鈦合金空心風扇葉片模擬鳥撞研究

劉志強，李從富，賈林，柴象海

中國航發商用航空發動機有限責任公司，上海 200241

航空發動機是航空器的“心臟”，而風扇葉片是航空發動機的關鍵轉動部件之一[1]，其設計制造水平對發動機先進設計指標的實現起著至關重要的作用，目前掌握大涵道比民用航空發動機風扇葉片設計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。傳統的實心風扇葉片重量大，不能滿足現有商用航空發動機低油耗等方面的要求。早在20 世紀，英國、美國等一些國家的航空發動機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扇葉片，如蜂窩空心結構、瓦倫空心結構、槽形空心結構等，其中在寬弦空心風扇葉片方面，RR公司在RB211-535E4、V2500、Trent700、Trent800、Trent900等型號發動機上進行應用，P&W公司在PW4084等型號發動機上進行應用[2-3]。寬弦鈦合金空心風扇葉片推動了發動機減重、油耗降低，提高了飛機的機動性和降低了航空公司的運營成本。

國內某大涵道比民用航空發動機，為滿足大型客機發動機大推力、低油耗等需求，結構上要求采用大尺寸風扇葉片以增加外涵流量，選用鈦合金寬弦空心風扇葉片的研制方案，前方無遮擋物。由于鳥撞是威脅飛行安全，甚至導致航空災難的重要因素之一[4]，風扇葉片可能被直接打斷或被打傷，因此必須保證風扇葉片具備足夠的抗鳥撞能力。國內外適航條例均要求通過鳥撞試驗的方法對風扇葉片抗鳥撞性能進行評估。國外各航空發動機公司經過長期的研制，建立了完善的風扇葉片鳥撞試驗平臺并積累了豐富的試驗數據，用于指導葉片設計、分析與試驗驗證[5-6]，國內這方面技術的積累相對較少。

為驗證該鈦合金空心風扇葉片的強度，需要開展抗鳥撞損傷分析與試驗研究。本研究根據適航條例要求，開展葉片靜止狀態下中鳥和大鳥撞擊參數敏感性仿真分析，得到中鳥鳥撞最危險工況和大鳥鳥撞最危險、次危險工況，開展靜止葉片中鳥和大鳥鳥撞試驗，獲取試驗后葉片損傷情況，仿真與試驗結果吻合良好。本研究可為空心風扇葉片強度設計和旋轉狀態下鳥撞試驗提供支撐。

1 試驗對象

試驗對象為國內某在研的TC4材料的大涵道比渦扇發動機空心風扇葉片，幾何模型如圖1所示。

圖1 鈦合金空心風扇葉片Fig.1 Titanium alloy hollow fan blade

根據適航要求，航空發動機鳥撞擊考核應采用全臺發動機吞鳥試驗來實施，但限于目前不具備開展此風扇葉片旋轉狀態鳥撞試驗條件，參照適航規章要求，轉換到靜止狀態下開展鳥撞試驗，關注在不同撞擊位置、不同鳥速、不同轉速下的葉片損傷情況。

2 撞擊參數敏感性分析

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

鳥體進入發動機葉片時葉片與鳥體的相對位置關系如圖2 所示。將旋轉葉片轉換到靜止狀態下，若不考慮風扇葉片的氣動外形和撞擊后鳥體的變形，假設鳥為圓柱體，由發動機轉子風扇葉片角速度ω0、風扇葉片數目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，根據式（1）～式（4）即可求得鳥體切片長度L、鳥體切片質量m、鳥體相對葉片的鳥撞速度vr和撞擊角度β。

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

2.1 中鳥撞擊參數分析

（1）主要參數范圍

根據適航條款CCAR-33.76（1）和（3）的要求，當發動機喉道面積大于等于1.35m2且小于3.9m2時，中鳥群鳥的數量和質量要求為一只1.15kg 的中鳥加6 只0.70kg 的小鳥，附加的完整性評估對鳥的數量和質量要求為兩只1.15kg的中鳥，本發動機屬于此范圍。根據模擬鳥彈密度和長徑比2∶1，由質量1.15kg即可反算模擬鳥彈的尺寸。

根據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，但應不小于飛機的起飛決斷速度。根據飛機的設計任務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。

為確定發動機轉速對中鳥撞擊后葉片損傷的影響，選擇飛機下降末階段空中慢車狀態下的風扇轉子轉速n1和高溫起飛狀態下風扇轉子轉速n2分別為鳥撞擊分析轉速的下限和上限。

（2）危險位置

選取鳥體速度為最小起飛決斷速度v2和轉子轉速為高溫起飛狀態下風扇紅線轉速n2，根據式（1）和式（2）確定鳥彈切片參數。葉片采用六面體SOLID 單元、材料屬性采用應變率相關彈塑性本構模型，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軟件對各算例進行顯示動力學仿真分析，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%葉高時風扇葉片應力、塑性應變分布如圖4所示，其中撞擊30%葉高位置葉片后緣有最大的塑性應變區域分布，撞擊不同葉高葉尖前緣變形量如圖5所示，撞擊高度在30%時變形量最大。

圖4 撞擊不同葉高2ms時葉片應力和塑性應變云圖Fig.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鳥撞結果的影響，在v2至v1之間從小到大另取三個速度，計算以這5 個速度撞擊風扇葉片流道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的吸鳥速度。根據式（1）和式（2）計算出在不同撞擊速度下鳥體模型的參數，對各算例進行仿真分析，葉片應力、塑性應變分布如圖6所示，各算例中撞擊區域葉片的前、后緣均產生塑性變形，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，塑性應變區域呈減小的趨勢，鳥速為最小起飛決斷速度v2時葉尖前緣變形量最大。

圖6 不同鳥速撞擊2ms時葉片應力和塑性應變云圖Fig.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）危險轉速

前文中確定發生鳥撞的發動機轉速范圍為下降末階段空中慢車狀態下的風扇轉子轉速n1至高溫起飛狀態下風扇轉子轉速n2，為確定鳥體撞擊速度對鳥撞結果的影響，計算風扇在n1、(n1+n2)/2 和n2轉速下，鳥體以最小起飛決斷速度v2撞擊風扇葉片流道30%高度位置，各算例仿真結果如圖8所示，不同轉速撞擊葉尖前緣變形量如圖9所示，轉速從n1增至n2，塑性應變區域呈增加的趨勢，n2時葉尖前緣變形量最大。

圖8 不同轉速撞擊2ms時葉片應力和塑性應變云圖Fig.8 Stress and plastic strain distribution of bird strike blade with different spin speed at 2ms

圖9 不同轉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

根據上述分析，當發動機轉速為紅線轉速n2時，中鳥以最小起飛決斷速度v2撞擊葉片流道30%高度位置為最危險的中鳥鳥撞工況，根據圖2 和式（1）～式（4），確定靜止葉片中鳥鳥撞的單個切片長度、單個切片質量、撞擊靜止葉片鳥體速度和風扇軸軸線與炮管軸線夾角等參數。

2.2 大鳥撞擊參數分析

根據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的發動機，單只大鳥質量為2.75kg。根據適航要求，大鳥的吸入速度為200kn（即370.4km/s），發動機的工況為高溫起飛狀態，風扇紅線轉速n2，鳥體撞擊位置應為最關鍵的暴露位置。計算鳥體撞擊風扇葉片流道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的葉高位置。仿真計算得到鳥體撞擊葉片不同位置后葉片的應力、塑性應變云圖對比，如圖10 所示，撞擊70%葉高位置具有最大的應力分布區間和最大的塑性應變。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時葉片應力和塑性應變云圖Fig.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

仿真得到最危險的撞擊位置為70%流道高度處，次危險撞擊位置為30%流道高度處。根據圖2和式（1）～式（4），確定靜止葉片大鳥最危險點和次危險點撞擊的單個切片長度、單個切片質量、撞擊靜止葉片鳥體速度和風扇軸軸線與炮管軸線夾角等參數。

3 試驗實施與分析

設計安裝架及夾具工裝如圖12所示，試驗件通過夾具固定在安裝臺上，安裝臺高度可調以實現鳥彈撞擊葉片不同高度位置，安裝盤上設有角度標尺以調整撞擊角度，兩邊設有頂塊防止撞擊時發生軸向竄動。

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

由于中鳥撞擊對葉片的變形和損傷明顯小于大鳥撞擊，因此僅對前文確定大鳥撞擊70%和30%葉高位置鳥撞兩種工況進行仿真，以驗證夾具強度。大鳥撞擊后20 CrMo 材料的榫頭座夾具塑性應變分布如圖13 所示，70%葉高撞擊位置夾具塑性變形量相對較大，夾具整體結構完好，邊緣存在局部塑性變形，最大等效塑性應變為8.34%，塑性影響區較小，不影響夾具強度，夾具的微小塑性變形對后續試驗無影響。30%葉高撞擊位置的塑性應變為8.00%，比70%葉高撞擊位置更小。因此，夾具設計方案滿足強度要求。

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

本試驗使用固定高速氣炮試驗器，試驗器方案如圖14所示，試驗設備由控制系統、供氣系統、儲氣罐、控制氣室、炮管及支架、裝填機構、彈托分離器、高速攝像機及相關配套設施組成，炮口設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，使用高速攝像機輔助測速及拍攝鳥彈撞擊姿態。試驗前制作符合試驗尺寸和質量要求的明膠鳥彈，使用彈托包裹明膠鳥彈，進行發射壓力標定試驗，使發射速度滿足要求，使用激光水平儀確定撞擊點位置，調整安裝臺位置使目標撞擊點位置滿足要求。

圖14 試驗器方案圖Fig.14 Scheme diagram of test facility

3.1 中鳥試驗

選擇2.1節最危險的工況開展中鳥撞擊試驗，調試完成后開展正式試驗。實際制作的鳥彈質量、鳥彈速度分別為分析計算參數的101.4%、102.1%，誤差較小。通過高速攝像拍攝畫面，鳥撞姿態水平，撞擊時圖片如圖15所示，撞擊落點偏內側約7mm、偏高約8mm，試驗后目視檢查未見明顯裂紋。根據實際試驗實施的鳥彈參數進行仿真分析，塑性變形量0.01 仿真計算結果如圖16 所示，葉片無損傷，與試驗相符。30%高度位置葉片強度高，中鳥不足以使葉片產生塑性變形和損傷，鳥撞位置偏內側，又進一步減小了鳥撞對葉片的損傷。

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

圖16 中鳥撞擊仿真計算結果Fig.16 Simulation result of middle bird strike the blade

3.2 大鳥試驗

受限于氣炮的硬件條件，鳥彈速度達到300m/s以上時存在控制精度差、姿態控制難度大等問題，選用2.2 節次危險點工況開展大鳥撞擊試驗。實際制作的鳥彈質量、速度分別為分析計算參數的100.3%、99.64%，誤差較小。通過高速攝像拍攝畫面，鳥撞姿態水平，撞擊時圖片如圖17 所示，落點偏內側約8mm，高度基本一致，試驗后葉片未斷裂，目視檢查試驗件未發現裂紋缺陷，葉背面85%葉高有連續點狀凸起；排氣邊約60%葉高可見明顯變形，如圖18所示。

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

圖18 試驗后葉片變形Fig.18 Blade deformation after test

根據實際試驗實施的鳥彈參數，進行仿真分析，塑性變形量0.01仿真計算結果如圖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，證明了仿真結果的準確性。

圖19 大鳥撞擊仿真計算結果Fig.19 Simulation result of big bird strike the blade

4 結論

本文通過開展鈦合金空心風扇葉片鳥撞仿真分析和明膠鳥彈試驗，得出如下結論：

（1）對于中鳥撞擊，仿真得到最危險工況為發動機高溫起飛狀態下中鳥以最小起飛決斷速度撞擊葉片流道30%高度位置，最危險工況試驗后葉片無損傷。

（2）對于大鳥撞擊，仿真得到最危險和次危險工況分別為高溫起飛狀態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，次危險工況試驗后葉片有損傷但未斷裂。

（3）試驗和仿真結果吻合良好，可為空心風扇葉片強度設計驗證和旋轉狀態下鳥撞試驗提供支撐。

（4）未來將開展葉片真實鳥撞試驗和旋轉狀態葉片鳥撞試驗，驗證葉片的抗單鳥與群鳥沖擊強度儲備和對氣動性能的影響。