航空發(fā)動機(jī)包容試驗研究綜述

陳國棟，劉 闖，王洪斌，張昕東，劉正峰

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機(jī)研究所遼寧省航空發(fā)動機(jī)沖擊力學(xué)重點實驗室，沈陽110015）

0 引言

對于燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)，旋轉(zhuǎn)件失效時產(chǎn)生的高能量碎片會使發(fā)動機(jī)本身、飛機(jī)、操作舵面、燃油箱以及飛行員處于危險之中[1]。一旦發(fā)動機(jī)出現(xiàn)非包容現(xiàn)象就會使飛機(jī)受損，輕則飛行功能損失，重則機(jī)毀人亡。文獻(xiàn)[2]給出了依據(jù)美國波音公司和美國聯(lián)邦航空局統(tǒng)計數(shù)據(jù)繪制的航空發(fā)動機(jī)非包容事故曲線，曲線數(shù)據(jù)顯示，隨著新材料、新工藝、新技術(shù)的推廣與驗證工作的開展，航空發(fā)動機(jī)非包容事故的發(fā)生率不斷下降，但隨著空中交通運輸量逐年增大，每年發(fā)生的非包容事故的總次數(shù)仍在增加。

世界范圍內(nèi)的軍、民用燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)規(guī)范都無一例外的對包容性提出要求，內(nèi)容基本相同，概括地說就是單個葉片在榫頭以外截面斷裂后應(yīng)被包容，或者對整體葉盤必須至少單個葉片的80%破損并且被包容，由此引起的發(fā)動機(jī)損壞不能對飛機(jī)產(chǎn)生任何危險性影響[3-8]。

一般來說，發(fā)動機(jī)規(guī)范要求在1 臺運轉(zhuǎn)的發(fā)動機(jī)上驗證風(fēng)扇葉片的包容性，同時也提供結(jié)構(gòu)極限強(qiáng)度的驗證。然而這種試驗的費用極高，所以，在進(jìn)行這種試驗前，要完成多項部件（或零件）級試驗，以驗證葉片、機(jī)匣及其他承力結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度設(shè)計。包容試驗從簡單到復(fù)雜分為機(jī)匣及機(jī)匣模擬件的打靶試驗、單個葉片飛出后的完整性驗證試驗（不安裝機(jī)匣）、試驗器條件下的風(fēng)扇單元體包容試驗、試驗器條件下安裝主要發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)的包容試驗以及整機(jī)包容試驗[9]。

本文對各類包容試驗研究進(jìn)展以及其關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行綜述，并提出國內(nèi)包容試驗技術(shù)的發(fā)展重點。

1 機(jī)匣及機(jī)匣模擬件的打靶試驗

機(jī)匣及機(jī)匣模擬件的打靶試驗一般在發(fā)動機(jī)機(jī)匣研制的早期進(jìn)行，以降低整機(jī)包容試驗的風(fēng)險。打靶試驗一般使用滑膛式火炮或氣炮作為發(fā)射裝置，試驗中的發(fā)射物為球形、板條形等金屬彈體以及真實葉片，打靶試驗?zāi)軌驈牟牧蟿討B(tài)響應(yīng)以及高速沖擊損傷等方面研究各種材料、機(jī)匣結(jié)構(gòu)的抗沖擊特性。

美國勞倫斯利弗莫爾國家實驗室（Lawrence Livermore National Laboratory）最早使用打靶試驗方法研究機(jī)匣的包容性，并且發(fā)展了用于沖擊力學(xué)的數(shù)值仿真軟件LS-DYNA[10]；RR 公司擁有1 臺氣炮作為發(fā)射裝置的打靶試驗設(shè)備，發(fā)射物從直徑為25.4 mm 的軸承滾珠到質(zhì)量為5.5 kg 左右的立方8 面體等，速度大約為聲速，用來驗證高速沖擊對單層、多層和鈑焊結(jié)構(gòu)的影響，也廣泛用于確定Kevlar 織物的抗沖擊特性[9]；2002～2009 年美國航空航天局（NASA）的Roberts等[11-12]分別用楔形鈦合金彈體以及明膠與酚醛樹脂微珠的混合物對玻璃纖維/樹脂基復(fù)合材料以及3 軸編制復(fù)合材料進(jìn)行沖擊試驗，評估復(fù)合材料受到?jīng)_擊時的動態(tài)響應(yīng)特性與損傷模式；2003 年NASA格林研究中心的Mohan 等[13]通過打靶試驗比較Al（2024-T3）與多層夾心混雜復(fù)合材料Glare-5 在不同結(jié)構(gòu)下的抗沖擊特性，試驗中使用氣炮長2 m、外徑2.54 cm、內(nèi)徑1.28 cm，彈體材料為Ti-6Al-4V，彈體為長2.54 cm、直徑1.27 cm 的圓柱體；2005 年美國聯(lián)邦航空局Lundin 等[14]對2024-T351 鋁合金、Ti-6Al-4V 鈦合金、Inconel625 高溫合金以及復(fù)合材料進(jìn)行彈道沖擊試驗，試驗數(shù)據(jù)主要用于發(fā)展“未包容的發(fā)動機(jī)碎片損傷分析模型”（Uncontained Engine Debris Damage Analysis Model，UEDDAM）；2009 年美國亞利桑那州立大學(xué)的Naik 等[15]與NASA 合作，分別對環(huán)形結(jié)構(gòu)Kevlar-49、Zylon-500D、Zylon-1500D 進(jìn)行了14 次、9 次、6 次由內(nèi)向外的彈道沖擊試驗，彈體為102 mm×51 mm×8 mm 的條形不銹鋼304 L，質(zhì)量為314.8～320.9 g，撞擊速度為105～280 m/s，試驗結(jié)果表明Zylon 可吸收的能量顯著高于Kevlar 的；2016年美國密歇根州立大學(xué)的Andrew[16]使用長4.7 m、直徑105 mm 的氣炮對不同復(fù)合材料平板及風(fēng)扇機(jī)匣進(jìn)行彈道沖擊試驗，以比較不同材料的抗沖擊特性，并使用3 種不同結(jié)構(gòu)的葉片進(jìn)行沖擊試驗，發(fā)現(xiàn)使用預(yù)先彎曲的葉片進(jìn)行打靶試驗時，可以獲得與旋轉(zhuǎn)葉片飛斷后撞擊平板相似的損傷模式。

在國內(nèi)，2002 年黃英等[17]使用氣炮發(fā)射球形鋼彈丸以及帶球頭的圓柱體彈丸對Kevlar 織物增強(qiáng)復(fù)合材料層合板進(jìn)行沖擊試驗，得出Kevlar 層合板的損傷模式為分層與穿透，分層區(qū)域近似為橢圓形，且向受沖擊背面呈現(xiàn)喇叭形放大；2006 年范志強(qiáng)等[18]為了驗證航空發(fā)動機(jī)機(jī)匣包容性破壞勢能法，使用氣炮驅(qū)動模型葉片對模型機(jī)匣進(jìn)行了20 次打靶試驗，試驗結(jié)果表明所用模型機(jī)匣的非包容失效模式主要是剪切破壞；2010 年楊雙林[19]利用空氣炮進(jìn)行了單層及雙層模擬金屬機(jī)匣在中溫下的打靶試驗，得到了靶板的穿透臨界速度及花瓣形失效的損傷模式；2012 年楊樂[20]對加筋鋁合金板進(jìn)行沖擊試驗，分析了沖擊過程、斷口、臨界速度及應(yīng)變響應(yīng)，分析結(jié)果表明加強(qiáng)筋可以有效提高靶板的抗沖擊性能；2012 年張濤等[21]為研究TC4 鈦合金機(jī)匣的包容性能，分別使用100 mm×40 mm×6 mm 以及80 mm×35 mm×6 mm 的2 種不同尺寸的TA11 條形平板彈體對平板和彎曲的模擬機(jī)匣進(jìn)行了打靶試驗，試驗結(jié)果表明，平板和彎曲的模擬機(jī)匣的失效模式相似，整體失效模式是有塑性形變引起的凹陷，而局部失效模式包括彈坑、剪切沖塞失效以及花瓣式失效；2014 年段玥晨等[22]利用滑膛炮試驗系統(tǒng)對航空發(fā)動機(jī)真實機(jī)匣的包容性開展6 組打靶試驗，驗證應(yīng)用顯示動力分析軟件LS-DYNA 進(jìn)行的數(shù)值仿真結(jié)果具有較好的準(zhǔn)確性；2018 年劉璐璐等[23]應(yīng)用氣炮發(fā)射材料為TC4 的矩形葉片彈體對Kevlar 織物/環(huán)氧樹脂層合板進(jìn)行彈道沖擊試驗，得出了靶板隨撞擊速度增加的破壞模式變化，并且試驗結(jié)果表明，當(dāng)復(fù)合材料靶板厚度提高20%時，可吸收的極限能量提高約92%，葉片偏轉(zhuǎn)撞擊時靶板的抗沖擊特性有所提高。

在國外，政府機(jī)關(guān)、科研機(jī)構(gòu)、高校以及發(fā)動機(jī)廠商普遍開展針對各種機(jī)匣及機(jī)匣模擬件的打靶試驗，為新材料、新結(jié)構(gòu)的研制與仿真分析提供試驗數(shù)據(jù)。在國內(nèi)，打靶試驗多在高校進(jìn)行，主要用于研究損傷模式、驗證數(shù)值仿真分析方法。

2 試驗器條件下葉片包容試驗

在國外，1968 年Martino 等[24]在NASA 轉(zhuǎn)子破裂防護(hù)計劃的資助下，在立式旋轉(zhuǎn)試驗器上開展機(jī)匣包容性試驗研究，為輕質(zhì)包容系統(tǒng)設(shè)計提供試驗數(shù)據(jù)，研究內(nèi)容包括被包容轉(zhuǎn)子的動力學(xué)特性以及影響包容性的重要參數(shù)；進(jìn)行了包括單個葉片撞擊機(jī)匣，相鄰葉片影響下斷裂葉片撞擊機(jī)匣以及輪盤破裂碎片撞擊機(jī)匣等3 種類型共21 次金屬機(jī)匣包容性試驗；在試驗中用預(yù)制裂紋的方法控制葉片飛斷轉(zhuǎn)速以及輪盤破裂模式和轉(zhuǎn)速，建立了包括沖擊應(yīng)變響應(yīng)測量、高速影像記錄以及轉(zhuǎn)速測量的測試系統(tǒng)，并制定了試驗器條件下進(jìn)行機(jī)匣包容試驗的試驗標(biāo)準(zhǔn)。1981年Stotler[25]在立式旋轉(zhuǎn)試驗器上進(jìn)行了11 次風(fēng)扇葉片包容試驗，葉片為2 種，1 種是標(biāo)準(zhǔn)的TF34 葉片，另1 種是混雜結(jié)構(gòu)葉片；通過炸藥使單個葉片飛斷或180°對稱的2 個葉片同時飛斷，單個葉片飛斷的試驗轉(zhuǎn)子安裝全葉片，2個葉片同時飛斷的試驗轉(zhuǎn)子在飛斷后方（旋向為正）各安裝3 個葉片，如圖1所示；試驗數(shù)據(jù)用于先進(jìn)的輕質(zhì)機(jī)匣結(jié)構(gòu)設(shè)計及復(fù)合材料機(jī)匣設(shè)計。

關(guān)于試驗器條件下的葉片包容試驗，國外公開資料較少，文獻(xiàn)[9]給出的試驗器條件下葉片包容試驗分為3 種，分別為不安裝機(jī)匣驗證葉片飛斷后對其他葉片完整性影響的基礎(chǔ)試驗、安裝機(jī)匣與轉(zhuǎn)子組件的單個葉片飛斷包容試驗、安裝主要轉(zhuǎn)子和相配的附屬件以及發(fā)動機(jī)整個承力框架的單個葉片飛斷包容試驗。這些試驗由簡單到復(fù)雜依次進(jìn)行，以降低整機(jī)包容試驗的風(fēng)險。安裝機(jī)匣與轉(zhuǎn)子組件的包容試驗照片如圖2 所示，安裝主要轉(zhuǎn)子及承力框架的包容試驗如圖3 所示。

圖1 180°對稱的2 個葉片同時飛斷試驗[25]

圖2 安裝機(jī)匣與轉(zhuǎn)子組件的包容試驗[9]

圖3 安裝主要轉(zhuǎn)子及承力框架的包容試驗[9]

在國內(nèi)，1992 年龔夢賢等[26]首次在浙江大學(xué)立轉(zhuǎn)試驗器上進(jìn)行了旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下單個模型葉片撞擊模型機(jī)匣的試驗，分析了機(jī)匣與斷裂葉片的損傷模式，并進(jìn)行包容性計算，驗證了斯貝MK202 發(fā)動機(jī)應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)（EGD-3）中的單個壓氣機(jī)葉片包容曲線可作為類似單個壓氣機(jī)葉片（僅葉身）包容性計算的依據(jù)。2002年，浙江大學(xué)蔣勁松[27]利用立轉(zhuǎn)試驗器進(jìn)行了高速旋轉(zhuǎn)平板葉片撞擊圓筒殼體的試驗，依據(jù)試驗結(jié)果分析給出了理論預(yù)估值的方法。2005～2006 年浙江大學(xué)宣海軍、張曉鋒、張伯熹等[28-30]進(jìn)行了旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下模型件包容試驗，試驗結(jié)果表明平板葉片撞擊包容環(huán)后，形成2 個撞擊點，第2 個撞擊點更容易發(fā)生破壞；在撞擊過程中平板葉片最終塑性彎曲成U 型；在撞擊點處包容環(huán)的徑向變形隨初始撞擊動能的增大而呈線性增大。2006 年范志強(qiáng)等[31]在浙江大學(xué)立轉(zhuǎn)試驗器上進(jìn)行了模型機(jī)匣的包容性試驗，試驗用葉片為平板式模型葉片，機(jī)匣為等厚度圓柱金屬殼體，試驗得出機(jī)匣非包容失效模式為剪切破壞和拉伸破壞；同年，范志強(qiáng)等[32-33]完成了國內(nèi)首次帶全套壓氣機(jī)以及轉(zhuǎn)子真實葉片的真實機(jī)匣包容性試驗，試驗測得葉片斷裂甩出時的轉(zhuǎn)速、斷裂葉片撞擊機(jī)匣的應(yīng)變響應(yīng)和拍攝撞擊過程的高速攝像照片，試驗結(jié)果表明斷裂葉片與機(jī)匣碰撞了2 次，第2 次撞擊時在未斷裂葉片作用下斷裂葉片擊穿機(jī)匣，機(jī)匣的失效模式主要是剪切破壞，使用包容曲線法的計算結(jié)果與試驗結(jié)果吻合良好。2012 年浙江大學(xué)何慶[34]完成了某型發(fā)動機(jī)第1 級風(fēng)扇機(jī)匣單葉片、3 葉片包容試驗，以及第2、3 級風(fēng)扇機(jī)匣全葉片包容試驗，通過試驗與仿真分析，對渦輪機(jī)匣/葉片、風(fēng)扇機(jī)匣/葉片的包容機(jī)理進(jìn)行詳細(xì)分析，研究了葉片之間相互作用和轉(zhuǎn)速對包容過程的影響。2013 年浙江大學(xué)劉璐璐等[35]進(jìn)行了高速離心飛斷撞擊復(fù)合材料機(jī)匣的包容試驗，試驗結(jié)果表明機(jī)匣內(nèi)壁失效模式主要為纖維剪切失效與基體破裂失效造成的矩形缺口，機(jī)匣外壁失效模式為纖維拉伸斷裂與分層失效引起的區(qū)域性分層損傷，另外隨著機(jī)匣壁厚增加，葉片彎曲變形愈嚴(yán)重，復(fù)合材料機(jī)匣可吸收的斷裂葉片能量隨壁厚增加呈指數(shù)倍增加。

與國外相比，國內(nèi)在旋轉(zhuǎn)試驗器上進(jìn)行的機(jī)匣包容試驗起步較晚，主要集中在浙江大學(xué)，試驗結(jié)果主要用于驗證包容性計算方法及機(jī)匣失效模式，而用于提升包容性正向設(shè)計能力及降低整機(jī)包容試驗風(fēng)險的試驗開展較少。

3 整機(jī)包容試驗

包容性試驗不是簡單地要求機(jī)匣可以防止碎片飛出，還必須考慮機(jī)匣的過度變形可能破壞到連接螺栓，機(jī)匣嚴(yán)重變形后會與剩余葉片發(fā)生碰摩，可能造成這些葉片損壞或斷裂，這又可能導(dǎo)致大量葉片飛出，使承力結(jié)構(gòu)受到無法承受的不平衡載荷，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)發(fā)生更嚴(yán)重破壞。用整機(jī)進(jìn)行包容試驗最具代表性，整機(jī)包容試驗在露天試車臺上進(jìn)行，由發(fā)動機(jī)提供推力，并使用與在飛機(jī)上完全相同的系統(tǒng)和安裝節(jié)，通過整機(jī)包容試驗是取得適航許可證的關(guān)鍵因素之一。

近年來，公開資料顯示國外航空公司已完成多項整機(jī)包容試驗。RR 公司在20 世紀(jì)90 年代完成了Trent 800 發(fā)動機(jī)整機(jī)條件下的風(fēng)扇葉片包容試驗，長達(dá)1030 mm 的風(fēng)扇葉片飛斷后被包容在機(jī)匣里[36]；2003 年8 月RR 公司成功完成了Trent 900 發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片整機(jī)包容試驗[37]；2007 年RR 和GE 公司分別完成了Trent 1000 發(fā)動機(jī)以及GEnx 發(fā)動機(jī)的整機(jī)包容試驗[38]。文獻(xiàn)[39]介紹了國外的PX-8 渦扇發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片的整機(jī)包容試驗方法及試驗程序，PX-8 發(fā)動機(jī)整機(jī)包容試驗程序見表1。該程序已經(jīng)被一些發(fā)動機(jī)制造商用于許多發(fā)動機(jī)的包容試驗，并且已被證明能夠正確地滿足管理機(jī)構(gòu)的要求。

國內(nèi)目前未見航空發(fā)動機(jī)整機(jī)包容試驗的文獻(xiàn)披露。

4 包容試驗關(guān)鍵技術(shù)

4.1 葉片飛斷技術(shù)

在包容試驗中，試驗參數(shù)控制的最大挑戰(zhàn)來自于葉片飛斷轉(zhuǎn)速的精度控制，飛斷轉(zhuǎn)速直接影響試驗結(jié)果，因此必須被準(zhǔn)確地控制，特別是針對成本巨大的整機(jī)包容試驗。在國內(nèi)外開展的包容試驗中，葉片飛斷技術(shù)主要采用預(yù)制缺口、預(yù)制缺口與快速加熱結(jié)合以及爆破技術(shù)。

表1 PX-8 發(fā)動機(jī)整機(jī)包容試驗程序

4.1.1 預(yù)制缺口法

預(yù)制缺口法采用線切割在飛斷截面預(yù)制缺口，縮小葉片飛斷截面面積，使其在要求的離心載荷作用下率先被拉斷。這種方法因?qū)嵤┖唵伪粡V泛采用，國外早期曾在包容試驗中使用該方法飛斷葉片。目前國內(nèi)開展的絕大多數(shù)包容試驗即采用預(yù)制缺口方法飛斷葉片，但由于受到材料分散性、加工誤差及切口敏感性的影響，預(yù)制缺口法的飛斷轉(zhuǎn)速控制精度較低，在實際應(yīng)用中通常會保守地預(yù)制缺口，導(dǎo)致試驗需多次上下臺，試驗的成功率難以保證。

4.1.2 預(yù)制缺口與快速加熱結(jié)合方法

預(yù)制缺口與快速加熱結(jié)合的方法是在葉片榫頭處鉆孔安裝電加熱棒，通過滑環(huán)給電加熱棒供電，使榫頭處局部溫度快速升高，葉片拉伸強(qiáng)度隨溫度升高而降低，直至離心力將葉片拉斷[40]。該方法（如圖4 所示）相比于預(yù)制缺口法具有更高的轉(zhuǎn)速控制精度，但只適合拉伸強(qiáng)度對溫升敏感的金屬材料，另外在部件級及整機(jī)包容試驗中應(yīng)用也面臨布線困難的問題。該方法未在國外有關(guān)包容試驗的公開資料中提及，國內(nèi)僅有浙江大學(xué)使用其開展了極少數(shù)的包容試驗。

圖4 預(yù)制缺口與快速加熱結(jié)合的方法[40]

4.1.3 爆破技術(shù)

對于試驗成本巨大的部件級、整機(jī)風(fēng)扇葉片包容試驗，采用預(yù)制缺口以及預(yù)制缺口與快速加熱結(jié)合的方法飛斷葉片難以滿足試驗需求，因此發(fā)展了能夠在一定范圍內(nèi)準(zhǔn)確控制葉片轉(zhuǎn)速的爆破技術(shù)。

在葉片爆破飛斷方面國外航空發(fā)動機(jī)公司技術(shù)成熟，應(yīng)用爆破技術(shù)完成大量部件級包容試驗及整機(jī)包容試驗的葉片飛斷[9]，Trent 900、Trent 1000 及GEnx 發(fā)動機(jī)的包容試驗均采用爆破技術(shù)飛斷葉片。文獻(xiàn)[39] 介紹了PX8 發(fā)動機(jī)在進(jìn)行包容試驗時采用的爆破方案，用于爆破飛斷的PX8 發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片改裝如圖5 所示。在榫頭處沿軸向鉆孔放置炸藥，在孔兩側(cè)的外部預(yù)制缺口，起爆系統(tǒng)放置于風(fēng)扇軸內(nèi)部，包括電池、電容器、觸發(fā)電路。

國內(nèi)在將爆破技術(shù)應(yīng)用于葉片飛斷的研究方面，張國靜[41]、郭明明[42]、呂登洲[43]等率先開展使用線性聚能切割器切割TC4 合金平板的數(shù)值仿真分析及靜止與旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的切割驗證工作，驗證了使用聚能切割器在靜止與旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下切割葉片的可行性，但設(shè)計的聚能切割器為外置型，而在實際發(fā)動機(jī)包容試驗要求的榫頭斷裂位置沒有足夠的布置空間，外置型聚能切割器不能直接應(yīng)用于發(fā)動機(jī)部件級及整機(jī)包容試驗。

國外葉片飛斷采用的爆破方式為接觸爆破，在國內(nèi)接觸爆破多用于工程爆破拆除[44-45]、采礦工程以及巖土爆破[46-47]等，這些應(yīng)用場合包裝藥量比較大，一般不要求規(guī)整的破壞斷口。采用接觸爆破飛斷葉片，由于爆轟壓力沒有方向性，需要工藝的保證及試驗驗證，否則可能會增加葉片向外飛出的額外動能，從而影響試驗結(jié)果。

國內(nèi)所選擇的線性聚能切割技術(shù)由于能夠很好地控制切割方向，并且不增加葉片向外飛出的動能，更適用于包容試驗中的葉片飛斷控制。線性聚能切割器為1 種在V 型罩線性裝藥結(jié)構(gòu)，能夠產(chǎn)生線性金屬射流，廣泛用于工程爆破切割的聚能射流結(jié)構(gòu)[48]。線性聚能切割器的1 種簡單制作工藝是拉拔式制作工藝，如圖6 所示。該工藝制作的聚能切割器外殼與藥型罩一般為同材料金屬，通過多次拉拔增加炸藥密度，拉拔完成后壓制球缺，最后擠壓V 型槽。其他線性聚能切割器，如V 型聚能切割器（如圖7 所示），其制作工藝較復(fù)雜，直徑較大。因此，針對真實發(fā)動機(jī)榫頭部位的切割，應(yīng)優(yōu)先選擇拉拔式工藝制作的線性聚能切割器開展葉片爆破切割試驗。

圖5 PX8 發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片改裝[39]

圖6 線性聚能切割器的拉拔式制作工藝

圖7 V 型聚能切割器

4.2 響應(yīng)測量技術(shù)

包容事件是非常復(fù)雜的非線性瞬態(tài)動力學(xué)問題，飛斷葉片撞擊機(jī)匣并受到后續(xù)葉片撞擊、擠壓而發(fā)生破裂，持續(xù)沖擊機(jī)匣；葉片飛斷后轉(zhuǎn)子不平衡力瞬時增大，使轉(zhuǎn)子運行軌跡發(fā)生變化，撞擊機(jī)匣并對機(jī)匣產(chǎn)生摩擦扭矩，同時轉(zhuǎn)子軸及軸承載荷急劇加大；由轉(zhuǎn)子向靜子轉(zhuǎn)∑的能量造成整個發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)之間發(fā)生復(fù)雜的動態(tài)載荷傳遞[49-51]。在試驗中的響應(yīng)測量對于試驗結(jié)果與仿真分析以及結(jié)構(gòu)優(yōu)化是十分必要的，但由于結(jié)構(gòu)及載荷傳遞的復(fù)雜性增加了響應(yīng)測量方案設(shè)計與實施的難度。在包容試驗中會出現(xiàn)材料的塑性變形、大的位∑、各結(jié)構(gòu)間的高速碰摩、撞擊[52]，響應(yīng)測量主要為撞擊過程的影像記錄以動態(tài)載荷響應(yīng)測量。

4.2.1 過程影像記錄

撞擊過程采用高速攝像技術(shù)進(jìn)行記錄，高速攝像是用很高的幀頻和很短的曝光時間進(jìn)行拍攝的方式。20 世紀(jì)70 年代，膠片高速攝像機(jī)已用于科研，20 世紀(jì)末至21 世紀(jì)初，隨著電子技術(shù)、計算機(jī)技術(shù)、新型傳感器和大容量存儲技術(shù)的發(fā)展，數(shù)字式高速攝像機(jī)發(fā)展迅速[53]。目前國際上主要機(jī)型包括WEINBERG公司的Visario、VRI 公司的Phantom 以及REDLAKE公司的100K 等高速攝像系統(tǒng)[54]。

國外在CFM56-5B1/-5B2/-5B4 發(fā)動機(jī)的包容取證試驗中共使用了21 臺攝像機(jī)，其中高速攝像機(jī)12臺，6 臺幀頻設(shè)置為2000～6000 的高速攝像機(jī)用于發(fā)動機(jī)進(jìn)口拍攝，4 臺幀頻設(shè)置為800 的高速攝像機(jī)用于機(jī)匣外部垂直拍攝，2 臺幀頻分別設(shè)置為800 和1000 的攝像機(jī)用于尾部拍攝。國內(nèi)首次在試驗器上進(jìn)行的真實機(jī)匣包容性試驗選用的高速攝像機(jī)為美國REDLAKE 公司制造的HG-100K 型數(shù)字高速攝像機(jī)。

在包容試驗中使用高速攝像機(jī)進(jìn)行撞擊過程記錄，需要設(shè)置適合的拍攝參數(shù)以及觸發(fā)方式。拍攝參數(shù)設(shè)置主要是幀頻設(shè)置，高的拍攝幀頻能記錄更短事件內(nèi)發(fā)生的細(xì)節(jié)，但會縮短拍攝時間、降低畫質(zhì)以及提高照度要求，因此需要根據(jù)記錄需求設(shè)置拍攝幀頻，不能折衷時需要增加高速攝像機(jī)數(shù)量。為保證拍攝到完整的葉片飛斷及撞擊機(jī)匣過程，需要設(shè)計專門的高速攝像觸發(fā)系統(tǒng)。在國外的包容試驗中，設(shè)計了1 種“黑箱”式的旋轉(zhuǎn)觸發(fā)系統(tǒng)，通過設(shè)置精確時鐘控制高速攝像觸發(fā)時刻[25]；在國內(nèi)的包容試驗中，將直徑為0.3～0.4 mm 的觸發(fā)線圈纏繞粘貼在機(jī)匣內(nèi)壁，當(dāng)飛斷葉片切斷觸發(fā)線圈時高速攝像系統(tǒng)被觸發(fā)[29，33-34]。

4.2.2 動態(tài)載荷響應(yīng)測量

文獻(xiàn)[55]給出了國外整機(jī)包容試驗中機(jī)匣應(yīng)變、支點軸承載荷以及軸心軌跡的測試結(jié)果，并與仿真結(jié)果進(jìn)行對比分析，分別如圖8～10 所示，但未介紹具體的測量方法。

圖8 機(jī)匣軸向應(yīng)變測量結(jié)果[55]

圖9 1 支點軸承載荷[55]

圖10 風(fēng)扇盤與1 支點軸承的軸心軌跡[55]

在國內(nèi)，在試驗器條件下的包容試驗中，2013 年何慶等[56]在某型發(fā)動機(jī)風(fēng)扇機(jī)匣葉片包容試驗中進(jìn)行了機(jī)匣撞擊區(qū)域的動態(tài)應(yīng)變測量及仿真分析，在機(jī)匣外壁周向均布8 個測點，每個測點沿周向和軸向粘貼2 個應(yīng)變片，2 號應(yīng)變測量結(jié)果與仿真結(jié)果的對比如圖11 所示。2014 年葉冬[57]、宣海軍等[58]在浙江大學(xué)ZUST6D 型高速旋轉(zhuǎn)試驗臺上進(jìn)行模擬葉片飛失后的轉(zhuǎn)子軸心軌跡測量與限位軸承的載荷測量；軸心軌跡由相隔90°的2 個電渦流傳感器測量，數(shù)采帶寬為350 MHz，采樣頻率為1 MHz，采樣時間為10 s。軸承載荷由加速度傳感器配合LMS Test Lab 測試分析系統(tǒng)測量，測試前標(biāo)定不同力值對加速度的響應(yīng)。

圖11 2 號應(yīng)變片測量與仿真結(jié)果[56]

目前國內(nèi)尚未開展整機(jī)包容試驗動態(tài)響應(yīng)測試工作，但已開展動態(tài)響應(yīng)分析以及縮比簡化模型式的整機(jī)包容試驗測試與仿真分析工作。2014 年洪杰等[59-60]針對葉片飛斷激勵下的整機(jī)動態(tài)響應(yīng)問題，分析了機(jī)匣、轉(zhuǎn)子、支撐系統(tǒng)以及安裝節(jié)在內(nèi)的整機(jī)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的物理過程和力學(xué)行為，并進(jìn)行了響應(yīng)特征的計算和分析；在2018 年，基于結(jié)構(gòu)/力學(xué)特征等效原則建立了高速柔性懸臂轉(zhuǎn)子系統(tǒng)試驗器，對突加不平衡及持續(xù)碰摩所產(chǎn)生激勵下轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動響應(yīng)進(jìn)行試驗測試，試驗中的轉(zhuǎn)子振動響應(yīng)采用電渦流位∑傳感器進(jìn)行測量，承力框架的響應(yīng)采用應(yīng)變片和振動傳感器進(jìn)行測量，結(jié)果表明試驗過程具有顯著沖擊效應(yīng)，并存在轉(zhuǎn)子橫向模態(tài)振動及諧波振動頻率成分。2016～2018 年，劉璐璐、吳建林等[61-62]參考CFM56發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計了縮比的飛斷葉片包容試驗臺，如圖12 所示；通過分別布置在風(fēng)扇機(jī)匣正上方、中介機(jī)匣正上方、渦輪機(jī)匣水平方向以及60°方向風(fēng)扇支板的4 個振動加速度傳感器測量模擬機(jī)匣受到的沖擊載荷以及載荷傳遞變化規(guī)律，共進(jìn)行了8次葉片飛斷試驗，試驗測試結(jié)果較好地反映了葉片飛斷情況下的基本物理現(xiàn)象以及變化規(guī)律，為建立和驗證仿真分析方法提供了基本數(shù)據(jù)。

在動態(tài)載荷響應(yīng)測量方面，目前國內(nèi)已發(fā)展了較成熟的試驗器條件下包容試驗的響應(yīng)測量技術(shù)，但在整機(jī)包容試驗的動態(tài)載荷測量方面開展的研究仍較少，測試技術(shù)尚不成熟。

圖12 飛斷葉片包容試驗臺實物[61]

5 結(jié)束語

為滿足航空發(fā)動機(jī)適航條例關(guān)于包容性的要求，必須開展必要的包容試驗驗證，在整機(jī)包容試驗之前，需要從簡單到復(fù)雜進(jìn)行各類包容試驗驗證，并結(jié)合數(shù)值仿真為結(jié)構(gòu)設(shè)計和改進(jìn)以及最終通過包容性取證試驗提供數(shù)據(jù)支撐。

近20 年國內(nèi)包容試驗研究工作發(fā)展較快，開展了大量的打靶試驗以及單級轉(zhuǎn)子的機(jī)匣包容試驗，并掌握了較成熟的試驗器條件下包容試驗的測試技術(shù)，但與國外研究進(jìn)程相比，在參研單位范圍、試驗數(shù)量方面存在明顯差距，對于包容性正向設(shè)計的支撐不足，應(yīng)加大試驗研究的廣度與深度。

國內(nèi)尚未開展安裝主要轉(zhuǎn)子、承力框架的包容試驗以及整機(jī)包容試驗，針對整機(jī)包容試驗的葉片飛斷、響應(yīng)測量等關(guān)鍵技術(shù)還不成熟，為滿足整機(jī)包容試驗的需求，應(yīng)重點發(fā)展葉片爆破切割技術(shù)以及整機(jī)包容試驗動態(tài)響應(yīng)測量技術(shù)。