航空發動機風扇葉片爆破飛斷主動控制技術

王海舟 ，陳國棟 ，祝昭丹 ，姜曉斌 ，趙詩楊

（1.中國航發沈陽發動機研究所，2.遼寧省航空發動機沖擊力學重點實驗室：沈陽 110015；3.遼寧北方華豐特種化工有限公司，遼寧撫順 113000）

0 引言

在航空發動機研制過程中必須開展包容性試驗研究[1-3]，包容性試驗概括地說即單個葉片在榫頭以外截面斷裂飛出時應被機匣包容，由此引起的發動機損壞不能對飛機產生任何危險性影響[4-5]。該試驗從簡單到復雜分為局部包容介質的撞擊試驗、單個葉片飛出后的完整性驗證試驗[6-7]、試驗器條件下的部件單元體包容試驗、試驗器條件下安裝部分或發動機主體結構的包容試驗以及整機包容試驗[8-9]。試驗器條件下的包容試驗可以準確模擬整臺發動機的包容能力，而花費僅為整臺發動機包容性試驗成本的一部分，是驗證機匣包容性有效和必要的手段。

包容性試驗中的一項關鍵技術是葉片飛斷技術，在國內外開展的包容性試驗中，葉片飛斷技術主要采用預制缺口、預制缺口與快速加熱結合以及爆破技術。Mohamed 等[10]通過在葉片最薄弱處預制缺口以縮小葉片飛斷截面面積，使其在要求的離心載荷作用下失效飛出，該方法適用于不同葉型的葉片，因實施簡單被廣泛采用；唐家茂等[11]、劉闖等[12]也采用該方法進行試驗并取得了成功，但由于受到材料分散性、加工誤差及切口敏感性的影響，該方法的飛斷轉速控制精度較低；Alexander等[13]采用預制缺口與快速加熱結合的方法，在葉片榫頭處鉆孔安裝電加熱棒，使榫頭處局部溫度快速升高至200 ℃，葉片拉伸強度隨溫度升高而降低，在離心力作用下約持續16 s后葉片飛斷；郭明明等[14]同樣采用該方法實現葉片飛斷，相比于預制缺口法具有更高的轉速控制精度，但只適合拉伸強度對溫升敏感的金屬材料。在葉片爆破飛斷方面，國外航空發動機公司技術成熟，應用爆破技術完成了大量部件級及整機包容性試驗葉片飛斷[15]。梁春華[16]介紹了Trent 900、1000 及GEnx 發動機的包容性試驗均采用葉片爆破飛斷技術；Yang[17]介紹了PX8發動機在進行包容性試驗時采用的爆破方案；張國靜等[18-20]率先開展了使用線性聚能切割器切割TC4 合金平板的數值仿真分析及靜止與旋轉狀態下的切割驗證工作，驗證了使用聚能切割器在靜止與旋轉狀態下切割葉片的可行性，但設計的聚能切割器為外置型，而在實際發動機包容性試驗要求的榫頭斷裂位置沒有足夠的布置空間。

本文設計了1 套完整的葉片爆破切割方案，通過某大涵道比發動機風扇機匣包容性試驗指定轉速下的葉片爆破飛斷，驗證了該方案在試驗器條件下完成風扇機匣包容性試驗的有效性。

1 風扇葉片榫頭裝藥結構設計

1.1 葉片飛斷截面的載荷分析

根據國軍標和適航標準要求，包容性試驗中飛斷葉片在榫頭根部斷裂，葉片飛斷截面載荷包括離心載荷以及葉片飛出部分的質心偏移帶來的彎曲載荷，葉片飛斷截面載荷分析如圖1 所示。圖中葉身部分的實心圓點代表飛出葉片的質心，坐標為（xc，yc，zc）；飛斷截面的形心坐標為（x0，y0，z0），如果葉片質心與截面形心連線不與z軸重合，則葉片在旋轉時將產生離心力彎矩。彎曲載荷雖然不會帶來飛斷截面平均應力上的變化，但是會導致局部點的應力過高。因此在裝藥結構的設計上要考慮剩余截面的抗拉能力，同時要考慮應力集中與彎曲載荷引起的局部高應力。

圖1 葉片飛斷截面載荷分析

1.2 榫頭裝藥結構設計

切割索需要足夠的裝藥及一定的炸高以保證切割效果，此外，直徑過細的切割索難于拉拔和保證加工一致性，因此將切割索的直徑選定為不小于3 mm。由于飛斷截面處于與風扇盤交接的位置，外部空間狹小，并且難以在離心載荷下可靠固定。為放置切割索，需將榫頭兩側開槽或中心開孔，經計算和比較離心彎矩下的最大應力點，中心開孔結構優于兩側開槽結構。另外，采用中間通孔的裝藥結構便于切割索的安裝、固定。考慮細長孔的不易加工性，將裝藥孔設計為直徑為7 mm 的通孔，兩端加工M8×0.75 的內螺紋，用于安裝雷管固定螺栓，裝藥孔結構如圖2所示。

圖2 裝藥孔結構

1.3 裝藥結構強度分析驗證

為保證裝藥結構不會導致葉片在未達到試驗轉速時提前飛斷，需對葉片裝藥結構強度進行分析及驗證。某型發動機風扇最高轉速為5100 r/min，試驗葉片材料為鈦合金TC4，其幾何參數與材料屬性見表1。

表1 TC4合金風扇葉片幾何參數與材料屬性

葉片伸根部位飛斷截面的平均拉伸應力為

式中：σa為平均拉伸應力；m為飛斷葉片質量；ω為轉子角速度；RC為飛斷葉片質心半徑；A為設計裝藥結構后的葉片截面積。

通過式（1）計算得到平均拉伸應力為449 MPa，極限強度儲備為2.18。

由于真實葉片的極限拉伸強度與理論極限強度存在偏差，因此在室溫條件下對風扇葉片進行3 組拉伸試驗，拉伸試驗照片如圖3所示。拉伸試驗在WAW-1000 微機控制電液伺服萬能試驗機上進行，榫頭部分由夾具夾持，伸根部分由拉伸機的平板夾持裝置夾持。3 次試驗均在榫頭開孔處3、9 點鐘截面拉斷，3 個試驗件的拉斷力分別為514、545、451 kN。

圖3 拉伸試驗照片

以最低的拉斷力451 kN 計算實際葉片可承受的離心載荷，試驗件承載面積為567 mm2，裝藥結構葉片的極限拉伸強度為

式中：σb為葉片極限拉伸強度；F為靜拉伸試驗最大載荷。

通過式（2）得到葉片的極限拉伸強度為795 MPa。考慮到具體的裝藥結構，試驗時葉片承載面積為1110 mm2，由此根據式（2）計算得到在最高試驗轉速5100 r/min 下實際葉片可承受的拉伸載荷為882.9 kN。在該轉速下飛斷葉片離心載荷為499 kN。裝藥結構在最高離心載荷作用下具有1.8倍的安全系數。

2 切割索設計與驗證

2.1 切割索結構設計

切割索通過拉拔式工藝加工制作，金屬外殼材料為鉛，切割索結構如圖4 所示。切割索背對式放置在裝藥孔內，放置切割索后，裝藥孔內的縫隙由塑鋼泥填充，以保證在旋轉條件下切割索在裝藥孔內可靠固定。背對式切割索通過一端雷管引爆，雷管通過螺栓在兩端壓緊固定。背對式切割索安裝結構如圖5所示。

圖4 切割索結構

圖5 背對式切割索安裝結構

2.2 性能摸底

由于影響切割效果的因素有藥劑種類、切割索炸高、切割索線密度和鉛管規格等，按以上影響因素設計不同切割索進行對比驗證試驗，通過試驗選定合適的裝藥及藥劑裝填密度，確定適宜的炸高和鉛管規格。太安、黑索今、奧克托今等不同種類藥劑及用量的爆破切割平板結果對比如圖6 所示，最終確定的藥型和藥量參數見表2。然后在真實葉片榫頭上進行爆破切割驗證，有效利用榫頭孔內炸藥爆炸產生的爆轟波，切割索形成的金屬射流在侵徹一定深度后，爆轟波將剩余未切割的厚度沖擊撕裂從而實現分離。爆破切割后的葉片榫頭照片如圖7所示。

表2 爆破切割的藥劑和藥量

圖6 不同種類藥劑及用量的爆破切割平板結果對比

圖7 爆破切割后葉片榫頭

2.3 爆破能量分析

切割索從起爆到葉片被分離的過程中，反應空間近似不變，符合定容狀態方程（阿貝爾公式）。通過定容狀態方程進行理論計算得出切割索作用產生的壓強為1435 MPa，該計算結果是絕熱定容理想狀態數值，在實際情況下能量有一定的損失，據經驗取校正系數為0.8，校正切割索作用產生的壓強為1148 MPa。切割索作用后對葉片施加的壓強略大于葉片材料的抗拉強度，因此選用的切割索能夠達到使葉片靜態分離的目的。通過表1 計算得出的火藥力，可以預估葉片內置切割索作用后將產生177.66 J 的能量，去除發光、放熱的能量損失，取校正系數為0.8，作用于葉片的爆轟能量的理論計算結果為142.13 J。

在進行包容性試驗時，切割索爆轟能量與葉片自身離心力共同作用使葉片分離，而靜態分離試驗全部依賴切割索的爆轟能量。因此，在動態試驗中葉片分離時，將有多余的爆轟能量轉變為葉片徑向上的動能。試驗中使用真實葉片榫頭，用高速攝影儀記錄切割索作用后葉片向上飛起的高度和偏離角度、飛出距離，以評估徑向附加能量和側向沖擊影響及飛出角度偏差要求，真實葉片榫頭分離試驗如圖8 所示。通過5 次真實葉片榫頭分離試驗后，結果顯示試件飛起高度最大為1905 mm，側向飛出距離為70.13 mm，飛出角度偏差<2°，對應產生的徑向動能為64.6 J，僅為葉片飛失動能的0.03%，滿足試驗要求。

圖8 真實葉片榫頭分離試驗

3 爆破方案設計及驗證

3.1 爆破方案設計

3.1.1 研究路線

通過理論建模分析，及帶有彎矩的拉伸試驗、離心加載試驗驗證，完成典型葉片飛斷截面的裝藥結構設計，通過理論分析及試驗驗證，研究適用于葉片飛斷的炸藥設計，以及離心載荷及復雜電磁環境下的起爆系統設計，最終建立葉片飛斷精確控制技術，使葉片飛斷轉速及葉片飛出姿態滿足臺架包容性試驗技術要求，技術研究路線如圖9所示。

圖9 技術研究路線

3.1.2 總體方案設計

將試驗件通過驅動軸吊裝在真空艙蓋上部的驅動系統中，試驗件包括某大涵道比發動機風扇輪盤、風扇葉片，輪盤和驅動軸通過轉接段連接。為降低信號傳輸的引線難度，設計遙控起爆裝置。起爆雷管的電源供電通斷采用遙控方式控制，在與風扇盤安裝臂連接的安裝盤內孔安裝無線信號接收裝置，該裝置通過接收的無線電信號實現向葉片處雷管的供電通斷控制。在試驗器條件下葉片爆破切割方案如圖10所示。

圖10 在試驗器條件下葉片爆破切割方案

3.1.3 起爆系統設計

遙控起爆裝置主要由無線信號接收模塊、接收模塊供電電池、雷管供電電池以及無線信號發射裝置4部分組成，無線接收模塊開關由繼電器線圈改為電子開關設計，避免離心力作用對線圈的影響，無線接收模塊實物如圖11 所示。由于試驗器真空艙體為密閉金屬殼體，為保證信號傳輸的可靠性，將無線信號發射器放置于真空艙內，按鈕開關通過屏蔽線置于控制間，起爆裝置定置如圖12所示。

圖11 無線接收模塊

圖12 起爆裝置定置

3.1.4 引線方案設計

雷管引爆導線通過鉑片焊接壓緊在相關零件表面，為滿足引線要求，對相應零件進行了開孔及開槽等改裝處理，外留的雷管引線與起爆電源預留延長線連接并做絕緣處理后，放置于榫頭下方預留的螺紋孔內完成固定，確保所有導線不處于懸空狀態，實現切割索及雷管最后安裝，引線方案設計如圖13所示。

圖13 引線方案設計

3.2 爆破方案驗證

3.2.1 固定可靠性驗證

選用與正式試驗相同的信號線通過鉑片焊接壓緊在相關零件表面，設計模擬盤（如圖14 所示）在葉片榫頭孔內放置切割索，外接雷管并用螺栓固定。將試驗件運行至輪盤試驗轉速并保載，停車后目視檢查信號線固定牢固可靠（如圖15 所示），未發生位移和變形，使用萬用表測量線路通斷良好，切割索未產生軸向位移及外觀變化。

圖14 模擬盤

圖15 引線可靠性驗證

3.2.2 無線信號傳輸可靠性驗證

在進行驗證試驗時將無線信號開關控制引爆的雷管替換為發光二極管，試驗在密閉的真空艙內進行，試驗溫度為室溫，試驗真空度低于0.1 kPa，在試驗件高速旋轉狀態下通過試驗艙體下方的玻璃窗觀察發光二極管的亮與滅并即時反饋，通過反饋結果可知當發射信號開關接通時，輪盤內的發光二極管亮，開關閉合時，發光二極管滅，10 min內反饋信號良好，未發生異常狀況。信號傳輸可靠性二極管發光驗證照片如圖16所示。

圖16 信號傳輸可靠性二極管發光驗證

3.2.3 起爆可靠性驗證

在模擬盤開孔處內置少量切割索，外接雷管并用螺栓固定，將輪盤轉速運行至試驗轉速并保載10 min。在該時間內通過艙底下方的觀察窗觀察發光二極管未發光且雷管未發生引爆，之后接通發射信號開關，通過艙底下方觀察窗可觀察到雷管引爆并伴隨發出火光，如圖17 所示。爆破后的葉片根部出現明顯變形，如圖18所示。

圖17 雷管爆破瞬間

圖18 葉片根部變形

4 風扇機匣包容性試驗

4.1 試驗流程

在某大涵道比發動機風扇機匣包容性試驗中，首次采用指定轉速下的葉片爆破切割方案，試驗前制訂了詳細的試驗流程，如圖19所示。

圖19 試驗流程

4.2 試驗裝置

包容性試驗在立式旋轉試驗器上進行，該旋轉試驗器由動力電控系統、增速器、真空艙、試驗轉子吊裝系統、真空潤滑系統、真空系統、液壓開蓋系統、冷卻系統、電加熱裝置、測試系統等部分組成。試驗轉子轉速可在0~25000 r/min 之間調節，穩態精度可達0.05%。試驗裝置如圖20所示。

圖20 試驗裝置

4.3 正式試驗

待試驗轉子在試驗器上安裝調試完成后，首先在盤心位置安裝無線信號接收裝置，通過發射器開關確認無線信號傳輸有效；然后在葉片根部安裝切割索及雷管并完成接線，將接頭部分放置于預留的葉片開孔內以防止在離心載荷下脫落；然后將試驗轉子旋至真空艙內并開啟抽真空，至滿足試驗狀態后開啟試驗設備，轉子轉速逐漸上升；最后到達試驗要求轉速且穩定后開啟無線信號發射開關，引爆葉片根部切割索切割葉片飛斷，飛斷后的葉片及斷裂面如圖21 所示。通過高速攝像拍攝幀數準確推斷葉片飛出時刻的轉速與要求的試驗轉速相差4 r/min，轉速誤差僅為0.8‰，完全滿足試驗任務要求，大幅提高了葉片飛斷轉速控制精度。

圖21 試驗后的飛斷葉片及斷裂面

5 結論

（1）創新設計了一種基于切割索的風扇葉片的爆破切割方法，使葉片能夠在指定轉速下精準離心式飛斷。設計背對式切割索結構，并通過塑鋼泥實現整體圓柱外型封裝，保證切割對稱性，實現葉片沿徑向飛出角度偏差≤2°、切割線沿徑向尺寸偏差≤±2 mm、葉片飛出的附加動能小于葉片飛失動能的0.05%。

（2）設計了針對旋轉條件、真空屏蔽環境下的遙控起爆裝置，解決了試驗環境信號屏蔽、干擾問題，以及離心載荷下信號傳輸穩定性差的難題，葉片飛斷轉速的控制精度由10%～20%大幅提高到0.1%以內。

（3）提出了預埋引線的分體式安全性裝配方案。設計了風扇葉片榫頭處的通孔式裝藥結構，通過榫頭應力集中系數和剩余拉斷載荷的綜合優化設計，有效保證飛斷葉片在爆破切割前的穩定運轉。

（4）在帽罩后段設計軸向安裝操作孔，用于切割索安裝以及最后階段的接線、固定操作；在風扇盤心設計放置無線信號接收器的安裝盤，降低安裝、接線難度；設計短路接線端子，保證最后接線工作的安全；在榫頭處設計起爆電源線置線孔，并設計軟填充工藝，保證最后懸空接線段固定可靠、便于操作。該方案信號傳輸穩定，實現了炸藥、起爆裝置的試驗現場終端工序安裝，保證試驗過程安全。