杜春林，邢軍，趙振強，何歆，戚震輝，江濤，葛巖，張超，李玉龍

1.西北工業(yè)大學，陜西 西安 710072

2.中國民用航空適航審定中心，北京 100102

航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子葉片由于長期在高溫、高轉(zhuǎn)速、高載荷的環(huán)境下工作，容易發(fā)生疲勞斷裂，斷裂部分會在巨大的離心力作用下被甩出，若發(fā)動機機匣不能包容該碎片，則飛出的高速高能碎片有可能會破壞飛機的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)或系統(tǒng)部件，造成機艙失壓、系統(tǒng)部件失效或設備失靈等多種風險，極有可能導致飛機出現(xiàn)災難性事故，帶來巨大的經(jīng)濟損失甚至人員傷亡。因此，發(fā)動機轉(zhuǎn)子包容性問題是進行發(fā)動機設計時必須考慮和解決的關(guān)鍵性問題。

轉(zhuǎn)子包容性主要是指發(fā)動機機匣要具有足夠的強度，以防止斷裂或脫落的葉片穿透機匣。民用航空發(fā)動機必須滿足相關(guān)適航規(guī)章并獲得適航當局的批準才能投入使用，國內(nèi)外適航標準對于發(fā)動機轉(zhuǎn)子包容性都有明確要求。國外從20 世紀80 年代開始展開對發(fā)動機轉(zhuǎn)子葉片包容性的研究，包容性的分析和試驗方法已經(jīng)比較成熟。我國由于開展相關(guān)研究時間較短，民用航空發(fā)動機研發(fā)和適航取證經(jīng)驗不足，對于包容性相關(guān)適航條款的理解不夠充分，對于如何表明發(fā)動機設計對于相關(guān)標準的符合性的路徑和方法不清晰，缺少相關(guān)實踐經(jīng)驗。

本文主要解析國內(nèi)外主流適航規(guī)章對于發(fā)動機轉(zhuǎn)子包容性的要求，并闡述向適航當局表明發(fā)動機設計滿足轉(zhuǎn)子包容性相關(guān)適航條款的方法。

1 包容性適航條款及其發(fā)展歷史

1.1 中國適航規(guī)章對發(fā)動機包容性的要求

我國現(xiàn)行有效的民用航空發(fā)動機適航規(guī)章為2012年1月1 日施行的《航空發(fā)動機適航規(guī)定》（CCAR-33-R2），其中對發(fā)動機轉(zhuǎn)子包容性共有三處要求。

（1）發(fā)動機的設計與構(gòu)造必須使發(fā)動機在翻修周期之間不安全狀態(tài)的發(fā)展減至最小。壓氣機和渦輪轉(zhuǎn)子機匣的設計必須對因轉(zhuǎn)子葉片失效而引起的破壞具有包容性。必須確定由于轉(zhuǎn)子葉片失效，穿透壓氣機和渦輪轉(zhuǎn)子機匣后的轉(zhuǎn)子葉片碎片的能量水平和軌跡（對應CCAR-33.19 耐用性條款的（a）項）。

（2）除了本要求（3）規(guī)定外，除非在下列每一事故后發(fā)動機損壞的結(jié)果導致了自動停車，否則必須通過發(fā)動機試驗驗證：發(fā)動機能包容損壞件至少運轉(zhuǎn)15s不著火，并且其安裝節(jié)也不失效（對應CCAR-33.94 葉片包容性和轉(zhuǎn)子不平衡試驗條款的（a）項）：在以最大允許轉(zhuǎn)速運轉(zhuǎn)期間，最危險的壓氣機或風扇的一個葉片失效。該葉片失效必須出現(xiàn)在盤上最外層的固定榫槽處；或?qū)τ谡w葉盤轉(zhuǎn)子，葉片必須至少缺損80%。在以最大允許轉(zhuǎn)速運轉(zhuǎn)期間，最危險的渦輪葉片失效。該葉片失效必須出現(xiàn)在盤上最外部的固定榫槽處；或?qū)τ谡w葉盤轉(zhuǎn)子，該葉片必須至少缺損80%。必須根據(jù)渦輪葉片的重量（質(zhì)量）和其鄰近的渦輪機匣在與最大允許轉(zhuǎn)速運轉(zhuǎn)相關(guān)的溫度和壓力下的強度確定該最危險的渦輪葉片。

（3）基于根據(jù)試驗臺試驗、部件試驗或使用經(jīng)驗的分析如果符合下列條件，可以代替要求（2）規(guī)定的發(fā)動機試驗之一（對應CCAR-33.94葉片包容性和轉(zhuǎn)子不平衡試驗的（b）項）：某一試驗（上述規(guī)定的兩個試驗之一）產(chǎn)生的轉(zhuǎn)子不平衡量為最??；證明分析等同于上述某一試驗[1]。

1.2 適航條款的實質(zhì)含義

發(fā)動機包容性1.1節(jié)中要求（1）的實質(zhì)含義為：發(fā)動機結(jié)構(gòu)具有包容失效轉(zhuǎn)子葉片的能力，防止失效葉片從旋轉(zhuǎn)平面飛出發(fā)動機而對飛機結(jié)構(gòu)造成損傷；發(fā)動機的葉片碎片可以從發(fā)動機進口和出口飛出，發(fā)動機設計方需要確定葉片失效后碎片的能量水平和軌跡并提供給飛機設計方。1.1節(jié)中要求（2）的實質(zhì)含義為：要求采用發(fā)動機整機試驗的方法來驗證1.1節(jié)中的要求（1），即發(fā)動機結(jié)構(gòu)具有包容失效轉(zhuǎn)子葉片的能力，同時要求發(fā)動機在進行整機包容性試驗時在規(guī)定的時間內(nèi)不著火，并且其安裝結(jié)構(gòu)可以承受因轉(zhuǎn)子葉片脫離導致的發(fā)動機不平衡載荷。1.1節(jié)中要求（3）的實質(zhì)含義為：確定各類型發(fā)動機需要開展葉片包容試驗的次數(shù)。

1.3 美國適航規(guī)章發(fā)動機包容性相關(guān)條款的發(fā)展歷史

美國適航規(guī)章對發(fā)動機包容性的要求是：現(xiàn)行有效的美國聯(lián)邦航空局（FAA）關(guān)于發(fā)動機的適航規(guī)章（FAR Part 33）中對于發(fā)動機包容性的要求，與《航空發(fā)動機適航規(guī)定》（CCAR-33-R2）要求完全一致[2]。

美國適航規(guī)章對發(fā)動機包容性相關(guān)條款的要求并不是一成不變的，而是隨著航空發(fā)動機研制技術(shù)水平的提升和人類對于航空發(fā)動機安全性的認識而逐漸發(fā)展的。以下簡述相關(guān)條款的發(fā)展歷史。

（1）耐用性條款（FAR 33.19）發(fā)展歷程

FAA 在1965 年2 月1 日生效的FAR 33 第0 修正案中，即提出了33.19條耐用性的要求，當時只要求壓氣機和渦輪機匣能夠包容轉(zhuǎn)子葉片失效帶來的危害。

1980 年，F(xiàn)AA 在NPRM 80-21 中提出對于安裝渦輪發(fā)動機的飛機，在設計中必須考慮發(fā)動機轉(zhuǎn)子失效或燒穿發(fā)動機機匣事件對飛機的影響，盡可能減小上述事件對飛機的危害[3]。因此，F(xiàn)AA 擬對33.19 條新增一個要求，即要求發(fā)動機制造商確定可能飛出發(fā)動機機匣的高能轉(zhuǎn)子葉片碎片的影響。修正提案對原有33.19條的規(guī)定進行了更新，要求發(fā)動機申請人確定飛出發(fā)動機機匣的轉(zhuǎn)子葉片碎片的能量水平和軌跡。這些數(shù)據(jù)將幫助使用該發(fā)動機的飛機方進行飛機設計及審定，從而提高安全性水平。

FAA 在1984 年3 月26 日 生 效的FAR 33 第10 修 正 案中，增加了確定由轉(zhuǎn)子葉片失效導致的穿透機匣的葉片碎片的軌跡和能量的要求[4]。在2008 年12 月23 日生效的FAR 33第28修正案中，該條款中對發(fā)動機包容性的要求未發(fā)生任何變化[5]。

（2）葉片包容性和轉(zhuǎn)子不平衡試驗條款（FAR 33.94）發(fā)展歷程

發(fā)動機葉片包容性試驗的要求最早在1974 年生效的FAR 33 第6 修正案中33.77 條外物吸入條款中出現(xiàn)。當時將失效脫落的葉片作為發(fā)動機吸入的外來物考慮，要求發(fā)動機通過整機試驗的方法驗證其在運轉(zhuǎn)過程中，一片最重的壓氣機或渦輪葉片從最外側(cè)流道線或整個斷裂，或整體葉盤中從最少80%的整體葉片處斷裂，15s后將試驗發(fā)動機停車，其碎片吸入發(fā)動機后不會引起發(fā)動機著火或擊穿或產(chǎn)生過大的安裝節(jié)載荷或不能停車[6]。1980 年，F(xiàn)AA 在NPRM 80-21 中提出了刪除原33.77 條外物吸入中對于吸入失效轉(zhuǎn)子葉片的試驗要求，并新增33.94條葉片包容性和轉(zhuǎn)子不平衡試驗要求的修訂建議。FAA 提出的新增33.94條的內(nèi)容即本文1.1 節(jié)中的要求（2）和（3）。FAA 還認為符合b 款要求的基于臺架試驗、零部件試驗或使用經(jīng)驗的分析只能用來代替新增規(guī)章a 款要求中兩項試驗的其中一項。為了表明符合33.94條的要求，至少應完成一項發(fā)動機試驗，以確保發(fā)動機機匣能夠包容葉片失效所導致的損傷，并且發(fā)動機能夠在失效葉片所導致的不平衡條件下維持其結(jié)構(gòu)的完整性。該條款在當時引起了業(yè)界很大的爭論。部分發(fā)動機制造商認為NPRM 80-21中所要求的葉片失效后發(fā)動機15s持續(xù)運轉(zhuǎn)時間過于嚴苛，并建議只要沒有發(fā)生轉(zhuǎn)子爆裂、著火或產(chǎn)生過高的安裝結(jié)構(gòu)載荷，發(fā)動機在15s內(nèi)停車是可以接受的。FAA同意某些發(fā)動機葉片失效后不能持續(xù)運轉(zhuǎn)15s的觀點，因此采納了該建議，在最終發(fā)布規(guī)章時，修訂了a 款要求，允許失效損傷在15s 內(nèi)導致發(fā)動機停車。部分發(fā)動機制造商建議對33.94 條a 款第2 項進行更改，要求發(fā)動機整機試驗在最關(guān)鍵的發(fā)動機機匣溫度條件下完成，而不是如NPRM 80-21 中所提出的最關(guān)鍵渦輪葉片條件下完成。FAA 認為在確定最關(guān)鍵渦輪葉片的分析中，應當包含發(fā)動機在最大允許轉(zhuǎn)速下運行時機匣溫度及相應的材料特性，因此對于關(guān)鍵機匣溫度的額外聲明并不必要，故未采納該建議[3]。

根據(jù)以上征求意見結(jié)果，F(xiàn)AA在1984年生效的FAR 33第10 修正案中，增加了33.94 葉片包容性和轉(zhuǎn)子不平衡試驗的要求，即是本文1.1節(jié)的要求（2）和（3）[4]。

由以上分析可見，適航規(guī)章條款的變化是隨著人類對于航空安全認識水平的不斷提升而產(chǎn)生的，并且由航空制造業(yè)、適航監(jiān)管當局充分討論，共同協(xié)商一致才能產(chǎn)生。適航規(guī)章條款的不斷修訂，保證了民航飛行保持在公眾可以接受的安全性水平。

1.4 復合材料葉片的包容性適航要求

近年來，隨著對復合材料研究的逐漸深入，高比強度、高比剛度、可設計性強等諸多優(yōu)異特性使得復合材料在許多重要的工程結(jié)構(gòu)中得到了廣泛應用[7]。在民用航空發(fā)動機領(lǐng)域，復合材料結(jié)構(gòu)的風扇葉片和包容機匣已經(jīng)在部分型號中得到使用[8]。然而，適航規(guī)章中對于發(fā)動機包容性的要求僅覆蓋采用傳統(tǒng)金屬材料的風扇葉片設計，不適用于復合材料風扇葉片設計。因此，F(xiàn)AA 針對GE90、GEnx、LEAP等采用復合材料結(jié)構(gòu)風扇葉片的發(fā)動機型號，制定了關(guān)于復合材料結(jié)構(gòu)的風扇葉片的專用條件。

最早使用復合材料航空發(fā)動機葉片的型號是美國通用電氣的GE90，F(xiàn)AA 針對其制定的專用條件為SC33-ANE-08，其中關(guān)于結(jié)構(gòu)包容性的具體要求如下：

（1） 允許采用流道環(huán)線平臺作為釋放葉片的失效位置開展風扇葉片脫落的整機試驗表明對第33.94條的符合性。

（2） 風扇輪盤和葉片的保持系統(tǒng)必須能夠承受兩倍最大運行載荷；通過試驗和分析或其他可接受的方法，表明葉片流道環(huán)線以下部分的設計具有多重傳力路徑和/或阻止裂紋的特征，從而能夠防止分層或裂紋擴展導致葉片失效。

（3） 在整個服役周期內(nèi)任何原因?qū)е碌娘L扇葉片保持系統(tǒng)的失效都必須證明是極不可能的。

（4） 在靜載和低循環(huán)疲勞限制的分析和試驗中必須考慮使用中的退化、材料和加工的分散度以及環(huán)境的影響[9]。

通過對上述要求的理解，該專用條件的實質(zhì)要求是：（1）復合材料風扇葉片流道線以上的部分通過整機包容試驗驗證包容性；（2）復合材料風扇葉片流道線以下的部分要能夠承受兩倍最大的運行載荷；（3）復合材料風扇葉片流道線以下部分的制造缺陷不能由于承受運行載荷而擴展；（4）風扇葉片的輪盤應視為關(guān)鍵件管理，其壽命期內(nèi)的失效概率小于10-9次/飛行小時；（5）復合材料風扇葉片的靜載和疲勞分析試驗中材料的性能要考慮制造缺陷、環(huán)境影響和使用退化。

對于GEnx發(fā)動機復合材料結(jié)構(gòu)風扇葉片的專用條件為SC33-006-SC（針對GEnx-1B 發(fā)動機）和SC33-007-SC（針對GEnx-2B發(fā)動機），其中關(guān)于結(jié)構(gòu)包容性的要求基本繼承了GE90 發(fā)動機的專用條件，沒有增加新的要求[10-11]。對于LEAP 發(fā)動機復合材料結(jié)構(gòu)風扇葉片的專用條件為SC33-015-SC（針對LEAP-1A 和LEAP-1C 發(fā)動機）和SC33-017-SC（針對LEAP-1B發(fā)動機），其中對于結(jié)構(gòu)包容性的要求和GE90、GEnx 發(fā)動機的專用條件中對結(jié)構(gòu)包容性的要求一致，只是更明確說明了風扇葉片保持系統(tǒng)包括葉片流道線以下的部分、葉片保持部件、風扇盤和風扇葉片附件等[12-13]。

該類專用條件基于一個重要的安全假設，即復合材料中的制造缺陷（如裂紋、分層等）不會像金屬材料中的缺陷一樣進行擴展，因此復合材料葉片只可能是由于外物沖擊而不可能因為自身缺陷導致葉片斷裂，從而引起發(fā)動機包容問題。因此，復合材料風扇葉片的發(fā)動機只需進行復合材料葉片流道線以上部分（可能被外物撞擊的部分）脫落的整機包容性試驗來表明符合性。因此，F(xiàn)AA認為該類專用條件只適用于完全由纖維和樹脂制備的復合材料風扇葉片（如用于GE90、GEnx和LEAP型發(fā)動機的復合材料風扇葉片），對于采用金屬內(nèi)芯外部纏繞復合材料的葉片不適用（如PW1100系列的金屬芯復合材料葉片），因為其缺陷可能會在金屬內(nèi)芯中擴展，從而導致整個葉片從根部斷裂脫落。

這類專用條件與適航規(guī)章中發(fā)動機包容性的三條要求相比，1.1 節(jié)中的要求（1）和（3）沒有發(fā)生變化，只是針對復合材料結(jié)構(gòu)和金屬材料力學性能的差異，對適航規(guī)章中發(fā)動機包容性的要求（2）進行了完善。除適航規(guī)章中對于發(fā)動機包容性的三條要求外，專用條件還增加了兩項要求：（a）參考螺旋槳的適航規(guī)章增加了兩倍運行載荷的要求；（b）增加了安全性分析的要求。

2 發(fā)動機包容性適航條款符合性驗證思路

根據(jù)適航規(guī)章對發(fā)動機包容能力的要求，對發(fā)動機轉(zhuǎn)子包容性的符合性驗證工作，詳細流程如圖1所示，具體包含以下幾個方面。

（1） 分析

發(fā)動機制造商應采用經(jīng)驗證的分析，確定發(fā)動機機匣在全壽命期內(nèi)對各級轉(zhuǎn)子葉片失效碎片的包容能力，并說明發(fā)動機可以包容除最關(guān)鍵轉(zhuǎn)子級失效葉片外其他各級葉片。在分析的過程中，需要考慮質(zhì)量、轉(zhuǎn)速、溫度、應力、厚度、角度、幾何形狀等因素，以確認葉片飛出能量及機匣能量吸收能力。通過分析計算，確定最關(guān)鍵的轉(zhuǎn)子葉片級，最關(guān)鍵轉(zhuǎn)子葉片級的分析應包含葉片的包容裕度與失效后所導致的整機不平衡量兩個方面。發(fā)動機類型如可以進行一次整機葉片包容試驗，采用分析替代一次整機試驗時，應進行不平衡量及其整機響應的等效分析，其結(jié)果應能夠與試驗一致，分析所用的方法應基于臺架試驗、零部件試驗或使用經(jīng)驗。

如果包容裕度分析涉及復合材料結(jié)構(gòu)，由于其與金屬材料存在較大的區(qū)別，根據(jù)FAA 咨詢通告《飛機的復合材料結(jié)構(gòu)》（AC 20-107B），發(fā)動機制造商應采用積木式的思路確定復合材料結(jié)構(gòu)的破壞形式、失效機理、在高速沖擊載荷下的動態(tài)力學性能、計算與評價方法等。對于初級結(jié)構(gòu)，應進行大量試樣級試驗，通過統(tǒng)計學的方法得到其材料數(shù)據(jù)。詳細結(jié)構(gòu)的力學性能試驗要通過部件試驗或子部件試驗來開展，其數(shù)量要少于試樣級試驗，并且在進行結(jié)構(gòu)安全性分析時要考慮全壽命周期內(nèi)由于環(huán)境因素、結(jié)構(gòu)損傷和其他因素導致的結(jié)構(gòu)力學性能退化[14]。

如果發(fā)動機采用復合材料的風扇葉片，還需要對風扇葉片進行安全性分析，確定其失效概率。

（2） 零部件/臺架試驗

申請人可以采用零部件/臺架試驗，確定發(fā)動機機匣對除最關(guān)鍵轉(zhuǎn)子級失效葉片之外其他各級葉片的包容能力。

如果發(fā)動機采用復合材料的風扇葉片，需要對風扇輪盤和葉片的保持系統(tǒng)進行兩倍使用載荷試驗，該試驗一般采用臺架試驗的形式進行。

（3） 整機試驗

發(fā)動機制造商應對最關(guān)鍵轉(zhuǎn)子級開展整機包容性試驗，在最大允許轉(zhuǎn)速工作條件下，釋放一個失效葉片，驗證發(fā)動機能夠包容失效葉片的損傷不著火，也不會產(chǎn)生超過安裝節(jié)承受能力的不平衡載荷。整機包容試驗應分別針對壓氣機/風扇單元和渦輪單元中的關(guān)鍵轉(zhuǎn)子級進行整機包容性和轉(zhuǎn)子不平衡試驗。經(jīng)局方批準的情況下，可選擇采用分析替代上述兩項試驗中轉(zhuǎn)子不平衡量較小的一個，表明對條款的符合性。

（4） 設計說明

整機包容性試驗驗證后，發(fā)動機制造商應通過分析和設計說明，記錄從發(fā)動機進氣方向和排氣方向飛出的碎片能量水平及其軌跡。

3 某型發(fā)動機包容性適航審定實例

下面將通過對某型號發(fā)動機包容性適航審定的實例來具體說明如何表明發(fā)動機滿足適航規(guī)章中對于包容性的要求。該型號發(fā)動機為兩軸渦輪風扇發(fā)動機，風扇葉片和風扇機匣采用三維編織復合材料結(jié)構(gòu)形式。依據(jù)第2部分所介紹的思路，從復合材料材料性能驗證、各級轉(zhuǎn)子包容裕度分析、確定不平衡載荷、安全性分析、風扇超轉(zhuǎn)試驗、整機包容試驗和確定碎片能量和軌跡7 個方面展開介紹。

3.1 復合材料及結(jié)構(gòu)性能驗證

根據(jù)《飛機復合材料結(jié)構(gòu)》（FAA AC 20-107B），發(fā)動機制造商采用積木式（也稱金字塔式）的方法進行復合材料基本力學性能、子部件抗沖擊性能、全尺寸部件包容能力、整機包容性及振動持久的設計與試驗驗證，方法思路如圖2所示。在最基礎的材料級，開展了纖維和樹脂等基體材料性能的測試和選擇。為了獲得基體材料的力學性能，每種基體材料都對5 個批次以上數(shù)量的材料開展測試，以獲得材料的力學性能區(qū)間范圍，避免制造容差對測試結(jié)果的影響。除了基體材料，發(fā)動機制造商還通過試塊試驗（cοupοn test）來驗證復合材料的制造工藝過程和使用環(huán)境對于材料性能的影響。采用對風扇葉片和機匣的工藝失效模式分析（PFMEA）的方法確定關(guān)鍵工藝參數(shù)。通過采用不同工藝過程和工藝參數(shù)來調(diào)整復合材料結(jié)構(gòu)的力學性能和內(nèi)部結(jié)構(gòu)，從而獲得符合設計要求的試驗件。然后，這些工藝過程和參數(shù)將被凍結(jié)，后續(xù)在驗證試驗的試驗件的制造過程中進行固化并且持續(xù)更新。在該級別內(nèi)，還需要確定預期的運行環(huán)境對材料性能的影響。溫度、濕度和工作流體對材料力學性能的影響需要考慮，在試塊試驗中開展驗證?；谠囼灲Y(jié)果，確定環(huán)境導致的材料性能退化系數(shù)。在開展子部件試驗和部件試驗的過程中，開展驗證試驗時要考慮性能退化系數(shù)的影響。在材料級，申請人共進行了5000次以上的試驗。

圖2 某型發(fā)動機復合材料葉片性能積木式驗證方法Fig.2 Schematic diagram οf building-blοck tests fοr cοmpοsite fan blades

完成材料級試驗后，要根據(jù)材料級試驗獲得的材料性能和環(huán)境影響來對結(jié)構(gòu)的靜強度、動力學響應和結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性等進行分析計算，從而為后面的子部件和全部件試驗提供依據(jù)。

通過分析計算，獲得結(jié)構(gòu)能夠承受預期的運行載荷并且符合適航規(guī)章要求的正向結(jié)論后，申請人開展了子部件試驗，即對非全尺寸的試驗件開展相關(guān)試驗，以驗證計算結(jié)果是否準確。由于全尺寸的部件試驗從經(jīng)濟上耗資較大，申請人一般不可能開展大量的全尺寸部件試驗，因此一般在全尺寸部件試驗開始前進行子部件試驗，驗證分析計算結(jié)果，預估全尺寸部件試驗結(jié)果，從而為下一級的全尺寸部件試驗提供依據(jù)。在子部件試驗中，需要考慮損傷威脅和制造缺陷對試驗結(jié)果的影響。損傷威脅是指該結(jié)構(gòu)部件在運行使用過程中，可能會遇到的影響其性能的損傷，這種損傷是可能發(fā)生的，并且不會導致部件更換，即這種損傷產(chǎn)生后，部件可以正常使用。申請人對于該型發(fā)動機定義的損傷威脅只有尖銳物碰傷一種。制造缺陷是指該部件在加工制造過程中，不可避免產(chǎn)生的與設計資料的不符合，這種不符合不影響產(chǎn)品的最終交付使用。申請人對于該型發(fā)動機定義的制造缺陷有兩種：與設計規(guī)范之間的偏差和葉片前緣層間脫開。這些影響因素都需要在子部件試驗這一層級進行驗證。對于包容性，申請人開展了金屬子彈對復合材料板的高速沖擊試驗。申請人一共開展了200次子部件試驗（此試驗數(shù)目涵蓋該型發(fā)動機適航審定的所有試驗項目，不只針對轉(zhuǎn)子包容性）。

完成子部件試驗后，申請人開展了全尺寸部件試驗。全尺寸部件試驗應完全按照發(fā)動機在實際運行時該部件的載荷或使用條件開展試驗。在全尺寸部件試驗中，也應考慮損傷威脅和制造缺陷的影響。環(huán)境因素對材料性能的影響也要考慮在內(nèi)。申請人通過開展全尺寸部件試驗，獲得該部件對于適航規(guī)章符合性的直觀結(jié)果。對于風扇葉片包容性，申請人通過旋轉(zhuǎn)試驗臺將風扇轉(zhuǎn)子在最大可允許轉(zhuǎn)速下旋轉(zhuǎn)，使其中一個葉片在流道線處斷裂，驗證包容機匣是否能實現(xiàn)包容。對于風扇葉片的保持系統(tǒng)和風扇盤能承受兩倍離心載荷的要求，申請人通過對風扇級轉(zhuǎn)子超轉(zhuǎn)試驗來驗證。在本案例中，共完成了100次全尺寸部件試驗。

真實發(fā)動機試驗是為了表明滿足適航規(guī)章相關(guān)條款而進行的符合性驗證試驗，在開展發(fā)動機試驗時也需要考慮損傷威脅和制造缺陷的影響。發(fā)動機試驗是否通過，將直接說明該型號設計能否滿足適航規(guī)章相關(guān)條款。申請人為表明該型號發(fā)動機滿足包容性相關(guān)條款，進行了發(fā)動機風扇葉片脫落包容性試驗和振動持久試驗。

3.2 分析各級轉(zhuǎn)子包容裕度

申請人應確定各級轉(zhuǎn)子的包容裕度，其中應分別針對高低壓軸進行包容裕度計算。包容裕度的表征可以采用不同的形式，如能量法或厚度法。對于能量法，包容裕度=（機匣的包容能量/脫落葉片動能）-1；對于厚度法，包容裕度=（機匣的等效厚度/脫落葉片所需的包容厚度）-1。不管采用哪種方法表征包容裕度，包容裕度越小都越危險，當包容裕度為0時表示葉片剛剛擊穿包容機匣，此時即為非包容的臨界點，因此各級轉(zhuǎn)子的包容裕度都應大于0。申請人應計算各級轉(zhuǎn)子的包容裕度，找出包容裕度最小的那一級轉(zhuǎn)子。

確定包容裕度一般采用經(jīng)驗證過的計算方法（以有限元仿真為主），在進行包容裕度計算時，需要考慮發(fā)動機的轉(zhuǎn)速限制、包容機匣長度、制造離散性、材料性能的離散性、溫度對材料性能的影響等因素，一般應采用相對保守的計算參數(shù)，分析在最不利情況下的包容裕度數(shù)值。通過對各級轉(zhuǎn)子包容裕度的計算結(jié)果，確定各級轉(zhuǎn)子的包容裕度都大于0，風扇轉(zhuǎn)子為包容裕度最小的轉(zhuǎn)子級，其他級轉(zhuǎn)子的包容裕度結(jié)果都好于風扇級。因此就包容性來說，風扇級是關(guān)鍵級。

3.3 確定各級轉(zhuǎn)子葉片脫落后的不平衡載荷

葉片飛出后會導致轉(zhuǎn)子產(chǎn)生不平衡載荷，需要分析哪一級葉片飛出后所導致的不平衡載荷最大。發(fā)動機制造方通過分析的方法確定了各級葉片飛出后導致的不平衡載荷的大小。需要注意的是，雖然適航規(guī)章只要求對于風扇級，一個葉片從流道線斷裂飛出；對于其他轉(zhuǎn)子級，一個葉片從根部斷裂飛出。但是，葉片在脫落后，由于受離心載荷和徑向速度影響，會撞擊到本級轉(zhuǎn)子的其他葉片，導致不止一個葉片發(fā)生斷裂。因此，在確定葉片脫落后的不平衡載荷時，需要分析本級轉(zhuǎn)子一個葉片斷裂導致的最大可能的不平衡載荷，應大于本級轉(zhuǎn)子一個葉片缺失的不平衡載荷。根據(jù)各級轉(zhuǎn)子葉片脫落所導致的不平衡載荷，找到不平衡載荷最大的轉(zhuǎn)子級，該級轉(zhuǎn)子就是不平衡載荷的關(guān)鍵級。通過計算分析，本型發(fā)動機不平衡載荷的關(guān)鍵級為風扇轉(zhuǎn)子級，其最大可能的不平衡量為1.5 個風扇葉片缺失所導致的不平衡載荷，發(fā)動機的安裝節(jié)可以承受該不平衡載荷且不失效。

3.4 安全性分析

根據(jù)復合材料風扇葉片專用條件，需要表明復合材料風扇葉片的保持系統(tǒng)（風扇輪盤）的失效概率小于1E-9次/飛行小時。發(fā)動機制造方采用故障樹分析（FTA）方法進行分析，將風扇葉片保持系統(tǒng)的失效劃分為徑向保持系統(tǒng)的失效和軸向保持系統(tǒng)的失效，并進一步地將其分解為各項底事件，從而確定各事件的發(fā)生率。FTA主要基于研發(fā)和審定過程當中的整機試驗、葉片零部件試驗、材料特性數(shù)據(jù)、加工過程控制以及以往發(fā)動機型號經(jīng)驗。FTA分析表明了葉片保持系統(tǒng)在使用中的失效率為極不可能（1E-9次/飛行小時），滿足安全性要求。

3.5 風扇超轉(zhuǎn)試驗

申請人通過對風扇級轉(zhuǎn)子進行超轉(zhuǎn)試驗驗證風扇葉片保持系統(tǒng)可以承受兩倍離心載荷的要求。該試驗為部件級臺架試驗，風扇級轉(zhuǎn)速為發(fā)動機正常工作中可能遇到的最大離心載荷的兩倍載荷對應的轉(zhuǎn)速，試驗時間為60min。該試驗需要考慮試驗溫度、材料分散度、制造分散度和環(huán)境因素的影響，如正常服役溫度和試驗溫度環(huán)境可能有差異，這種溫度差異可能造成材料性能的改變，需要在試驗設計中進行考慮。風扇葉片的保持系統(tǒng)在試驗過程中應確保結(jié)構(gòu)完整性，不能出現(xiàn)結(jié)構(gòu)破壞。

3.6 包容性試驗

通過包容裕度分析和不平衡載荷分析，包容裕度的關(guān)鍵級和不平衡載荷的關(guān)鍵級都是風扇級轉(zhuǎn)子，因此包容性試驗只需進行一次，即只需驗證對風扇級葉片的包容性。由于該型發(fā)動機風扇葉片為三維編織全復合材料結(jié)構(gòu)，根據(jù)復合材料風扇葉片的專用條件，發(fā)動機需要在最大可能轉(zhuǎn)速時，一個風扇葉片從流道線處斷裂，發(fā)動機能包容該損壞15s不著火或自動停車，發(fā)動機安裝節(jié)不失效。

通過對該型發(fā)動機進行包容性試驗，發(fā)動機可以包容脫落葉片，發(fā)動機15s不著火且自動停車，發(fā)動機安裝節(jié)未失效。發(fā)動機包容性試驗后實際只有1.1 個風扇葉片缺失，而風車狀態(tài)不平衡載荷的計算是分析1.5 個風扇葉片缺失產(chǎn)生的不平衡載荷，說明計算分析過程更為保守。將包容試驗后發(fā)動機風車轉(zhuǎn)動的振動水平和振動持久試驗中發(fā)動機的振動水平相比較，發(fā)現(xiàn)包容試驗后發(fā)動機的振動水平更低，從而驗證了發(fā)動機能夠承受風扇葉片飛出后的不平衡載荷產(chǎn)生的振動水平。

3.7 確定進出口碎片能量和軌跡

申請人通過對發(fā)動機風扇葉片脫落過程的動力學分析計算，獲得進出口飛出碎片的能量以及碎片可能的軌跡覆蓋的范圍。申請人應將計算結(jié)果同包容性試驗的結(jié)果相對比，從而驗證該計算過程是否準確。

本節(jié)通過渦扇發(fā)動機的包容性適航驗證實例，闡述了發(fā)動機包容性適航驗證的基本方法和基本流程。需要補充說明的是：（1）在適航審查中，渦槳發(fā)動機包容性要求和渦扇發(fā)動機基本一致，但單個轉(zhuǎn)子葉片失效后的能量沒有大涵道比渦扇發(fā)動機大，機匣的包容性設計和驗證難度較低。（2）33.19確定的進出口碎片能量和軌跡為25.903條的驗證提供輸入和假設。

4 結(jié)束語

本文從適航規(guī)章對航空發(fā)動機包容性的要求出發(fā)，闡述了與包容性相關(guān)的適航條款的發(fā)展歷程，以及復合材料風扇葉片包容性的專用條件，從而確定包容性相關(guān)條款和專用條件的實質(zhì)要求及符合性方法。并通過某型發(fā)動機的審查實例，從材料及結(jié)構(gòu)性能、各級轉(zhuǎn)子的包容裕度評估、轉(zhuǎn)子脫落導致的不平衡載荷、葉片保持系統(tǒng)的安全性分析、風扇超轉(zhuǎn)試驗、整機包容性驗證試驗以及確定進出口碎片能量和軌跡幾個方面，逐步并詳細說明了發(fā)動機制造商為滿足包容性相關(guān)的條款和專用條件需要開展的符合性工作。本文研究內(nèi)容可以為發(fā)動機制造商的包容性設計以及適航部門的包容性適航審定提供有效指導。