結構保險裝置在大涵道渦扇發動機風扇葉片飛失中的應用

徐 雪，李宏新，馮國全

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015）

0 引言

航空發動機是飛機的心臟，其安全性關系到整個飛機的安全。目前，無論軍機還是民機都十分重視安全性，都對發動機的安全性提出了很嚴酷的要求[1]。對于大涵道比發動機而言，在風扇葉片飛失（Fan Blade Out，FBO）條件下的安全性設計是1項十分關鍵的設計和試驗項目。對此，在中國、美國和歐洲的適航性體系中均給出了明確而嚴格的要求[2-4]。為了確保這種極端情況下的結構安全性，各大航空發動機生產商均采用了結構保險設計。

結構保險與電器系統中的保險絲原理一樣，其基本思想：當載荷達到或超過精心設計的臨界值時，實現有目的的破壞，從而保護系統不出現更大危害的情況。這種設計也是其他工業領域中針對極端載荷情況所經常采用的設計手段，例如：汽車的被動安全性（碰撞）設計和建筑結構抗震性設計[5]。

在國外先進民用渦扇發動機的設計中，除了FBO條件之外，還在研究許多關系到整機安全性的方面實際應用結構保險裝置，一方面保證了發動機的安全性，另一方面保證了研制項目順利、高效地完成并且研制成本可控。

本文通過對結構保險原理、FBO下的物理過程和大涵道比渦扇發動機風扇部位具體的結構設計特點3個維度的研究，理清三者之間的邏輯關系，為后續的相關研究提供1種比較清晰的思路和研究方向，并且給出初步的基本結構方案。

1 國內外研究情況綜述

1.1 試驗研究的情況

在民用航空發動機進入大涵道比時代后，由于單級大風扇的葉片質量遠高于其他轉子葉片，而且其直接暴露在進口氣流之中，經常受到外物打傷的影響，因此風扇葉片損傷/飛失事件成為了整機安全性方面的設計重點之一。在20世紀80～90年代，各大公司對于FBO事件研究的主要手段是通過縮比/全尺寸風扇試驗件（如圖1所示）和整機FBO（包容性）試驗（如圖2所示）來驗證包容機匣和結構保險等設計，至今整機FBO試驗仍然是每款全新設計的民用航空發動機適航取證必須通過的1個試驗。但是由于該試驗破壞威力巨大需要特殊的試驗設施，試驗過程為高速瞬態過程需要高速測試分析技術，而且還需要犧牲一整臺發動機，因此試驗的成本、難度和風險都很高。也正因如此，這種試驗能力只有極少數發動機公司或研究機構才具備，其試驗結果自然成為了商業機密不會輕易透露，這也是以往的研究大多數都集中在幾大發動機巨頭的原因。

圖1 GEnx發動機的風扇部件FBO縮比試驗件

圖2 Trent 900發動機的適航取證FBO試驗

1.2 仿真分析的進展

進入新世紀以來，隨著計算機技術的不斷進步和適航的條款的進一步嚴格要求，對于航空發動機FBO事件的仿真研究工作方興未艾，并且已經取得了實際應用，例如：對于FBO事件之后的持續旋轉適航要求，通常就可以通過計算分析來證明[6]，這樣既節約了研制成本又降低了研制風險。

在國外的發動機公司和大學中，對于結構保險在FBO事件中的作用，以及對于結構保險作用前后轉子的動力學行為已經開展了廣泛而深入的研究。GE公司的S.K.Sinha于2002年和2012年分別發表了2篇文章，不僅從理論的角度給出了FBO事件后，風扇轉子在葉尖嚴重碰摩情況下的瞬態動力學行為和風車狀態下的不平衡轉子動力學特性的仿真分析方法，還給出了典型算例的仿真分析結果以及與整機試驗數據的對比[6]；RR公司的Robin JWilliams于2011年也開展了FBO事件后風扇轉子在葉尖嚴重碰摩情況下的瞬態動力學行為的計算方法研究，并且提出了能夠提升計算速度的1維梁單元和3維實體的混合建模分析方法[7]；斯奈克瑪公司的Nicolas Cosme和David Chevrolet等于2002年開展了利用實體簡化模型（如圖3所示）進行FBO過程與結構保險失效效果的仿真分析，并與試驗測試結果進行了對比[8]。

在國內對于該領域的研究工作起步較晚，但是正在快速進步。例如：西北工業大學的廖明夫教授領導的團隊，針對FBO事件下的結構保險設計開展了原理試驗研究。

1.3 仿真分析的難點

在上述的仿真分析工作涉及到許多高度非線性的分析過程，例如：大變形瞬態結構動力學過程、接觸（易磨耗涂層剝落）、碰撞沖擊（葉尖與機匣碰摩）和斷裂（結構保險失效）等，而且涉及到的零部件很多、形狀復雜，因此仿真分析的困難主要有以下3個方面：

圖3 Nicolas Cosme和David Chevrolet所使用的實體簡化模型[8]

（1）模型的簡化方法：如何做到既盡可能的降低計算需求，又能夠模擬真實的物理過程是1個困難，這方面需要有許多試驗數據的支持，而這些試驗數據的獲得本身就是1件難度很大而且需要長時間積累的事情；

（2）分析工具軟件：如前所述由于涉及到許多分析過程很難通過單一的軟件平臺來實現，常常需要結合不同軟件工具的優勢領域，甚至需要采用自行開發的專用軟件工具；

（3）計算資源：盡管現在計算機的計算能力在快速發展，尤其是并行計算能力在有限元分析領域取得了顯著的進步，但是對于FBO事件的高度非線性、結構復雜的物理過程的瞬態動力學分析，計算資源仍然是1個制約因素。

從上面的分析可知，采用經過試驗驗證的分析方法，對某型全新發動機的FBO事件進行高保真度的仿真分析，是1件技術門檻很高的研究工作，也是高安全性航空發動機領域的重要技術壁壘之一。

2 結構保險設計

2.1 結構保險設計理論簡介

設計是1項創造性過程，在新結構設計完成時就形成了1條條由每個零部件可能發生的故障模式構成的復雜的因果網絡，即許多的“破損鏈”，每條破損鏈最終都連接到1種整機故障模式。經過研發過程中的仿真分析和試驗驗證工作，上述“破損鏈”會逐漸暴露出來并通過修改設計加以排除。但是不可否認的是，由于某些原因，結構設計人員在產品投入使用之后仍然不能100%地確定該設計在規定的壽命和載荷下一定不出問題，即還存在著尚未被暴露出來的“隱性破損鏈”。這其中的原因至少包括以下因素：

（1）試驗環境與真實環境存在偏差。試驗環境是對真實環境在工程上的近似模擬，但還會存在偏差，例如：在研制階段，發動機服役后的真實工作載荷譜難以準確獲得并模擬；

（2）試驗狀態和真實工作狀態存在偏差，真正的極限工況難以預見；

（3）在生產制造過程中可能會帶來預見不到的偏差，而且零件數越多可能性越大；

（4）受人的因素影響，生產者、使用者、維護者和乘坐者等都有可能出現設計意料不到的行為；

（5）項目的經濟性和時效性考慮，試驗的時間和成本有限。

如果隱性故障鏈在設計過程中暴露的不充分，而在使用過程中頻繁暴露出來，勢必會帶來研制工作的反復，甚至還可能引起大規模的產品召回，這都是研發單位所不愿看到也很難承受的顛覆性的影響。因此，如何能夠保證在有限時間、有限經費的約束下盡可能地減少隱性破損鏈，成為產品設計可靠和使用成熟的關鍵，尤其是對于航空發動機這樣設計復雜、條件苛刻、投資巨大和研發周期長的產品。

為了盡可能地降低隱性破損鏈的影響，一種方法是在設計過程中留有一定裕度，另一種方法就是在結構設計中有意地設計出若干保險結構。

第1種方法是航空發動機結構設計中的常規做法，也能夠行之有效地降低隱性破損鏈的影響，保證設計安全，而且在長期的實踐中也總結出了相關的設計標準和規范，來具體指導裕度設計。但是隨著航空發動機產品性能的不斷提升、離心負荷和溫度負荷的不斷增大、各種功能的不斷豐富以及質量限制約束的不斷加強，給結構設計提出的要求越來越苛刻，結構設計的可用裕度越來越小。尤其值得注意的是隨著拓撲優化和強度分析的方法越來越多的應用到結構設計中，提升了結構應對某一特定載荷的結構效率，降低了質量，但是卻使結構在不可預見的非設計載荷情況下的裕度更小。

第2種方法是由被動地發現隱性破損鏈變為主動地屏蔽掉隱性破損鏈。在結構設計中，根據傳力結構和可能的故障模式，有意識地選擇特定的部位或者特定的部件，預先設計為整條傳力路線上的最薄弱的一環，并且設計相應的輔助結構，讓結構的破損過程按照設計好的方式發展，最后實現1種可以接受的失效模式。從而保證在有限時間和有限成本的情況下，研發出滿足適航要求的成熟可靠的高性能產品。結構保險設計特別適用于解決大涵道比發動機FBO和安裝節失效等事關產品安全性的、適航條款中嚴格要求的、在實際驗證過程中需要巨大成本的設計難題。

2.2 結構保險的關鍵設計因素

結構保險的關鍵設計因素包括：（1）結構保險布置位置的設計；（2）觸發門檻值的設計。

保險結構布置位置需要根據不同發動機的不同結構和載荷特點因地制宜地選擇。既要能夠實現觸發后切斷載荷傳遞路線的要求，又要使由此引發的預先設計好的故障模式單一、影響范圍小、造成的損失小。同時，所選的實現熔斷功能的部件（犧牲單元）則需要具有良好的生產一致性，以保證生產出的每臺發動機觸發門檻值的一致性。

觸發門檻值的設計是1項微妙的平衡，需要精細的計算分析和試驗驗證。

一方面，既不能把門限值設計得太高，導致在發動機出現較嚴重故障的時候不能夠觸發熔斷功能，失去保護作用[9]，在實際的故障案例中，確實出現過沒有結構保險或者設計了結構保險但是未能完全觸發失效，所產生的巨大載荷向后傳遞引起發動機熱端部件在大振動下油管斷裂，最終導致發動機起火（危險性事件）的真實案例[9]。

中國電信、中國聯通、中國移動等運營商的國際出口，基本設置在北京、上海、廣州，其他城市均沒有設置國際出口，采集如下圖：

另一方面，也不能夠把門檻值設計的太低，導致發動機在較為輕微故障模式下頻繁地“誤觸發”熔斷，造成發動機的損傷和增加不必要的成本。

在實際結構中，保險結構的布置位置和門檻值設計是1個復雜的問題，需要系統地考慮在多個結構上采用保險結構設計或者采用多個層次的結構保險才能最終實現1個保護功能的需要。

3 FBO事件中的結構保險的應用

3.1 適航要求

適航性對于FBO的要求包括：包容和轉子不平衡試驗及持續風車運轉2項要求。

中國、美國和歐洲的葉片包容性和轉子不平衡試驗的適航要求規定：“FBO事件后15 s內發動機不能出現高能碎片不包容、著火、安裝節脫開等危險性事件[2]”。

美國和歐洲的適航條款中還提出了持續風車運轉的要求（適航通報）：“FBO事件之后3 h內低壓轉子能夠繼續處于風車狀態做低速旋轉，在維持持續風車旋轉期間，基本的持續的轉動故障情況或事件不會引起危險的事件[3,10]”。

3.2 物理過程分析

典型的雙轉子大涵道比渦扇發動機的總體結構和載荷傳遞路線[11]如圖4所示。

圖4 大涵道比發動機的主要結構和FBO事件中的載荷傳遞路線（粗虛線）

FBO事件的物理過程大致可以分成以下階段：

（1）T0時刻風扇葉片的飛失（適航條款規定失效必須出現在最大轉速和盤上最外部的固定榫槽處），脫落的葉片造成隨后的葉片部分脫落（共飛失約1.5片風扇葉片的質量）[12]，在風扇盤處產生了巨大的離心載荷；

（3）巨大的載荷通過“風扇盤后軸頸”、“風扇后短軸”、“1 支點滾棒軸承”、“1 支點承力錐壁”和“2 支點滾珠軸承”傳遞給“中介機匣”，再通過“中介機匣”上的安裝節傳遞給機翼吊架（飛機的承力結構）；

（4）FBO事件中結構處的載荷計算并和試驗結果對比如圖5所示。當結構保險承受的載荷達到設計值時，結構保險被觸發,發生保險破壞失效（Fuse Failure）[8]，吸收部份振動能量，切斷載荷傳遞路徑，并放開所在結構對于低壓轉子的支點約束；

圖5 FBO事件中結構保險處的載荷計算結果和試驗結果的對比[8]

（5）低壓轉子由3支點支撐變為2支點支撐，造成臨界轉速大幅下降[14]，支點的外傳振動載荷明顯下降；

（6）低壓轉子在2個支點的支撐下持續旋轉并逐漸減速，最終穩定在風車轉速。此時飛機仍繼續飛行，失效發動機的轉子保持風車運轉能力可以獲得比完全停轉更小的阻力，從而更加有利于飛行安全[15]。同時，由于放開了1個支點，所以風車轉速仍然遠高于此時低壓轉子的臨界轉速，低壓轉子處于超臨界工作狀態，由于轉子的自定心作用，由風扇巨大不平衡量帶來的振動載荷仍然比較小，更加有利于滿足適航條件中外傳振動的要求，從而保證飛行安全；

（7）當飛機接近機場開始減速或者著陸后，由于飛行速度下降導致發動機風車轉速降低，通過臨界轉速時，即便風扇存在巨大不平衡量，但是由于放開了1個支點后臨界轉速很低，引起的振動能量有限，也不會對發動機和飛機的結構產生更惡劣的影響。

3.3 載荷分析及結構保險的布置

根據上述的適航要求和物理過程可以得出，FBO事件的保險結構設計主要有2個設計目標：（1）切斷大不平衡載荷外傳的路徑，防止過大的載荷外傳，以避免更為嚴酷的故障模式甚至是危險性事件；（2）減少轉子支點，大幅降低臨界轉速，以保證帶有大不平衡量的轉子在風車狀態的工作安全。

大涵道比渦扇發動機的風扇轉子在主傳力路線上各承力部件的受力情況如圖6所示。通過對于上述各承力部件在FBO狀態下的受力情況以及其破壞后的失效模式，可以分析出結構保險的合適布置位置。

圖6 主傳力路線上各承力部件的受力情況

低壓轉子模型和前支點局部的等效應力分布分別如圖7、8所示，計算模型的主要參數見表1。通過對于典型的大涵道比渦扇發動機低壓轉子簡化模型在FBO事件下的動力學行為的仿真分析，可以得到：由于1支點軸承距離FBO后離心載荷的產生位置最近，所以A-B-C-D-E-J自然是FBO事件中的主要傳力路線；相應的A-F-G-H-J為次要傳力路線；由于距離低壓轉子后支點比較遠，所以經過低壓渦輪軸I傳遞的載荷很小，對于FBO事件的影響可以忽略。

圖7 在低壓轉子模型上的等效應力分布

圖8 前支點局部的等效應力分布

根據上述仿真分析結果，各主要承力結構的受力情況以及失效模式分析如下：

（1）風扇后軸頸承受風扇葉片飛失帶來的離心載荷、彎矩及低渦傳遞來的驅動扭矩載荷和風扇轉子軸向載荷，如果用這個部件充當結構保險的犧牲單元，將會導致觸發之后風扇轉子飛出，形成危險性事件；同時，由于低壓渦輪轉子失去扭矩負載和向前的軸向力平衡，可能會出現轉子飛轉破裂，也是危險事件[16]。風扇后短軸以及其與風扇后軸頸相連的安裝邊不能夠布置結構保險也是基于同樣的原因。

表1 計算模型的主要參數

（2）1支點軸承承受風扇FBO帶來的徑向載荷并允許風扇轉動，如果用這個部件充當結構保險的犧牲單元，將會導致軸承失效卡滯，既有可能導致無法滿足后續持續風車運轉的要求，還有可能造成低壓渦輪軸承受過大的扭矩沖擊出現扭斷，進而帶來低渦轉子飛轉破裂的危險事件。

（3）承力錐壁與1支點軸承座的安裝邊承受風扇FBO帶來的徑向載荷（定位銷釘和螺栓的剪切力）和軸向載荷（僅對應1支點軸承為球軸承的發動機）。對于1支點軸承為棒軸承的情況，該處載荷情況比較單一，失效后風扇轉子剩余支點可以比較完整的實現支撐和軸向傳力的功能；對于1支點軸承為球軸承的情況比較復雜，布置結構保險時需要考慮在徑向載荷傳力路線切斷之后，如何繼續實現軸向載荷的傳遞的功能。

（4）承力錐壁承受風扇FBO帶來的旋轉的彎矩載荷（錐壁一側受拉、另一側受壓，而且拉/壓的位置隨風扇的離心載荷一起旋轉）和軸向載荷（僅對于1支點軸承為球軸承的發動機），如果布置結構保險所形成的后續故障模式與前安裝邊處相近，主要區別在于此處的載荷是拉/壓載荷，而前安裝邊處為剪切載荷，在具體的犧牲單元的結構形式上不同。

（5）承力錐壁后安裝邊載荷情況和后續故障模式與承力錐壁處基本一致。

（6）中介機匣為整機最主要的承力結構，高低壓的各種載荷都匯集于此，十分復雜，因此在此處布置保險結構會使故障模式多樣化，不僅不能達到提升故障可預測性的目的，而且一旦破壞將是危害十分重大的危險性事件。

綜合上述分析，在主傳力路線上的承力錐壁前安裝邊（C處）、承力錐壁（D處）和承力錐壁后安裝邊（E處）比較適合布置結構保險犧牲單元。而且，從上述仿真分析結果可知（圖8），承力錐壁前后安裝邊的螺栓由于是傳力路線上的最薄弱點，其大面積局部應力已經超過2000 MPa（實際上已經斷裂）顯著高于軸頸和承力錐壁等大構件的600 MPa左右。這樣的區別也使得采用螺栓作為結構犧牲單元，可以更容易精確地控制觸發門限值并能夠盡可能保證大構件的完整從而控制失效模式。因此如果需要在承力錐壁上布置結構保險，也需要考慮在承力錐壁上增加螺栓安裝邊來實現。

盡管在FBO事件中的次要傳力路線上的載荷傳遞和應力都比較小（圖8），在實際設計中也需要根據主傳力路線上的結構保險的設計需要，設計次級結構保險以放開局部自由度，以更好地實現FBO保險結構的2個設計目標。

3.4 典型的犧牲單元結構

從前面的的分析可知，不同保險結構布置的結構形式和載荷有著很大的差異，因此需要針對具體的情況確定最合適的犧牲單元結構形式。同時由于結構保險設計對于各大發動機生產商來說都是關鍵的設計內容，所以很難見到詳細的介紹，只能通過一定的典型結構進行工程上的分析。

（1）承力錐壁前安裝邊的犧牲單元

典型的在承力錐壁前安裝邊（位置C）布置犧牲單元的方案如圖9所示，如RR公司的BR700系列發動機，其具體實現形式是在軸承座彈性支撐環與前錐壁安裝邊之間布置徑向剪切銷（犧牲單元）。在遇到FBO情況下載荷超出預設計值時，安裝邊處的剪切載荷使剪切銷的頸縮處剪斷破壞，從而切斷1支點的徑向傳力路線。其觸發門檻值的設計可以通過頸縮處尺寸和剪切銷釘數量來實現。

圖9 BR710發動機的結構保險犧牲單元

（2）承力錐壁后安裝邊的犧牲單元

典型的在承力錐壁后安裝邊布置犧牲單元的方案如圖10所示，如GE公司的Leap X系列發動機，其具體實現形式是在前錐壁后安裝邊與2支點軸承座（通過螺栓固定于中介機匣上）之間布置頸縮螺栓（犧牲單元）。在遇到FBO情況下的巨大載荷時，承力錐壁受拉一側的頸縮螺栓在頸縮處拉斷，由于受拉的位置隨風扇的離心載荷一起旋轉，實際上在風扇旋轉近1周之后所有的螺栓都將被拉斷，從而切斷1支點的徑向傳力路線。其觸發門檻值的設計可以通過頸縮處尺寸和螺栓數量來實現。

（3）次級結構保險設計

典型的FBO事件的次級結構保險布置方案如圖11所示，如GE公司的GE90-110B/115B、GEnx系列和Leap系列發動機。

圖10 Leap X發動機的結構保險犧牲單元

圖11 GEnx發動機的次級結構保險

其具體實現形式是在承力錐壁后安裝邊布置主傳力路線結構保險之外，在2支點轉子承力錐壁與風扇后短軸之間設計球鉸連接結構，并在球鉸中心布置剪切銷。在遇到FBO情況下主結構保險觸發失效后，1支點傳力路線被切斷，風扇轉子變成由2支點和5支點支撐，風扇懸臂增大，低壓轉子出現較大的撓曲變形，在2支點截面出現較大的彎曲力矩和彎曲變形。此時球鉸內部的剪切銷被剪斷，從而使球鉸結構既能夠放開對于低壓轉子俯仰變形的約束，一方面防止轉子撓曲變形給2支點軸承帶來較大的彎矩影響，保證2支點軸承不失效；另一方面還能夠使軸承繼續傳遞徑向載荷和軸向載荷。

4 結束語

民用發動機適航條款中的FBO事件后的“葉片包容性和轉子不平衡試驗”和“持續風車運轉”2項條款對于某新型發動機的研制來說是十分苛刻的要求。結構保險就是在面臨此類比較極端的設計要求時必須采用的設計手段。本文從上述要求為切入點，結構保險的理論入手，分析了相應的結構保險的功能需求、可能的布局位置和典型的結構形式。該理論和方法也可以應用于其他軍/民用發動機關鍵結構的保險裝置設計上。

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