單級軸流壓氣機葉片預置裂紋法包容性試驗研究

唐家茂，宣海軍，彭 煜，陳蔚興

(1.中國航發南方工業有限公司，湖南株洲412002；2.浙江大學，杭州310027)

1 引言

航空發動機轉子葉片非包容性是引起飛機失事最為嚴重的故障之一，JT8D-7B、CF6-3D和D30ky-154等發動機都出現過非包容性故障，且造成重大損失。根據SAE AIR 1537A和SAE AIR 4003統計數據，國際航線葉片非包容性發生的概率(僅考慮葉片飛出)約為每百萬發動機小時0.66，發動機轉子葉片非包容事故占所有因非包容導致的飛機災難性事故或嚴重事故的22.4%[1]。為減少和避免此類事故的發生，國內外對此領域的研究極為重視。所有在研、在役的航空發動機，無一例外地要進行葉片包容性試驗[2]，且有嚴格的規范要求。如美國的航空發動機結構完整性大綱(MIL-HDBK-1783B)、通用設計規范(JSGS-87231A、MIL-E-5007系列和JSSG-2007A等)，我國相關軍標和設計規范[3-5]等，都對葉片包容性提出了要求。

1984年2月23日，美國聯邦航空局(FAA)頒布了FAR-33部第10次修正案，用以修正和更新適用于航空發動機型號合格審定的技術要求。對渦輪發動機新增加了一條FAR 33.94葉片包容性和轉子不平衡試驗。FAR 33.94條的意圖是通過整機試驗或部件試驗，和用已證實的分析方法來驗證發動機的葉片包容性。作為與FAR-33部一脈相傳的我國的CCAR-33部，沿襲了該要求[6-7]。

為驗證某發動機壓氣機機匣對單級軸流壓氣機葉片的包容能力，本文以有限元計算結果為基礎，結合模擬試驗方法，采用在葉片根部預置缺陷的方式控制葉片在適航規章規定的轉速范圍內飛斷，以驗證對規章的符合性。

2 測試對象

壓氣機轉子由一級軸流葉輪(圖1)和一級離心葉輪構成。軸流葉輪葉片數量為13片，材料為TC4特級。試驗飛斷葉片為1片，斷裂轉速55 051～56 702 r/min，斷裂部位為葉片根部，按適航規章要求葉片至少缺損80%。圖2為測試壓氣機機匣，工作溫度70℃，材料1Cr18Ni9Ti，前段壁厚(葉輪安裝位置對應機匣厚度)2.4 mm。

3 葉片飛斷轉速等效折算

根據《航空燃氣渦輪發動機機匣包容性設計規范》[8]，壓氣機葉片包容性系數K為：

式中：l為葉片斷裂部分長度；k1為葉片結構特征參數，不帶伸根的葉片為1.0，其他為0.6；k2為機匣材料特征參數，鎂合金為0.7，其他為1.0；σb、δ、h分別為機匣材料拉伸強度、延伸率和機匣厚度；M為常數，對于國際單位為0.021 66；E為斷裂能量。對相同材料及結構的機匣與葉片，僅考慮葉片斷裂部分長度和斷裂能量對包容系數的影響。

由于葉尖與機匣內壁間隙較小(約0.2 mm)，轉子旋轉過程中因試驗臺主軸振動及工裝安裝難以精確對中等原因，會造成葉尖與機匣內壁碰磨，因此試驗中需增大間隙。采用切割葉輪外緣的方式，將葉片外緣直徑修磨減小3.0 mm，增大葉尖與機匣間隙，保證旋轉過程中葉尖不會與機匣碰磨。但葉尖修磨后，斷裂葉片長度與能量均受影響。為此，通過提高試驗轉速的方式補償因質量減少而損失的撞擊能量并消除斷裂長度改變的影響，保證試驗狀態下機匣的包容性系數與真實狀態的一致。計算得出試驗狀態下，修磨后轉速提升系數為1.052 88。綜上，試驗條件下葉片飛斷轉速范圍為58 264～60 012 r/min。表1給出了真實狀態與試驗狀態下斷葉部分參數。

表1 真實狀態和試驗狀態斷葉參數Table 1 Broken blade parameter before and after optimization

4 測試方法

測試系統(圖3)包括觸發信號系統、測速與轉速控制系統、高速拍攝系統、試驗過程視頻監控系統和溫度測量與控制系統共5個部分。機匣內壁粘貼的觸發線圈，在飛斷葉片撞擊機匣瞬間被切斷，觸發高速相機記錄，同時觸發試驗臺計算機自動控制系統控制試驗臺降速停機。試驗腔底部放置有一攝像機對試驗過程進行全程拍攝觀察。

5 試驗過程

5.1 轉子預制裂紋

采用在葉片根部線切割預置切槽的方式控制葉片的飛斷轉速。如圖4所示，通過控制切槽長度使其在預定的轉速范圍內飛斷。切槽長度在有限元計算[9-10]結果(圖5)的基礎上結合模擬試驗方法確定。預試驗驗證表明，計算誤差為2.5%，認為有限元計算方法適用于葉片預制裂紋的估計。誤差原因有：葉片材料實際性能與材料手冊[11]數據存在差異，實際切割尺寸與理論切割尺寸測量存在誤差，以及有限元計算偏差。

5.2 轉子動平衡與試驗件安裝

預制裂紋后的葉輪上表面噴白漆，對預置切槽葉片涂細彩色條紋。隨后葉輪與轉接軸、壓蓋、預緊螺母安裝，形成試驗轉子。采用液壓拉伸器施加96 kN的軸向預緊力。此后，試驗轉子進行雙面動平衡，在轉接軸和壓蓋位置去除相應材料。

將底座通過螺釘安裝在試驗臺腔蓋，壓氣機機匣與機匣安裝底座通過螺栓連接，并一同連接在安裝底座下方。軸流葉輪與工裝連接后安裝在柔性軸下方，葉輪與機匣的相對位置與工作條件下一致。在葉片撞擊部位的機匣外壁沿周向均勻粘貼4個熱電偶。將硅橡膠加熱板覆蓋在機匣表面。試驗件的安裝結構如圖6所示，試驗現場安裝圖如圖7所示。

5.3 監視系統調試及觸發控制系統測試

安裝相機鏡頭、觸發線、視頻輸出端。打開試驗腔內強光燈，調整高速相機拍攝范圍與清晰度。設置高速相機拍攝速度為50 000 fps，拍攝分辨率為320×312。試驗過程視頻監控系統由P2P網絡攝像頭與監控計算機連接顯示界面組成。網絡攝像頭放置于反射平面鏡底部，其電源線與連接網線通過實驗臺底部蓋板穿線導出。每個視頻幀以JPEG圖像文件單獨壓縮視屏序列，通過攝像頭與計算機的網線連接能夠實現實時觀看，并支持錄像功能，試驗前確保系統工作正常。

試驗準備時，使高速相機置于觸發控制狀態，手動斷開觸發線圈，檢查確認控制柜面板上的觸發信號燈熄滅，高速相機正常觸發工作。觸發控制系統復原，高速相機處于觸發待機工作狀態。

5.4 加熱與保溫

閉合試驗腔蓋，試驗腔內抽真空。調節加熱電流，對機匣進行加熱。加熱參數設置為20 min升溫至目標溫度(70℃)，保溫60 min。保溫過程中，4個測點溫度滿足試驗要求(70±10℃)，確保了機匣沿周向溫度均勻。

5.5 開始試驗

點擊打開轉子超速控制軟件，設定轉子尺寸、質量、目標轉速、停留時間、加速度等超速試驗基本參數。檢查確認后，點擊“開始”按鈕啟動試驗過程。

5.6 結束試驗

試驗完成后，關閉加熱器，停止加熱，打開試驗腔蓋。

6 試驗結果及分析

包容性試驗過程中，設定最高轉速為60 012 r/min，速度按200 r/s遞增。為安全起見，葉片切割分兩次進行，見圖8。第一次切割先保證葉片不會在下限轉速時飛斷(在理論計算所需切割長度的基礎上至少保留5%的余量)，試驗證明第一次切槽長度8.5 mm時，在設定轉速葉片未飛斷。第二次切割后(切槽長度9.0 mm)，葉片在升速至58 766 r/min時飛斷。飛斷葉片切斷觸發線，試驗臺自動停車，測試系統正常觸發。

根據適航條款要求[7，11]，為評估葉片飛斷后振動對發動機持續工作15 s的影響，試驗過程對轉子振動進行監控。圖9為試驗轉速與振動曲線，圖中黑色曲線為主軸轉速-時間曲線，紅色曲線為主軸振動-時間曲線。由圖可知，葉片飛斷瞬間主軸振動幅值急劇增加。

葉片飛斷后撞擊機匣內壁，機匣內壁出現明顯刮擦痕跡，機匣在該撞擊區域呈現鼓凸現象(圖10)。單葉片飛斷后由于轉子突加大不平衡量影響，整盤碰磨機匣，加上飛斷葉片在機匣內與剩余葉片的相互作用，剩余葉片出現葉尖微量變形，但沒有葉片發生明顯破壞(圖11)。飛斷葉片碎塊為9.62 g。

根據高速攝影照片(圖12)，葉片飛脫后與機匣發生第一次撞擊，使機匣產生尖峰狀突起。隨后葉片隨葉輪的轉動繼續向前運動，在葉輪與機匣之間持續碰磨，這一階段葉片與機匣的相互作用漸弱。葉片飛脫并繼續運動5/4圓周后，葉片從機匣下方飛出。此后由于單葉片飛脫造成的突加不平衡量影響，葉輪與機匣仍有微弱碰磨。

7 結論

(1) 目標葉片在靠近葉根部位預切槽處斷裂飛出，飛斷位置滿足試驗要求。葉片飛斷轉速58 766 r/min，在目標轉速58 264～60 012 r/min范圍內，確保試驗結果能準確考核機匣的包容能力。

(2)目標葉片飛斷后，不平衡載荷引起的振動導致剩余葉片與機匣發生嚴重碰磨；停機檢查，試驗轉子和機匣仍保持完整的結構。

(3)壓氣機機匣具有足夠包容能力，斷葉高速撞擊部位出現一處峰狀突起，其余撞擊部位出現輕微鼓凸現象。

(4)在有限元數值模擬和一定摸底試驗的基礎上，采用預置缺陷法對小尺寸軸流葉輪開展包容性試驗可行。

[1]Society of Automotive Engineers/Committee on Engine Containment.Report on aircraft engine containment[R].AIR 4003，1987.

[2]Certification specification for engine CS-E[S].Germany：European Aviation Safety Agency，2003.

[3]國際航空編輯部.斯貝MK202發動機應力標準(EGD-3)[M].北京：航空工業出版社，1979.

[4]GJB 242-1987，航空渦輪螺槳和渦輪軸發動機通用規范[S].

[5]航空發動機設計手冊編委會.航空發動機設計手冊[K].北京：航空工業出版社，2000.

[6]CCAR-33R2，航空發動機適航規定[S].

[7]唐家茂，賈春潔.渦軸8C發動機符合性研制計劃[R].湖南株洲：中國南方航空工業(集團)有限公司，2016.

[8]Q/8SFGF20.1026-2005，航空燃氣渦輪發動機機匣包容性設計規范[S].

[9]Dey S，Brovik T，Hopperstad O S，et al.On the influence of constitutive relation in projectile impact of steel plates[J].International Journal of Impact Engineering，2007，34(3)：464—486.

[10]Morris A J，Vignjevic R.Consistent finite element structur?al analysis and error control[J].Computer Methods in Ap?plied Mechanics and Engineering，1997，140：87—108.

[11]中國航空材料手冊編委會.中國航空材料手冊[K].北京：中國標準出版社，2002.