航空發動機軟壁風扇機匣包容性研究

宣海軍，何澤侃，牛丹丹，苗 艷，柏漢松，洪偉榮

（1.浙江大學高速旋轉機械實驗室，杭州310027；2.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015；3.先進航空發動機協同創新中心，北京100083）

0 引言

高強度纖維織物具有質量輕、比強度高、抗沖擊性能等優點，廣泛應用于兵器工業、交通運輸和航空航天等領域。先進復合材料已經成為提高飛機推重比的重要手段之一，其中比較典型的應用是航空發動機風扇包容機匣。 傳統的硬壁包容（hardwall containment）通常采用韌性極高的高強鋼材料制成，利用其在撞擊載荷作用下發生較大塑性變形以吸收斷葉動能，并有效控制裂紋擴展；而軟壁包容（softwall cont-ainment）指在薄壁金屬機匣外纏繞強度和韌性優良的纖維（如Kevlar）條帶，碎片擊穿機匣內層，外層纖維只有被撞擊的局部區域發生破損，機匣仍然保持結構完整性，碎片被機匣外部增強的柔性纖維增強復合材料捕獲[1]。

高強度纖維纏繞增強的軟壁風扇機匣是大型航空發動機輕質風扇機匣的主要選型之一，為理清研制思路，本文從結構特點、數值分析方法、試驗方法、纖維性能考核等方面綜述軟壁風扇機匣包容性分析設計方法。通過分別研究適用于工程、機理分析的連續介質模型和紗線模型的優缺點，以及比較能有效考慮包容性分析中各關鍵因素的旋轉打靶試驗和能初步驗證包容能力的部件包容試驗的特點，為可開展的研究提供借鑒。通過總結纖維織物的性能測試方法，為選取優良的纖維織物以及發展適用的材料模型提供參考和依據。

1 軟壁包容機匣結構特點

早期的航空發動機多采用硬壁包容機匣，在提高安全性的同時增加了自身質量，其性能難以滿足現代高推重比發動機和大型綠色渦扇發動機的設計要求。近年來，纖維纏繞增強軟壁包容機匣憑借成本低、質量輕、包容能力強的優點而被廣泛應用。GE公司在CF6-80C2發動機上較早采用了軟壁包容機匣[2]，隨后，RR公司的RB211，PW 公司的PW4084和GE公司的GE90等發動機均采用了該設計[3]。其中GE90發動機在較薄的鋁合金殼體外表面銑出較多縱橫交錯的深槽，以保證機匣的剛度，再在殼體外側纏繞65層Kevlar 纖維編織帶，并覆以環氧樹脂制成復合材料包容環。該設計在具有良好包容能力的同時，其質量比金屬包容環減輕近50%[4]。典型軟壁包容機匣及結構如圖1所示，主要特點是通過在薄壁金屬外纏繞多層纖維織物，用來捕捉飛出的碎片。

圖1 典型軟壁包容機匣及結構

2 軟壁包容機匣數值分析方法

軟壁機匣的數值分析與金屬機匣的類似，一般基于直線打靶和部件包容試驗，研究1種有效的包容性數值分析方法，應用于真實機匣包容性分析。

2.1 打靶試驗數值分析

纖維織物打靶試驗的數值仿真技術發展得比較完善，目前集中于連續介質模型和紗線模型。前者模型簡單，計算速度快，有利于工程應用，但數值仿真結果并不能真實反映纖維織物的具體損傷形式；后者比較接近織物的內部結構，能有效評估織物的內部損傷情況，考慮對包容性的影響，但是數值仿真難度較大，建模比較困難，計算時間比較長。上述模型為纖維織物打靶試驗的數值仿真分析提供了可行途徑。

2.1.1 基于連續介質模型的數值分析

為了降低建模難度，連續介質模型不考慮材料內部結構，將其簡化為各向異性的連續體，使用各向異性的本構方程來模擬纖維織物的力學行為。通過性能測試得到材料參數，如彈性模量、泊松比、不同方向的強度等。賦予纖維織物連續體的材料性質，可得出整體結構的響應，適用于工程分析。成功運用分析解、有限差和有限單元法建立沖擊過程的模型。

Kollegal[5]發展了1種采用3維有限元模型捕捉纖維復合材料有效彈性性質的方法。通過包含基體材料和紗線材料的損傷、失效將非線性加入模型。使用該材料模型的拉伸和面內剪切行為與試驗結果吻合較好。Roylance[6]運用有限差分技術，利用一系列無質量鉸鏈纖維單元，在節點分布質量上使模型與實際的纖維密度相同。Shim[7]采用了相似技術，使用無質量鉸鏈對纖維單元進行建模，但是黏彈性模型考慮了應變率效應，采用球形鋼制彈體對Twaron纖維進行了彈道沖擊試驗，并與數值分析的結果進行了對比，結果在彈體殘余速度和纖維能量吸收方面顯示了較好的吻合性。

Lim[8]采用膜單元進行了球形鋼制彈體對Twaron纖維材料的彈道沖擊模擬，運用DYNA3D的材料類型應變相關的各向同性彈塑性模型（MAT19）。通過自定義載荷曲線定義了彈性模量、失效應力、屈服應力、剪切模量等隨應變率的變化，試驗與模擬結果吻合較好。

Iannucci[9]采用LS-DYNA和損傷發展模型對編織碳纖維復合材料遭受沖擊載荷的行為進行了模擬，用平面應力殼單元代表復合材料，織物纖維與基體損傷通過減小有效剛度值進行模擬，隨著剛度值的減小，材料損傷不斷擴展直至失效。針對編織復合材料，Taibiei[10]采用單胞方法對其進行均質化，考慮紗線的重定向和材料方向的非正交性，在LS-DYNA中使用自定義的材料模型模擬圓柱彈體沖擊kevlar129織物，用殼單元代表織物，模型中不考慮織物的損傷。通過對織物變形量和彈體的位移與時間的關系進行比較，得出模擬和試驗結果吻合較好。

Stahlecker[11]通過試驗獲得織物的力學性質，構建纖維織物的非線性率相關性各向異性材料模型，使用LS-DYNA的UMAT子程序施加。在彈道沖擊試驗中，葉片撞擊下的連續介質模型發生了變形與破壞，仿真結果與試驗結果吻合良好，驗證了該模型的正確性，如圖2所示。

圖2 連續介質模型仿真與試驗結果對比

2.1.2 基于紗線模型的數值分析

通常采用紗線模型研究纖維內部作用機理。按照實際紗線（纖維束）的波動和編織方式直接建模，紗線為面內各向同性材料，可直觀地反映纖維織物的具體編織結構，研究彈體與紗線、紗線與紗線之間的相互作用。

Rao[12]研究了Kevlar KM2纖維平紋織物的材料性質并進行了摩擦測試，確定了數值仿真中的材料參數。通過顯微鏡觀察得到纖維橫、縱向紗線的幾何參數，建立紗線模型進行分析，仿真與試驗結果吻合較好利用LS-DYNA考慮了不同材料性能下的平紋織物彈道沖擊性能，得出剛度和強度更高的織物的彈道沖擊性能也更好。剛度大能夠更快地降低彈體速度，強度高能使紗線在破壞前吸收更多的彈體動能。

Duan[13]也利用紗線模型討論了纖維織物靶板在不同邊界條件下的彈道沖擊性能。采用各向異性彈性材料模型，利用LS-DYNA分析得出4邊約束的紗線模型能夠較快地降低其速度，但對邊約束使彈體速度降低。由于對邊約束的纖維彈體侵徹纖維的時間比較長，吸收的能量較多。

Talebi[14]研究了不同的彈體前端角度對纖維Twaron CT716撞擊和侵蝕機制的影響?；诩喚€模型，對稱選擇1/4模型，數值仿真如圖3所示。考慮了材料之間的侵蝕，動、靜態摩擦系數分別設為0.28和0.30。得出纖維的吸能能力跟彈體的初始速度有關，前端角為60°時對纖維的損害性最大，并隨著彈體前端角度的增大，纖維織物吸能增多。

圖3 基于紗線模型的數值仿真

2.2 軟壁機匣包容性數值分析

考慮機匣結構的復雜性，一般在包容性數值分析時采用打靶試驗中已經驗證的數值模型。Bansal等[15]對Honeywell公司的HTF7000發動機風扇葉片的包容性進行了有限元分析，并通過彈道沖擊試驗驗證材料本構和有限元模型，纖維織物采用3或4層殼單元建模。

軟壁包容系統數值仿真結果如圖4所示。通過比較包容系統的損傷預測，評估了葉片造成的損傷程度、缺口尺寸以及沖擊位置，并檢查了變形后的葉片形狀。

圖4 軟壁包容系統數值仿真結果

3 軟壁機匣包容試驗方法

文獻[16]中提到機匣包容性試驗主要分為打靶試驗（ballistic impact test）、在專門的高速旋轉試驗臺上進行的部件試驗（component containment test）、臺架試驗（rig test）和在室外試車臺上進行真實發動機風扇葉片的包容試驗（full engine test）4個步驟來驗證和優化機匣的包容性。其中臺架試驗類似于部件試驗，但試驗條件更接近真實情況；真實發動機風扇葉片的包容試驗是發動機適航取證的關鍵試驗，費用極高。而打靶試驗和部件試驗是研究性的基礎試驗，也是驗證仿真方法有效性的手段，下面對這2個方面進行綜述。

3.1 有效的打靶試驗方法

對于軟壁機匣包容性試驗來說，打靶試驗主要用來考核纖維材料的性質，驗證數值分析方法的有效性。文獻[17]介紹了1種典型的全尺度包容環彈道沖擊試驗。夾具為含缺口的金屬圓環，纖維織物纏繞在圓環上。圓環傾斜15°，置于空氣炮前，使彈體可以越過上安裝邊打在機匣內壁上。試驗得到了不同纖維織物的能量吸收關系，以及纖維織物的彈道極限。

直線打靶試驗簡化了零部件。在常見的打靶研究[18-24]中，大都使用平板條或者圓柱形彈體，導致得出的結果存在一定的偏差。

Carney[25-26]等研究指出，在不增加總體質量的情況下，曲面截面機匣的彈道極限比普通機匣的高15%。實際失效的葉片碎片以切線方向飛出撞擊機匣，不僅涉及較大的傾斜角（Oblique angle）和偏航角（Yaw angle），還存在失效碎片沿質心的旋轉（Tumbling），上述因素都無法在直線打靶試驗中加以考慮。

相比空氣炮直線打靶試驗，在旋轉試驗臺上進行的旋轉打靶試驗則可以有效地考慮問題關鍵，獲得更接近于實際包容問題的結果。

外部纏繞纖維織物的金屬機匣旋轉打靶試驗件結構如圖5所示。葉片安裝在試驗臺主軸上，加速至要求的轉速后被釋放。在自身離心載荷作用下，葉片彈體切線飛出，并以一定角度撞擊機匣模擬件。當葉片穿透內層金屬環后，開始與外層復合材料作用。在旋轉打靶試驗中，可利用高速相機拍攝葉片脫落后的撞擊過程。觀察撞擊時刻的高速攝影照片，可分析出金屬機匣損傷、纖維織物變形等。

圖5 外部纏繞纖維織物的金屬機匣旋轉打靶試驗件結構

3.2 典型的機匣包容試驗方法

為準確評估機匣包容風扇葉片碎片的能力，在專門的高速旋轉試驗臺上進行接近實際發動機工況的部件試驗。選取某級風扇、壓氣機或渦輪葉盤和機匣安裝于高速旋轉試驗腔內，使葉片在預定轉速從根部飛斷后撞擊機匣，從而驗證其包容能力，旋轉部件包容試驗裝置如圖6所示。該裝置具有相對成本低、周期短、試驗結果可以直接應用等優點。

圖6 旋轉部件包容試驗裝置

Stotler[27-28]選取葉尖直徑為1.1 m、尺寸較小的TF34發動機的第1級風扇進行試驗。將2個相距180°的葉片使用爆炸沖擊方式同時釋放，保證轉子不平衡最小。包容環由2個180°半環拼成，可以通過同1次試驗完成，最大程度地減小對試驗臺的損傷。典型的部件包容試驗結果如圖7所示，繪制不同厚度的包容極限能量圖，為包容系統的設計提供參考。

圖7 典型的部件包容試驗結果

4 軟壁機匣纖維材料測試

軟壁機匣包容轉子的碎片主要由外層纖維織物進行捕獲，因此纖維織物的選擇十分重要。由于平紋編織具有方式簡單、容易獲取、性能優良等特點，在國內外的研究[29-31]中得到廣泛應用。不僅可以對外層纖維材料進行擇優選擇，而且可以用于發展最適合纖維織物性能的材料模型，導入仿真軟件中，從而保證計算結果真實可靠。纖維基本性能測試包括拉伸、剪切和摩擦測試；另外為了更好地分析纖維織物抗沖擊性能，進行應變率效應和抗老化等性能測試。

4.1 織物基本性能測試

Naik[32]和Stahlecker[33]考核了不同種類Kevlar、Zylon纖維的力學性能，分別進行了纖維纏繞和填充方向的拉伸、剪切和纖維層間摩擦試驗。3種織物拉伸試驗裝置分別如圖8～10所示。拉伸試驗根據“ASTM D3039聚合物復合材料拉伸性質測試方法”在MTS上進行，分別進行了kevlar49和Zylon纖維平紋織物的拉伸試驗。由于其特殊性，需要考慮兩端夾持機構的滑動和織物橫向收縮明顯的特點。首先運用一邊曲線槽，另一邊V型槽的平板用于防止試樣發生滑移；其次利用延伸儀裝置來測量織物的橫向變形。應力通過額定載荷與紗線平均截面面積的比值計算得到。結果表明：kevlar失效主要發生在織物的中間部分，而Zylon失效主要發生在加緊裝置附近。二者拉伸性質類似，最大拉伸失效都表現出脆性。

圖8 3種織物拉伸試驗裝置

依據“ASTM D3518聚合物復合材料面內剪切性能測試標準”進行剪切性能測試。在試驗中織物由方形金屬相框夾持，其剪切試驗裝置如圖9所示。從圖中可見，考慮夾持裝置的滑動，采用與拉伸試驗相似的V型槽進行固定。在試驗前，鉸鏈連接夾角為90°，金屬框4邊長鋼板將織物固定在與加載方向呈45°的位置。金屬框可以沿加載方向運動。上面的鉸鏈固定，下面的鉸鏈以0.254 cm/s的速率運動，通過執行器的運動實現整體變形。通過Kevlar49剪切試驗得出，在不同的剪切應變值下，剪切模量是不斷變化的。另外，Mehta[34]研究了Kevlar等多種纖維剪切模量隨溫度的變化，發現Kevlar纖維在室溫下的剪切模量為0.5～1.0GPa，隨著溫度的升高，其剪切模量逐漸減小。

圖9 織物相框剪切試驗裝置

纖維的摩擦試驗方法主要有纖維-柱形系統法和力三角形測試法等。采用不同方法得出的數據往往差異較大，纖維摩擦性能測試方法還有待成熟。在Naik[32]和Stahlecker[33]試驗中，進行的纖維織物摩擦測試與以往的纖維絲測試不同，其試驗裝置如圖10所示。利用摩擦力與摩擦系數之間的關系來定義織物間的摩擦系數。從圖中可見，夾在2層相同織物間的1層織物使用水平執行器進行拉伸，通過垂直方向安裝的另1個執行器對織物施加有效壓力為0.41MPa的法向載荷。試驗后繪制最大拉力與法向載荷的曲線可以計算出材料的摩擦系數。在125mm/min的加載速率下，kevlar49的動、靜摩擦系數分別為0.22和0.21，zylon 1500D的動、靜摩擦系數均為0.18。

圖10 摩擦測試試驗裝置

4.2 應變率效應測試

研究表明纖維材料是率敏感性的，其率相關性通常通過分離Hopkinson桿試驗（SHB）獲得。傳統的金屬應變率效應試驗是利用1維應力波加載技術測試材料的動態壓縮變形。由于纖維織物是柔性材料，不能承受壓縮力，故纖維的應變率試驗裝置需要在原來的基礎上進行改進。Don等g[35]設計類似Hopkinson拉桿的旋轉盤式桿拉伸裝置，采用纖維束拉伸試驗方法，得到了Twaron長絲在幾種應變率下的拉伸曲線，指出在高速沖擊測試中計算模型必須引入纖維材料高應變率下的材料參數。Xia和Wang[36]同樣采用拉伸試驗方法，進行了Kevlar49紗線的應變率試驗，基于SHB試驗進行了350 s-1的試驗，發現纖維同時具有溫度和率效應。紗線的彈性模量、峰值應力、峰值應變以及失效應變均隨著應變率的增加而增大，隨溫度升高而減小。

4.3 纖維老化試驗

纖維織物長時間使用后，在紫外線、高低溫等環境因素作用下，其機械性能下降，甚至變脆、龜裂以致無法使用。航空發動機軟壁機匣外層纖維材料在長久使用后也面臨著老化的危險。為了選取性能優良且可長久使用的纖維，必須對其抗老化性能進行研究。國內外研究表明，纖維老化后，強度會明顯降低。不同的纖維，強度降低的程度不一樣；而斷裂伸長率會因纖維材料的不同而出現不同的變化趨勢。目前對纖維老化的研究主要集中在熱氧、濕熱以及光老化等方面。張鵬[37]等研究了ZYLON纖維的熱氧以及濕熱老化中溫度的影響。依據GJB150.3A-2009和GJB150.9A-2009標準，在空氣熱氧、濕熱老化試驗箱中進行試驗。前者給出ZYLON纖維抗斷裂強度隨老化溫度的升高而降低；溫度越高，纖維強度降低得越快。斷裂伸長率先減小后增大，且隨著老化溫度的升高，纖維表面不再光滑，出現明顯的小缺陷及溝槽。后者試驗指出隨著溫度的升高，老化試驗后ZYLON纖維的強度保持率減小，強度變為原來的90%左右，斷裂伸長率增大。

文獻[38]中的數據顯示，Kevlar纖維在340mm波長的光下照射450 h后，其拉伸強度損失89%。Carturan等[39]通過單絲拉伸試驗研究低強度UV輻照對HM-PBO纖維拉伸強度的影響，得出在紫外光輻照下的HM-PBO纖維拉伸強度近似于正態分布，拉伸強度與輻照時間的關系取決于輻照強度。

目前纖維的老化試驗主要針對纖維單束，對纖維織物的研究還有待開展。

5 總結與展望

綜上所述，自主研制大型航空發動機輕質復合材料軟壁包容風扇機匣應注意以下幾點。

（1）可以通過試驗與數值仿真相結合的方法進行軟壁機匣包容性研究，確定最適合的軟壁包容機匣結構，加快研制速度，降低研制費用。

（2）基于連續介質模型的有限元分析技術，具有建模簡便、計算效率高的優點，可有效地應用于工程分析。

（3）與直線打靶相比，旋轉打靶試驗可以更有效地考慮軟壁機匣包容性設計中所涉及到的關鍵因素，試驗條件更接近實際運行工況，在有效控制試驗成本的前提下應當優先采用。

（4）通過對纖維織物進行性能測試，選取合適的外層纖維材料，發展適用的材料模型，可為風扇機匣包容性數值仿真技術研究奠定基礎。

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