劉志強(qiáng)，李從富，賈林，柴象海

中國航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，上海 200241

航空發(fā)動(dòng)機(jī)是航空器的“心臟”，而風(fēng)扇葉片是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵轉(zhuǎn)動(dòng)部件之一[1]，其設(shè)計(jì)制造水平對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)先進(jìn)設(shè)計(jì)指標(biāo)的實(shí)現(xiàn)起著至關(guān)重要的作用，目前掌握大涵道比民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片設(shè)計(jì)制造能力的主要有美國通用電氣航空（GE）和普拉特-惠特尼（P&W）、英國羅爾斯-羅伊斯（RR）、法國斯奈克瑪（SNECMA）4 家公司。傳統(tǒng)的實(shí)心風(fēng)扇葉片重量大，不能滿足現(xiàn)有商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)低油耗等方面的要求。早在20 世紀(jì)，英國、美國等一些國家的航空發(fā)動(dòng)機(jī)公司開始著手研制采用鈦合金板材和特殊成形工藝來制造寬弦空心風(fēng)扇葉片，如蜂窩空心結(jié)構(gòu)、瓦倫空心結(jié)構(gòu)、槽形空心結(jié)構(gòu)等，其中在寬弦空心風(fēng)扇葉片方面，RR公司在RB211-535E4、V2500、Trent700、Trent800、Trent900等型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行應(yīng)用，P&W公司在PW4084等型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行應(yīng)用[2-3]。寬弦鈦合金空心風(fēng)扇葉片推動(dòng)了發(fā)動(dòng)機(jī)減重、油耗降低，提高了飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性和降低了航空公司的運(yùn)營成本。

國內(nèi)某大涵道比民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)，為滿足大型客機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)大推力、低油耗等需求，結(jié)構(gòu)上要求采用大尺寸風(fēng)扇葉片以增加外涵流量，選用鈦合金寬弦空心風(fēng)扇葉片的研制方案，前方無遮擋物。由于鳥撞是威脅飛行安全，甚至導(dǎo)致航空災(zāi)難的重要因素之一[4]，風(fēng)扇葉片可能被直接打斷或被打傷，因此必須保證風(fēng)扇葉片具備足夠的抗鳥撞能力。國內(nèi)外適航條例均要求通過鳥撞試驗(yàn)的方法對(duì)風(fēng)扇葉片抗鳥撞性能進(jìn)行評(píng)估。國外各航空發(fā)動(dòng)機(jī)公司經(jīng)過長期的研制，建立了完善的風(fēng)扇葉片鳥撞試驗(yàn)平臺(tái)并積累了豐富的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，用于指導(dǎo)葉片設(shè)計(jì)、分析與試驗(yàn)驗(yàn)證[5-6]，國內(nèi)這方面技術(shù)的積累相對(duì)較少。

為驗(yàn)證該鈦合金空心風(fēng)扇葉片的強(qiáng)度，需要開展抗鳥撞損傷分析與試驗(yàn)研究。本研究根據(jù)適航條例要求，開展葉片靜止?fàn)顟B(tài)下中鳥和大鳥撞擊參數(shù)敏感性仿真分析，得到中鳥鳥撞最危險(xiǎn)工況和大鳥鳥撞最危險(xiǎn)、次危險(xiǎn)工況，開展靜止葉片中鳥和大鳥鳥撞試驗(yàn)，獲取試驗(yàn)后葉片損傷情況，仿真與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。本研究可為空心風(fēng)扇葉片強(qiáng)度設(shè)計(jì)和旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下鳥撞試驗(yàn)提供支撐。

1 試驗(yàn)對(duì)象

試驗(yàn)對(duì)象為國內(nèi)某在研的TC4材料的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)空心風(fēng)扇葉片，幾何模型如圖1所示。

圖1 鈦合金空心風(fēng)扇葉片F(xiàn)ig.1 Titanium alloy hollow fan blade

根據(jù)適航要求，航空發(fā)動(dòng)機(jī)鳥撞擊考核應(yīng)采用全臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)吞鳥試驗(yàn)來實(shí)施，但限于目前不具備開展此風(fēng)扇葉片旋轉(zhuǎn)狀態(tài)鳥撞試驗(yàn)條件，參照適航規(guī)章要求，轉(zhuǎn)換到靜止?fàn)顟B(tài)下開展鳥撞試驗(yàn)，關(guān)注在不同撞擊位置、不同鳥速、不同轉(zhuǎn)速下的葉片損傷情況。

2 撞擊參數(shù)敏感性分析

光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)方法[7]（SPH）將材料處理成一組具有速度、能量、質(zhì)量特征的粒子組合，并描述為一個(gè)與流體相關(guān)的插值點(diǎn)。SPH作為一種基于拉格朗日技術(shù)的自適應(yīng)無網(wǎng)格粒子法，在流固耦合問題求解中，可以避免Lagrange網(wǎng)格扭曲畸變，克服Euler方法難以跟蹤變形和不識(shí)別材料界面的問題[8-9]，近年來在鳥撞試驗(yàn)有限元仿真模擬中使用較多[8-12]，本研究采用該方法進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。

鳥體進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)葉片時(shí)葉片與鳥體的相對(duì)位置關(guān)系如圖2 所示。將旋轉(zhuǎn)葉片轉(zhuǎn)換到靜止?fàn)顟B(tài)下，若不考慮風(fēng)扇葉片的氣動(dòng)外形和撞擊后鳥體的變形，假設(shè)鳥為圓柱體，由發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子風(fēng)扇葉片角速度ω0、風(fēng)扇葉片數(shù)目N、葉片撞擊半徑高度r、鳥體速度vb、鳥體直徑D、鳥體密度ρ，根據(jù)式（1）～式（4）即可求得鳥體切片長度L、鳥體切片質(zhì)量m、鳥體相對(duì)葉片的鳥撞速度vr和撞擊角度β。

圖2 鳥體進(jìn)入葉片示意圖Fig.2 Schematic diagram of bird closing to blades

2.1 中鳥撞擊參數(shù)分析

（1）主要參數(shù)范圍

根據(jù)適航條款CCAR-33.76（1）和（3）的要求，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)喉道面積大于等于1.35m2且小于3.9m2時(shí)，中鳥群鳥的數(shù)量和質(zhì)量要求為一只1.15kg 的中鳥加6 只0.70kg 的小鳥，附加的完整性評(píng)估對(duì)鳥的數(shù)量和質(zhì)量要求為兩只1.15kg的中鳥，本發(fā)動(dòng)機(jī)屬于此范圍。根據(jù)模擬鳥彈密度和長徑比2∶1，由質(zhì)量1.15kg即可反算模擬鳥彈的尺寸。

根據(jù)CCAR-33.76（c）（1）要求，鳥體速度范圍是從地面到正常飛行高度所使用的空速，但應(yīng)不小于飛機(jī)的起飛決斷速度。根據(jù)飛機(jī)的設(shè)計(jì)任務(wù)剖面起飛爬升階段速度為v1和最小起飛決斷速度v2，確定中鳥撞擊速度范圍上限為v1、下限為v2。

為確定發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速對(duì)中鳥撞擊后葉片損傷的影響，選擇飛機(jī)下降末階段空中慢車狀態(tài)下的風(fēng)扇轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速n1和高溫起飛狀態(tài)下風(fēng)扇轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速n2分別為鳥撞擊分析轉(zhuǎn)速的下限和上限。

（2）危險(xiǎn)位置

選取鳥體速度為最小起飛決斷速度v2和轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速為高溫起飛狀態(tài)下風(fēng)扇紅線轉(zhuǎn)速n2，根據(jù)式（1）和式（2）確定鳥彈切片參數(shù)。葉片采用六面體SOLID 單元、材料屬性采用應(yīng)變率相關(guān)彈塑性本構(gòu)模型，鳥體采用SPH模型，鳥體撞擊位置從流道的10%依次增至90%，利用LS-Dyna軟件對(duì)各算例進(jìn)行顯示動(dòng)力學(xué)仿真分析，有限元仿真模型如圖3所示。

圖3 鳥體撞擊葉片不同高度示意圖Fig.3 Schematic diagram of bird strike blade at different height

仿真分析得到鳥撞位置從10%到90%葉高時(shí)風(fēng)扇葉片應(yīng)力、塑性應(yīng)變分布如圖4所示，其中撞擊30%葉高位置葉片后緣有最大的塑性應(yīng)變區(qū)域分布，撞擊不同葉高葉尖前緣變形量如圖5所示，撞擊高度在30%時(shí)變形量最大。

圖4 撞擊不同葉高2ms時(shí)葉片應(yīng)力和塑性應(yīng)變?cè)茍DFig.4 Stress and plastic strain distribution of bird strike blade from different height at 2ms

圖5 鳥體撞擊不同葉高葉尖前緣變形量Fig.5 Deformation of leaf apex leading edge when birds strike blade at different height

（3）危險(xiǎn)鳥速

前文中確定吸入鳥體的速度范圍為最小起飛決斷速度v2至起飛爬升階段速度v1，為確定鳥體撞擊速度對(duì)鳥撞結(jié)果的影響，在v2至v1之間從小到大另取三個(gè)速度，計(jì)算以這5 個(gè)速度撞擊風(fēng)扇葉片流道30%高度位置，通過比較鳥撞后葉片的損傷情況確定葉高方向最危險(xiǎn)的吸鳥速度。根據(jù)式（1）和式（2）計(jì)算出在不同撞擊速度下鳥體模型的參數(shù)，對(duì)各算例進(jìn)行仿真分析，葉片應(yīng)力、塑性應(yīng)變分布如圖6所示，各算例中撞擊區(qū)域葉片的前、后緣均產(chǎn)生塑性變形，后緣塑性變形大于前緣不同鳥速撞擊葉尖前緣變形量，如圖7所示，鳥速從v2增至v1，塑性應(yīng)變區(qū)域呈減小的趨勢(shì)，鳥速為最小起飛決斷速度v2時(shí)葉尖前緣變形量最大。

圖6 不同鳥速撞擊2ms時(shí)葉片應(yīng)力和塑性應(yīng)變?cè)茍DFig.6 Stress and plastic strain distribution of bird strike blade with different bird speed at 2ms

圖7 不同鳥速撞擊葉尖前緣變形量Fig.7 Deformation of leaf apex leading edge when birds strike blade with different bird speed

（4）危險(xiǎn)轉(zhuǎn)速

前文中確定發(fā)生鳥撞的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速范圍為下降末階段空中慢車狀態(tài)下的風(fēng)扇轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速n1至高溫起飛狀態(tài)下風(fēng)扇轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速n2，為確定鳥體撞擊速度對(duì)鳥撞結(jié)果的影響，計(jì)算風(fēng)扇在n1、(n1+n2)/2 和n2轉(zhuǎn)速下，鳥體以最小起飛決斷速度v2撞擊風(fēng)扇葉片流道30%高度位置，各算例仿真結(jié)果如圖8所示，不同轉(zhuǎn)速撞擊葉尖前緣變形量如圖9所示，轉(zhuǎn)速從n1增至n2，塑性應(yīng)變區(qū)域呈增加的趨勢(shì)，n2時(shí)葉尖前緣變形量最大。

圖8 不同轉(zhuǎn)速撞擊2ms時(shí)葉片應(yīng)力和塑性應(yīng)變?cè)茍DFig.8 Stress and plastic strain distribution of bird strike blade with different spin speed at 2ms

圖9 不同轉(zhuǎn)速撞擊葉尖前緣變形量Fig.9 Deformation of leaf apex leading edge when birds strike blade with different spin speed

根據(jù)上述分析，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速為紅線轉(zhuǎn)速n2時(shí)，中鳥以最小起飛決斷速度v2撞擊葉片流道30%高度位置為最危險(xiǎn)的中鳥鳥撞工況，根據(jù)圖2 和式（1）～式（4），確定靜止葉片中鳥鳥撞的單個(gè)切片長度、單個(gè)切片質(zhì)量、撞擊靜止葉片鳥體速度和風(fēng)扇軸軸線與炮管軸線夾角等參數(shù)。

2.2 大鳥撞擊參數(shù)分析

根據(jù)CCAR-33.76（b）（1）適航條例要求，喉道面積大于等于1.35m2并且小于3.90m2的發(fā)動(dòng)機(jī)，單只大鳥質(zhì)量為2.75kg。根據(jù)適航要求，大鳥的吸入速度為200kn（即370.4km/s），發(fā)動(dòng)機(jī)的工況為高溫起飛狀態(tài)，風(fēng)扇紅線轉(zhuǎn)速n2，鳥體撞擊位置應(yīng)為最關(guān)鍵的暴露位置。計(jì)算鳥體撞擊風(fēng)扇葉片流道10%、30%、50%、70%、90%高度位置，通過比較鳥撞后葉片的損傷情況確定最危險(xiǎn)的葉高位置。仿真計(jì)算得到鳥體撞擊葉片不同位置后葉片的應(yīng)力、塑性應(yīng)變?cè)茍D對(duì)比，如圖10 所示，撞擊70%葉高位置具有最大的應(yīng)力分布區(qū)間和最大的塑性應(yīng)變。撞擊不同葉高葉尖前緣變形量如圖11所示，撞擊30%流道高度位置具有最大的整體變形量。

圖10 大鳥撞擊不同葉高2ms時(shí)葉片應(yīng)力和塑性應(yīng)變?cè)茍DFig.10 Stress and plastic strain distribution of big bird strike blade from different height at 2ms

圖11 撞擊不同葉高葉尖前緣變形量Fig.11 Deformation of leaf apex leading edge when big birds strike blade at different height

仿真得到最危險(xiǎn)的撞擊位置為70%流道高度處，次危險(xiǎn)撞擊位置為30%流道高度處。根據(jù)圖2和式（1）～式（4），確定靜止葉片大鳥最危險(xiǎn)點(diǎn)和次危險(xiǎn)點(diǎn)撞擊的單個(gè)切片長度、單個(gè)切片質(zhì)量、撞擊靜止葉片鳥體速度和風(fēng)扇軸軸線與炮管軸線夾角等參數(shù)。

3 試驗(yàn)實(shí)施與分析

設(shè)計(jì)安裝架及夾具工裝如圖12所示，試驗(yàn)件通過夾具固定在安裝臺(tái)上，安裝臺(tái)高度可調(diào)以實(shí)現(xiàn)鳥彈撞擊葉片不同高度位置，安裝盤上設(shè)有角度標(biāo)尺以調(diào)整撞擊角度，兩邊設(shè)有頂塊防止撞擊時(shí)發(fā)生軸向竄動(dòng)。

圖12 試驗(yàn)件安裝示意圖Fig.12 Schematic diagram of blade in fixed situation

由于中鳥撞擊對(duì)葉片的變形和損傷明顯小于大鳥撞擊，因此僅對(duì)前文確定大鳥撞擊70%和30%葉高位置鳥撞兩種工況進(jìn)行仿真，以驗(yàn)證夾具強(qiáng)度。大鳥撞擊后20 CrMo 材料的榫頭座夾具塑性應(yīng)變分布如圖13 所示，70%葉高撞擊位置夾具塑性變形量相對(duì)較大，夾具整體結(jié)構(gòu)完好，邊緣存在局部塑性變形，最大等效塑性應(yīng)變?yōu)?.34%，塑性影響區(qū)較小，不影響夾具強(qiáng)度，夾具的微小塑性變形對(duì)后續(xù)試驗(yàn)無影響。30%葉高撞擊位置的塑性應(yīng)變?yōu)?.00%，比70%葉高撞擊位置更小。因此，夾具設(shè)計(jì)方案滿足強(qiáng)度要求。

圖13 大鳥撞擊后夾具塑性應(yīng)變分布Fig.13 Plastic strain distribution of adapter after bird strike blade test

本試驗(yàn)使用固定高速氣炮試驗(yàn)器，試驗(yàn)器方案如圖14所示，試驗(yàn)設(shè)備由控制系統(tǒng)、供氣系統(tǒng)、儲(chǔ)氣罐、控制氣室、炮管及支架、裝填機(jī)構(gòu)、彈托分離器、高速攝像機(jī)及相關(guān)配套設(shè)施組成，炮口設(shè)有彈托分離器將彈托與明膠鳥彈分離，使用激光測速儀測量鳥彈撞擊速度，使用高速攝像機(jī)輔助測速及拍攝鳥彈撞擊姿態(tài)。試驗(yàn)前制作符合試驗(yàn)尺寸和質(zhì)量要求的明膠鳥彈，使用彈托包裹明膠鳥彈，進(jìn)行發(fā)射壓力標(biāo)定試驗(yàn)，使發(fā)射速度滿足要求，使用激光水平儀確定撞擊點(diǎn)位置，調(diào)整安裝臺(tái)位置使目標(biāo)撞擊點(diǎn)位置滿足要求。

圖14 試驗(yàn)器方案圖Fig.14 Scheme diagram of test facility

3.1 中鳥試驗(yàn)

選擇2.1節(jié)最危險(xiǎn)的工況開展中鳥撞擊試驗(yàn)，調(diào)試完成后開展正式試驗(yàn)。實(shí)際制作的鳥彈質(zhì)量、鳥彈速度分別為分析計(jì)算參數(shù)的101.4%、102.1%，誤差較小。通過高速攝像拍攝畫面，鳥撞姿態(tài)水平，撞擊時(shí)圖片如圖15所示，撞擊落點(diǎn)偏內(nèi)側(cè)約7mm、偏高約8mm，試驗(yàn)后目視檢查未見明顯裂紋。根據(jù)實(shí)際試驗(yàn)實(shí)施的鳥彈參數(shù)進(jìn)行仿真分析，塑性變形量0.01 仿真計(jì)算結(jié)果如圖16 所示，葉片無損傷，與試驗(yàn)相符。30%高度位置葉片強(qiáng)度高，中鳥不足以使葉片產(chǎn)生塑性變形和損傷，鳥撞位置偏內(nèi)側(cè)，又進(jìn)一步減小了鳥撞對(duì)葉片的損傷。

圖15 中鳥撞擊時(shí)畫面Fig.15 Picture of middle bird strike the blade

圖16 中鳥撞擊仿真計(jì)算結(jié)果Fig.16 Simulation result of middle bird strike the blade

3.2 大鳥試驗(yàn)

受限于氣炮的硬件條件，鳥彈速度達(dá)到300m/s以上時(shí)存在控制精度差、姿態(tài)控制難度大等問題，選用2.2 節(jié)次危險(xiǎn)點(diǎn)工況開展大鳥撞擊試驗(yàn)。實(shí)際制作的鳥彈質(zhì)量、速度分別為分析計(jì)算參數(shù)的100.3%、99.64%，誤差較小。通過高速攝像拍攝畫面，鳥撞姿態(tài)水平，撞擊時(shí)圖片如圖17 所示，落點(diǎn)偏內(nèi)側(cè)約8mm，高度基本一致，試驗(yàn)后葉片未斷裂，目視檢查試驗(yàn)件未發(fā)現(xiàn)裂紋缺陷，葉背面85%葉高有連續(xù)點(diǎn)狀凸起；排氣邊約60%葉高可見明顯變形，如圖18所示。

圖17 大鳥撞擊時(shí)畫面Fig.17 Picture of big bird strike the blade

圖18 試驗(yàn)后葉片變形Fig.18 Blade deformation after test

根據(jù)實(shí)際試驗(yàn)實(shí)施的鳥彈參數(shù)，進(jìn)行仿真分析，塑性變形量0.01仿真計(jì)算結(jié)果如圖19所示，能反映60%葉高排氣邊塑性變形，與鳥撞位置和葉型有關(guān)，證明了仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性。

圖19 大鳥撞擊仿真計(jì)算結(jié)果Fig.19 Simulation result of big bird strike the blade

4 結(jié)論

本文通過開展鈦合金空心風(fēng)扇葉片鳥撞仿真分析和明膠鳥彈試驗(yàn)，得出如下結(jié)論：

（1）對(duì)于中鳥撞擊，仿真得到最危險(xiǎn)工況為發(fā)動(dòng)機(jī)高溫起飛狀態(tài)下中鳥以最小起飛決斷速度撞擊葉片流道30%高度位置，最危險(xiǎn)工況試驗(yàn)后葉片無損傷。

（2）對(duì)于大鳥撞擊，仿真得到最危險(xiǎn)和次危險(xiǎn)工況分別為高溫起飛狀態(tài)下鳥彈以適航要求的速度200kn撞擊葉片流道70%和30%高度位置，次危險(xiǎn)工況試驗(yàn)后葉片有損傷但未斷裂。

（3）試驗(yàn)和仿真結(jié)果吻合良好，可為空心風(fēng)扇葉片強(qiáng)度設(shè)計(jì)驗(yàn)證和旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下鳥撞試驗(yàn)提供支撐。

（4）未來將開展葉片真實(shí)鳥撞試驗(yàn)和旋轉(zhuǎn)狀態(tài)葉片鳥撞試驗(yàn)，驗(yàn)證葉片的抗單鳥與群鳥沖擊強(qiáng)度儲(chǔ)備和對(duì)氣動(dòng)性能的影響。