jī)燃油系統(tǒng)設(shè)計(jì)符合關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容的設(shè)計(jì)防范和安全性等適航要求。

若燃油箱在影響區(qū)域之內(nèi)，應(yīng)對位于發(fā)動(dòng)機(jī)上方，且在1/3轉(zhuǎn)子和中等碎片影響區(qū)域內(nèi)的燃油油箱提供保護(hù)。設(shè)置無油隔艙或者保護(hù)層都是可接受的方法。另外，備份燃油應(yīng)該是隔離的，不會(huì)導(dǎo)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(jī)控制線系包括鋼索、電纜、管路等，主要的控制系統(tǒng)和電纜線系要實(shí)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(gè)1/3轉(zhuǎn)子碎片同時(shí)擊中破壞[3]。

備份形式可以多樣，屬于同一個(gè)系統(tǒng)的通道并不一定是依照飛機(jī)對稱面對稱分布，也可以是機(jī)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(diào)整片操縱是相應(yīng)的舵面操縱的天然備份，橫滾操縱也可與航向操縱進(jìn)行相互備份等[18]。

圖13為實(shí)例飛機(jī)在影響區(qū)內(nèi)的各系統(tǒng)線系典型截面布置。圖中主電源線系與另一側(cè)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(dú)立操縱線系布置在地板下左右兩側(cè)，間距為1 223 mm；左右發(fā)動(dòng)機(jī)操縱鋼索間距為1 405 mm；間距均滿足大于發(fā)動(dòng)機(jī)1/3轉(zhuǎn)子碎片最大尺寸206 mm(見表1)的要求。氧氣系統(tǒng)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(qū)內(nèi)各系統(tǒng)線系布置截面圖
Fig. 13Section view of systems’ lines layout in impact area

對于被破壞后會(huì)造成災(zāi)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(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行設(shè)計(jì)。例如對于雙發(fā)飛機(jī)，可通過將這些線系、通道布置在一發(fā)對另一發(fā)的危害角內(nèi)，達(dá)到減小總危害角的目的。

5.5滅火系統(tǒng)的布置

處于轉(zhuǎn)子碎片影響區(qū)的客艙的滅火裝置(如便攜式滅火瓶)應(yīng)該布置在影響區(qū)之外。發(fā)動(dòng)機(jī)滅火裝置布置在防火墻之后，其控制線系在通過影響區(qū)時(shí)須備份。發(fā)動(dòng)機(jī)爆破的同時(shí)，須有措施立刻切斷相應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)燃油供給，其控制線路也應(yīng)在經(jīng)過影響區(qū)時(shí)進(jìn)行備份，如圖14所示。

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

5.6影響飛機(jī)持續(xù)安全飛行和著陸的重要設(shè)備

影響飛機(jī)持續(xù)安全飛行和著陸的重要設(shè)備，首先應(yīng)該盡量布置在影響區(qū)之外，如實(shí)例飛機(jī)的空速高度系統(tǒng)、飛行儀表及其數(shù)據(jù)處理計(jì)算核心部件均處于駕駛艙或駕駛艙后部的設(shè)備艙內(nèi)，或布置在后機(jī)身設(shè)備艙中，起落架系統(tǒng)位于起落架艙，均在影響區(qū)之外，如圖7所示；如果處于影響區(qū)之內(nèi)，應(yīng)采取防護(hù)、隔離或多備份設(shè)計(jì)，也可使用應(yīng)急程序。如實(shí)例飛機(jī)雖將大多數(shù)影響安全飛行和著陸的設(shè)備布置在影響區(qū)之外，但其數(shù)據(jù)、操縱線系有部分經(jīng)過影響區(qū)。經(jīng)過影響區(qū)的系統(tǒng)線系，均有相應(yīng)的備份、蒙皮、內(nèi)設(shè)等防范、保護(hù)措施。操縱備份系統(tǒng)或應(yīng)急程序時(shí)允許飛行機(jī)組工作負(fù)荷的增加和飛行性能的降低，如飛行機(jī)組可按照實(shí)例飛機(jī)在飛行手冊中規(guī)定的飛機(jī)單發(fā)飛行、起落架帶故障著陸等應(yīng)急程序操作。

5.7另一側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)

對于另一側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的布置，在滿足氣動(dòng)布局要求前提下，盡量把發(fā)動(dòng)機(jī)間距M布置到最大，以減小對于剩余發(fā)動(dòng)機(jī)的危險(xiǎn)角α，如圖15所示。

圖15對另一側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的掃掠角
Fig. 15Sweep angle to opposite engine

如果剩余發(fā)動(dòng)機(jī)為2臺以上，其發(fā)動(dòng)機(jī)控制線系應(yīng)該分開布置，尺寸應(yīng)為與1/3轉(zhuǎn)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(fā)動(dòng)機(jī)非包容轉(zhuǎn)子碎片導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)破壞都被認(rèn)為是災(zāi)難性的，除非能夠滿足AC25.571-1D第8(c)中的剩余強(qiáng)度和振動(dòng)標(biāo)準(zhǔn)[3]。首先統(tǒng)計(jì)出離散損傷序列，然后進(jìn)行整機(jī)和大部件局部剩余強(qiáng)度和振動(dòng)標(biāo)準(zhǔn)的計(jì)算分析。

6.1影響區(qū)內(nèi)結(jié)構(gòu)元素的定義

對影響區(qū)內(nèi)的結(jié)構(gòu)件進(jìn)行編號，原則上越細(xì)越能反映真實(shí)情況，但工作量將極大地增加，所以對于影響區(qū)內(nèi)零部件變化較大的情況，建議將轉(zhuǎn)子碎片的飛出角度定為-5°、-3°、0°、3°、5°，即5個(gè)剖面，如果影響區(qū)內(nèi)的零部件變化不大，建議定為-3°、0°、3°。

6.2“進(jìn)一/漏一法”

采用“進(jìn)一/漏一法”，即在1/3轉(zhuǎn)子碎片的影響區(qū)域內(nèi)，從該1/3轉(zhuǎn)子碎片切入機(jī)身開始，直到切斷最后一根長桁的時(shí)候?yàn)橹?，以長桁或框?yàn)橐粋€(gè)序列的中心逐一統(tǒng)計(jì)出損傷序列，寫入表3。序列具有唯一性和真實(shí)性。

注意，不同發(fā)動(dòng)機(jī)對不同結(jié)構(gòu)框之間的長桁造成的損傷也有區(qū)別，需要分別統(tǒng)計(jì)。

對表3進(jìn)行二次篩選，得出最嚴(yán)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(zāi)難性概率計(jì)算分析

由于每個(gè)轉(zhuǎn)子的大小和旋轉(zhuǎn)方向是不一樣的，甚至不同轉(zhuǎn)子的影響區(qū)內(nèi)的系統(tǒng)布置也是不一樣的，所以必須針對每個(gè)轉(zhuǎn)子進(jìn)行剖面布置分析。

表3　對結(jié)構(gòu)件的損傷序列

注：9(13-15)表示13-15框區(qū)間內(nèi)9長桁被切斷。

為減小分析的工作量，進(jìn)行轉(zhuǎn)子段定義。以轉(zhuǎn)子段內(nèi)影響區(qū)域最大、能量最大的轉(zhuǎn)子為代表，實(shí)例飛機(jī)的轉(zhuǎn)子段劃分如圖16所示。影響區(qū)需考慮轉(zhuǎn)子前后方向的厚度。

圖16劃分轉(zhuǎn)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(shù)據(jù)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(shù)據(jù)和系列2數(shù)據(jù)，生成條形圖。如表4所示，對升降舵左側(cè)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(cè)第一行條形塊，以此類推生成所有條形塊，構(gòu)成條形圖。每個(gè)災(zāi)難性頂事件的危險(xiǎn)角為所有掃掠角的重疊區(qū)域。將危險(xiǎn)角統(tǒng)計(jì)求和即為該側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子段的總危險(xiǎn)角。

單側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)造成整機(jī)災(zāi)難性事件的概率為：(1#轉(zhuǎn)子段總危險(xiǎn)角/360)×(1#轉(zhuǎn)子段轉(zhuǎn)子數(shù)量/總轉(zhuǎn)子數(shù)量)×100%+(2#轉(zhuǎn)子段總危險(xiǎn)角/360)×(2#轉(zhuǎn)子段轉(zhuǎn)子數(shù)量/總轉(zhuǎn)子數(shù)量)×100%。

表4單個(gè)1/3轉(zhuǎn)子碎片對飛機(jī)實(shí)體元素的掃掠角

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

全機(jī)由于左、右發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容造成的災(zāi)難性概率為：(左發(fā)概率+右發(fā)概率)/2，并將得出概率值與AC20-128A第10(c)條中規(guī)定的值進(jìn)行比較。如果不滿足規(guī)定值，則須進(jìn)行調(diào)整設(shè)計(jì)，同時(shí)避免產(chǎn)生新的危險(xiǎn)角。

表5　多轉(zhuǎn)子碎片損傷概率

特別需要提出的是，結(jié)構(gòu)損傷是不能通過計(jì)算分析發(fā)生概率來表明符合性的。

對多個(gè)轉(zhuǎn)子碎片的概率性分析，只考慮對多備份的功能系統(tǒng)構(gòu)成的災(zāi)難性頂事件。多個(gè)轉(zhuǎn)子碎片的概率取最大值，驗(yàn)證其小于AC20-128A第10(c)條中規(guī)定的值，同樣，如果不滿足，則須進(jìn)行設(shè)計(jì)調(diào)整。表5中給出的實(shí)例飛機(jī)的多個(gè)1/3轉(zhuǎn)子碎片對飛機(jī)多備份系統(tǒng)的損傷概率情況，最大為4%，小于規(guī)定概率值10%[3]。

8結(jié)論

1) 本文所論及的飛機(jī)設(shè)計(jì)中關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容的設(shè)計(jì)計(jì)算、分析和適航驗(yàn)證方法和工作步驟，得到了CAAC和FAA適航審查組的認(rèn)可，有效指導(dǎo)了該實(shí)例飛機(jī)針對CCAR/FAR23.903(b)部分第(1)條要求的符合性設(shè)計(jì)驗(yàn)證工作。

2) 以此為指導(dǎo)，開展的實(shí)例飛機(jī)關(guān)于轉(zhuǎn)子碎片非包容設(shè)計(jì)防范和考慮，結(jié)構(gòu)布局和設(shè)計(jì)，以及由轉(zhuǎn)子碎片非包容造成的全機(jī)災(zāi)難性事故概率完全滿足AC20-128A相關(guān)設(shè)計(jì)規(guī)范及定量危險(xiǎn)等級的建議或要求。

3) 對與發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容相關(guān)的飛機(jī)設(shè)計(jì)工作中的設(shè)備安裝、系統(tǒng)線系走向和備份、結(jié)構(gòu)布局和強(qiáng)度設(shè)計(jì)等，發(fā)動(dòng)機(jī)的總體布局有關(guān)鍵根本性影響，因此必須在初步設(shè)計(jì)之初即予以充分全面的考慮。

4) 一般的，發(fā)動(dòng)機(jī)艙、機(jī)身蒙皮等組成的兩層以上蒙皮結(jié)構(gòu)對小碎片具有有效的阻擋穿透的能力。

5) AC20-128A中給出的設(shè)計(jì)指導(dǎo)原則和分析方法具有普遍的指導(dǎo)意義，但其提供的適航驗(yàn)證符合性方法并非強(qiáng)制的，如本文實(shí)例飛機(jī)所采用的轉(zhuǎn)子段分析、省略飛行階段危險(xiǎn)因子等方法或裁剪既得到了CAAC認(rèn)可，又能極大縮短工程研制周期。

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陸入成男， 學(xué)士， 高級工程師。主要研究方向： 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)。

Tel.： 0451-86583388

E-mail： kilorc@163.com

李先哲男， 學(xué)士， 研高工。主要研究方向： 飛機(jī)氣動(dòng)力、總體設(shè)計(jì)。

Tel.：0451-86583218

E-mail：feijisuo@hafei.com

李洋男， 學(xué)士， 研高工。主要研究方向： 直升機(jī)/飛機(jī)總體設(shè)計(jì)。

Tel.： 0451-86583380

E-mail： feijisuo@hafei.com

胡文剛男， 學(xué)士， 工程師。主要研究方向： 飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)。

Tel.：0451-86582463

E-mail： feijisuo@hafei.com

滕超男， 學(xué)士， 工程師。主要研究方向： 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)。

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(xiàn)標(biāo)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(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間： 2015-12-1611:06

網(wǎng)絡(luò)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(jī)設(shè)計(jì)中發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子碎片非包容性設(shè)計(jì)[J]． 航空學(xué)報(bào), 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