陳柳金，何法江，呂鴻雁CHEN Liujin, HE Fajiang, LV Hongyan

（上海工程技術(shù)大學(xué)航空運(yùn)輸學(xué)院，上海 201620）

0 引 言

天氣是一項(xiàng)重大因素，較多航班因?yàn)樘鞖庥绊懚悠诨蛉∠?/p>

2020 年由于新冠疫情爆發(fā)，2020 年航空客運(yùn)需求相比于2019 年跌幅達(dá)65.9%，是航空史以來下降幅度最大的一年。嚴(yán)重打擊了國內(nèi)外的航空企業(yè)。在此期間，中國大力防控疫情，但歐美發(fā)達(dá)國家疏于防范疫情，導(dǎo)致疫情遍布全球，2020 年10 月新冠疫情第二次爆發(fā)，全球新冠感染者成指數(shù)級增長，使得國外民航客運(yùn)需求再次受到嚴(yán)重打擊，國內(nèi)航空相反客運(yùn)需求得到些許反彈。現(xiàn)階段2021 年國內(nèi)疫情已經(jīng)得到控制，所以國內(nèi)航空需求量正在穩(wěn)步提升，但國外疫情越發(fā)嚴(yán)重，尤其是衛(wèi)生防控一般的國家，國內(nèi)受感染人數(shù)劇增，這樣也導(dǎo)致國際航班需求量大大減少。

現(xiàn)代航空業(yè)發(fā)展迅猛，但國內(nèi)航空發(fā)動機(jī)制造業(yè)還處在起步階段。航空發(fā)動機(jī)的核心單元體是壓氣機(jī)，壓氣機(jī)集結(jié)現(xiàn)有材料和技術(shù)的頂尖技術(shù)，是飛機(jī)的“心臟”。航空發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)組件由葉片和導(dǎo)葉組成，葉片的主要功能是通過其典型的管道形狀來引導(dǎo)氣流。這些葉片把旋轉(zhuǎn)能轉(zhuǎn)化為靜壓來增加空氣壓力。葉片以某一個角度放置，使得排出的空氣以最佳有效角度導(dǎo)入下一級的轉(zhuǎn)子葉片。根據(jù)發(fā)動機(jī)壓縮機(jī)部分的級數(shù)，該過程重復(fù)幾次。

壓氣機(jī)又可以分為離心式壓氣機(jī)和軸流式壓氣機(jī)。壓氣機(jī)葉片主體結(jié)構(gòu)分為葉尖區(qū)域、前緣區(qū)域、后緣區(qū)域、葉身根部過渡區(qū)域、葉盆和葉背。

航空發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)大部分的損傷都集中在葉片處?？蜋C(jī)運(yùn)行會遇到極端天氣或者鳥群。當(dāng)發(fā)動機(jī)葉片受到外來物體撞擊時葉片會形成外物損傷，航空發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)葉片的外物損傷分為硬物損傷和軟物損傷，葉片受到硬物損傷分兩種情況，其一是當(dāng)飛機(jī)在飛機(jī)跑道上起飛和降落時，容易讓一些小石塊、沙礫和一些小型金屬物件受到飛機(jī)飛行氣流的影響而進(jìn)入航空發(fā)動機(jī)內(nèi)的葉片，使之造成硬物損傷。第二種情況是當(dāng)飛機(jī)在高空飛行時容易遇到冰雹和冰塊，冰塊的硬度取決于它的溫度，如果冰塊溫度較高，那么冰塊對葉片造成的損傷可歸類為軟物損傷，當(dāng)冰塊溫度較低時，冰塊對葉片造成的損傷可歸類為硬物損傷。當(dāng)撞擊物是鳥時，鳥對葉片造成的損傷是軟物損傷。

鳥撞擊發(fā)動機(jī)葉片危害極大，一只體重為0.5 公斤的小鳥撞上時速為900 公里的飛機(jī)時，鳥造成的的沖擊力將達(dá)到191kg，足以摧毀葉片。在1988 年的埃塞俄比亞，一架波音737 在爬升到3 800 米的高空中時，遇到鳥群，撞上發(fā)動機(jī)造成的飛行事故，致85 人死亡，21 人受傷。

硬物損傷常見表現(xiàn)形式分為：缺口、撕裂、凹坑/鼓包、劃痕和卷曲。其中缺口的損傷一般表現(xiàn)為壓氣機(jī)葉片的前后緣區(qū)域存在材料損失，在前后緣區(qū)域形成一定深度和寬度的孔洞；撕裂損傷通常被視為最危險的損傷，主要表現(xiàn)形式為壓氣機(jī)葉片受到外物沖擊形成剪切力使葉片撕裂出裂縫，撕裂存在裂紋不擴(kuò)展和裂紋擴(kuò)展，危害性較大；凹坑/鼓包主要表現(xiàn)為壓氣機(jī)葉片受到外物沖擊形成凹坑或鼓包；劃痕分深淺，葉片受到外物沖擊時會造成不同深淺的劃痕；卷曲表現(xiàn)為壓氣機(jī)葉片前后緣及葉尖處材料發(fā)生卷曲變形。

在葉片外物損傷的研究中，國外的外物損傷研究起步較早。1956 年，美國劉易斯飛行推進(jìn)器實(shí)驗(yàn)室的A. Kanufman 等人研究了各種外物損傷對壓氣機(jī)葉片疲勞強(qiáng)度的影響。1959 年，英國Dunham 等人首次運(yùn)用機(jī)械加工缺口法在鋼、鈦和鋁三種材料的葉片上進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，測量損傷葉片的疲勞強(qiáng)度。1982 年，T. Nicholas 等人用平板代替葉片，通過一系列硬粒子沖擊試驗(yàn)，研究了鈦合金前緣形貌的沖擊損傷。疲勞試驗(yàn)是用來評估損傷的嚴(yán)重程度的等效彈應(yīng)力集中系數(shù)。幾何尺度的概念是通過在沖擊試驗(yàn)中使用不同的前緣厚度和彈丸大小來研究的，損傷類型的觀察和臨界速度概念的使用傾向于驗(yàn)證尺度的概念。損傷的發(fā)生取決于撞擊速度。對于一個給定的粒子沖擊一個給定的前緣，隨著速度的增加會出現(xiàn)一系列的損傷類型。在一定的速度下，基本上沒有發(fā)生損傷，粒子明顯地從葉片上反彈。隨著沖擊速度的增加，前緣凹陷或凸起的數(shù)量也隨之增加。在某一高速，即臨界速度下，凹痕或凸起達(dá)到最大，前緣開始撕裂。在較高的速度下，彈丸完全穿透葉片，隨著速度的增加，留下越來越光滑的孔洞。疲勞試驗(yàn)表明，最大損傷或疲勞壽命最大降低發(fā)生在葉片凹陷形成撕裂的臨界速度。在這一點(diǎn)上的損害被稱為臨界損害。1996 年CHANG JCI 等人研究發(fā)現(xiàn)葉片在超過1Khz 頻率下、應(yīng)力幅低、大于等于10cycle 的循環(huán)數(shù)下會發(fā)生HCF 失效。2018年Rajesh Sharma 等人研究了葉片被外物沖擊后留下的殘留物。

近年來，浙江省金華市人大常委會探索開展財政專項(xiàng)支出第三方績效評價工作，先后完成了保障性住房建設(shè)、科技創(chuàng)新支出等6個項(xiàng)目的第三方績效評價，今年又開展了農(nóng)村生活污水治理、居家養(yǎng)老服務(wù)機(jī)構(gòu)補(bǔ)助等4個項(xiàng)目的第三方績效評價，取得了良好效果。今年8月，該項(xiàng)工作獲評“浙江人大工作與時俱進(jìn)獎”提名獎。

國內(nèi)研究起步比較晚，并且對外物損傷的研究較少。在1990 年，南京航空學(xué)院的魯啟新和海軍航空工程學(xué)院的孫振德研究了外來物損傷對葉片疲勞壽命的影響，采用的是彈藥槍發(fā)射粒子的方法來模擬外來硬物損傷。在1998 年，南京航空航天大學(xué)的康繼東，采用電磁渦流激振來進(jìn)行葉片的震動疲勞實(shí)驗(yàn)。并且隨后提出壓氣機(jī)葉片外物損傷模擬的撞擊能量當(dāng)量法，然后通過實(shí)驗(yàn)觀察壓氣機(jī)葉片損傷的形態(tài)與撞擊能量之間的變化關(guān)系，為后續(xù)壓氣機(jī)葉片的硬物損傷研究提供了又一有力手段。

1 模型建立

1.1 物理模型。需要先選取關(guān)鍵性的葉片，只需選取一圈葉片中的典型，然后進(jìn)行模型建立再進(jìn)行仿真分析，本文選取某民用航空發(fā)動機(jī)葉片作為研究對象，葉片的材質(zhì)為TC4。

1.2 葉片受力分析。航空發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)葉片在工作過程中將會承受多種力，壓氣機(jī)葉片受力主要分以下幾種：（1） 離心力。壓氣機(jī)葉片轉(zhuǎn)速高，可達(dá)每分鐘上萬轉(zhuǎn)，由此在其自重的作用下產(chǎn)生巨大的離心力。離心力對于葉片的作用會使葉片向徑向拉伸，還可能造成葉片的扭轉(zhuǎn)和彎曲。（2） 氣動力。壓氣機(jī)葉片壓縮吸入的氣體，氣體反作用于葉片表面形成氣動力。由于壓氣機(jī)葉片結(jié)構(gòu)復(fù)雜性，所以氣動力在葉片上是不均勻分布的。（3） 振動力。壓氣機(jī)在壓縮氣體的時候，氣流的擾動和轉(zhuǎn)軸的震動會使葉片發(fā)生振動，使壓氣機(jī)葉片發(fā)生振動應(yīng)力。

航空發(fā)動機(jī)葉片三維計算模型如圖1 所示。整個計算域采用建模軟件建模。利用有限元分析網(wǎng)格生成軟件劃分壓氣機(jī)葉片模型的計算網(wǎng)格。采用的是六面體網(wǎng)格建模，好處是提高網(wǎng)格質(zhì)量、加快收斂計算速度、網(wǎng)格正交性得以提高。如圖2 所示，壓氣機(jī)葉片網(wǎng)格劃分大小為1mm，總單元數(shù)143 萬個，總節(jié)點(diǎn)數(shù)27 萬個。

圖1 壓氣機(jī)葉片三維計算模型

圖2 壓氣機(jī)葉片網(wǎng)格劃分示意圖

1.3 邊界條件及算法。壓氣機(jī)葉片的材料均為TC4（Ti-6Al-4V） 鈦合金，在該模型葉根底部添加固定約束，并施加離心力。

2 靜力學(xué)分析

壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片工作時主要承受著高速轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的離心載荷，氣體作用產(chǎn)生的氣動載荷，榫頭固定位置的支撐力載荷。在靜力學(xué)分析暫不需要考慮彈性的影響，假設(shè)接觸面法向位移為零。施加約束：葉根底部固定約束；施加載荷：增壓比為1.2時的氣動載荷；施加旋轉(zhuǎn)：圍繞發(fā)動機(jī)軸線以額定轉(zhuǎn)速9 000RPM 旋轉(zhuǎn)。等效應(yīng)力云圖和總位移圖如圖3 所示。

靜力學(xué)分析顯示，葉身總應(yīng)力從左右葉尖慢慢向葉根中部變大。葉片與緣板的連接處中間是應(yīng)力最大的地方，如圖3（a）。葉身總位移從葉尖至葉根逐漸減小，最大位移出現(xiàn)在葉尖，如圖3（b）。

圖3 靜力學(xué)分析結(jié)果示意圖

3 模態(tài)分析

下面微分方程為動力學(xué)控制方程：

在模態(tài)分析中有幾種情形可以簡化微分方程。

六個矩陣跟動力學(xué)控制方程相似。

由于葉片實(shí)際工作中振動形式復(fù)雜多樣，本文在對葉片進(jìn)行模態(tài)分析時對振動形式進(jìn)行了必要的簡化，只考慮葉片在額定轉(zhuǎn)速慣性力下的自激振動的振動模態(tài)，忽略葉片非正常工作中的顫振、喘振等振動形式對葉片振型的影響。施加約束：葉根底部榫頭位置固定約束；施加載荷：增壓比為1.2 時的氣動載荷；施加旋轉(zhuǎn)：圍繞發(fā)動機(jī)軸線以額定轉(zhuǎn)速9 000RPM 旋轉(zhuǎn)；環(huán)境溫度：23℃。對葉片前6 階振型等效振動應(yīng)力進(jìn)行仿真，等效振動應(yīng)力分布如圖4 所示。

圖4 葉片等效振動應(yīng)力分布圖

從葉片前6 階振型的振動載荷分布看，紅色區(qū)域是受力最大區(qū)域，振動應(yīng)力最大值主要出現(xiàn)在葉根進(jìn)氣邊、葉身中部、葉尖進(jìn)氣邊等區(qū)域。其中，葉根和葉尖進(jìn)氣邊是各階振動應(yīng)力比較集中的區(qū)域，這也是壓氣機(jī)葉片較常受到損傷的部位。

通過有限元軟件仿真研究得到航空發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)葉片的易受損部位，可以對相應(yīng)部位進(jìn)行研究加強(qiáng)強(qiáng)度，使得航空發(fā)動機(jī)葉片的使用壽命得以增強(qiáng)，保證航空運(yùn)輸?shù)姆€(wěn)定性和持續(xù)性。通過將葉片外物損傷進(jìn)行分類，依據(jù)國內(nèi)外的維修手冊制定不同的維修策略。國內(nèi)發(fā)動機(jī)維修手冊現(xiàn)階段暫時還不完善，需要收集大量葉片外物損傷信息，對損傷進(jìn)行分類研究。來加強(qiáng)我國國內(nèi)對航空發(fā)動機(jī)的研究。

4 結(jié) 論

綜合有限元軟件的靜力學(xué)分析與模態(tài)分析結(jié)果，某型航空發(fā)動壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片承受載荷主要集中在葉根進(jìn)氣邊、葉身中部、葉尖等區(qū)域。這些區(qū)域的載荷集中部位與該葉片故障部位統(tǒng)計中常見損傷部位分布基本具有一致性。葉片載荷集中部位就是葉片較常受到損傷部位，因此有限元軟件仿真結(jié)果基本能夠客觀反映壓氣機(jī)葉片正常工作中實(shí)際受載情況。

葉片外物損傷是航空客機(jī)較常發(fā)生的事故，輕則安穩(wěn)降落，重則機(jī)毀人亡，所以除了其他天氣、疫情等影響因素，要格外重視檢修航空發(fā)動機(jī)葉片，并采取相應(yīng)的預(yù)防措施，對登機(jī)人員的安全和物流的時效性做出保障。

在交通運(yùn)輸領(lǐng)域，安全至關(guān)重要，航空事故非常嚴(yán)重，所以要保證民用航空的安全性和時效性，就要保證每一個環(huán)節(jié)都十分嚴(yán)謹(jǐn)，做到萬無一失，確保人與物的安全。