单级轴流压气机叶片预置裂纹法包容性试验研究

唐家茂，宣海军，彭 煜，陈蔚兴

(1.中国航发南方工业有限公司，湖南株洲412002；2.浙江大学，杭州310027)

1 引言

航空发动机转子叶片非包容性是引起飞机失事最为严重的故障之一，JT8D-7B、CF6-3D和D30ky-154等发动机都出现过非包容性故障，且造成重大损失。根据SAE AIR 1537A和SAE AIR 4003统计数据，国际航线叶片非包容性发生的概率(仅考虑叶片飞出)约为每百万发动机小时0.66，发动机转子叶片非包容事故占所有因非包容导致的飞机灾难性事故或严重事故的22.4%[1]。为减少和避免此类事故的发生，国内外对此领域的研究极为重视。所有在研、在役的航空发动机，无一例外地要进行叶片包容性试验[2]，且有严格的规范要求。如美国的航空发动机结构完整性大纲(MIL-HDBK-1783B)、通用设计规范(JSGS-87231A、MIL-E-5007系列和JSSG-2007A等)，我国相关军标和设计规范[3-5]等，都对叶片包容性提出了要求。

1984年2月23日，美国联邦航空局(FAA)颁布了FAR-33部第10次修正案，用以修正和更新适用于航空发动机型号合格审定的技术要求。对涡轮发动机新增加了一条FAR 33.94叶片包容性和转子不平衡试验。FAR 33.94条的意图是通过整机试验或部件试验，和用已证实的分析方法来验证发动机的叶片包容性。作为与FAR-33部一脉相传的我国的CCAR-33部，沿袭了该要求[6-7]。

为验证某发动机压气机机匣对单级轴流压气机叶片的包容能力，本文以有限元计算结果为基础，结合模拟试验方法，采用在叶片根部预置缺陷的方式控制叶片在适航规章规定的转速范围内飞断，以验证对规章的符合性。

2 测试对象

压气机转子由一级轴流叶轮(图1)和一级离心叶轮构成。轴流叶轮叶片数量为13片，材料为TC4特级。试验飞断叶片为1片，断裂转速55 051～56 702 r/min，断裂部位为叶片根部，按适航规章要求叶片至少缺损80%。图2为测试压气机机匣，工作温度70℃，材料1Cr18Ni9Ti，前段壁厚(叶轮安装位置对应机匣厚度)2.4 mm。

3 叶片飞断转速等效折算

根据《航空燃气涡轮发动机机匣包容性设计规范》[8]，压气机叶片包容性系数K为：

式中：l为叶片断裂部分长度；k1为叶片结构特征参数，不带伸根的叶片为1.0，其他为0.6；k2为机匣材料特征参数，镁合金为0.7，其他为1.0；σb、δ、h分别为机匣材料拉伸强度、延伸率和机匣厚度；M为常数，对于国际单位为0.021 66；E为断裂能量。对相同材料及结构的机匣与叶片，仅考虑叶片断裂部分长度和断裂能量对包容系数的影响。

由于叶尖与机匣内壁间隙较小(约0.2 mm)，转子旋转过程中因试验台主轴振动及工装安装难以精确对中等原因，会造成叶尖与机匣内壁碰磨，因此试验中需增大间隙。采用切割叶轮外缘的方式，将叶片外缘直径修磨减小3.0 mm，增大叶尖与机匣间隙，保证旋转过程中叶尖不会与机匣碰磨。但叶尖修磨后，断裂叶片长度与能量均受影响。为此，通过提高试验转速的方式补偿因质量减少而损失的撞击能量并消除断裂长度改变的影响，保证试验状态下机匣的包容性系数与真实状态的一致。计算得出试验状态下，修磨后转速提升系数为1.052 88。综上，试验条件下叶片飞断转速范围为58 264～60 012 r/min。表1给出了真实状态与试验状态下断叶部分参数。

表1 真实状态和试验状态断叶参数Table 1 Broken blade parameter before and after optimization

4 测试方法

测试系统(图3)包括触发信号系统、测速与转速控制系统、高速拍摄系统、试验过程视频监控系统和温度测量与控制系统共5个部分。机匣内壁粘贴的触发线圈，在飞断叶片撞击机匣瞬间被切断，触发高速相机记录，同时触发试验台计算机自动控制系统控制试验台降速停机。试验腔底部放置有一摄像机对试验过程进行全程拍摄观察。

5 试验过程

5.1 转子预制裂纹

采用在叶片根部线切割预置切槽的方式控制叶片的飞断转速。如图4所示，通过控制切槽长度使其在预定的转速范围内飞断。切槽长度在有限元计算[9-10]结果(图5)的基础上结合模拟试验方法确定。预试验验证表明，计算误差为2.5%，认为有限元计算方法适用于叶片预制裂纹的估计。误差原因有：叶片材料实际性能与材料手册[11]数据存在差异，实际切割尺寸与理论切割尺寸测量存在误差，以及有限元计算偏差。

5.2 转子动平衡与试验件安装

预制裂纹后的叶轮上表面喷白漆，对预置切槽叶片涂细彩色条纹。随后叶轮与转接轴、压盖、预紧螺母安装，形成试验转子。采用液压拉伸器施加96 kN的轴向预紧力。此后，试验转子进行双面动平衡，在转接轴和压盖位置去除相应材料。

将底座通过螺钉安装在试验台腔盖，压气机机匣与机匣安装底座通过螺栓连接，并一同连接在安装底座下方。轴流叶轮与工装连接后安装在柔性轴下方，叶轮与机匣的相对位置与工作条件下一致。在叶片撞击部位的机匣外壁沿周向均匀粘贴4个热电偶。将硅橡胶加热板覆盖在机匣表面。试验件的安装结构如图6所示，试验现场安装图如图7所示。

5.3 监视系统调试及触发控制系统测试

安装相机镜头、触发线、视频输出端。打开试验腔内强光灯，调整高速相机拍摄范围与清晰度。设置高速相机拍摄速度为50 000 fps，拍摄分辨率为320×312。试验过程视频监控系统由P2P网络摄像头与监控计算机连接显示界面组成。网络摄像头放置于反射平面镜底部，其电源线与连接网线通过实验台底部盖板穿线导出。每个视频帧以JPEG图像文件单独压缩视屏序列，通过摄像头与计算机的网线连接能够实现实时观看，并支持录像功能，试验前确保系统工作正常。

试验准备时，使高速相机置于触发控制状态，手动断开触发线圈，检查确认控制柜面板上的触发信号灯熄灭，高速相机正常触发工作。触发控制系统复原，高速相机处于触发待机工作状态。

5.4 加热与保温

闭合试验腔盖，试验腔内抽真空。调节加热电流，对机匣进行加热。加热参数设置为20 min升温至目标温度(70℃)，保温60 min。保温过程中，4个测点温度满足试验要求(70±10℃)，确保了机匣沿周向温度均匀。

5.5 开始试验

点击打开转子超速控制软件，设定转子尺寸、质量、目标转速、停留时间、加速度等超速试验基本参数。检查确认后，点击“开始”按钮启动试验过程。

5.6 结束试验

试验完成后，关闭加热器，停止加热，打开试验腔盖。

6 试验结果及分析

包容性试验过程中，设定最高转速为60 012 r/min，速度按200 r/s递增。为安全起见，叶片切割分两次进行，见图8。第一次切割先保证叶片不会在下限转速时飞断(在理论计算所需切割长度的基础上至少保留5%的余量)，试验证明第一次切槽长度8.5 mm时，在设定转速叶片未飞断。第二次切割后(切槽长度9.0 mm)，叶片在升速至58 766 r/min时飞断。飞断叶片切断触发线，试验台自动停车，测试系统正常触发。

根据适航条款要求[7，11]，为评估叶片飞断后振动对发动机持续工作15 s的影响，试验过程对转子振动进行监控。图9为试验转速与振动曲线，图中黑色曲线为主轴转速-时间曲线，红色曲线为主轴振动-时间曲线。由图可知，叶片飞断瞬间主轴振动幅值急剧增加。

叶片飞断后撞击机匣内壁，机匣内壁出现明显刮擦痕迹，机匣在该撞击区域呈现鼓凸现象(图10)。单叶片飞断后由于转子突加大不平衡量影响，整盘碰磨机匣，加上飞断叶片在机匣内与剩余叶片的相互作用，剩余叶片出现叶尖微量变形，但没有叶片发生明显破坏(图11)。飞断叶片碎块为9.62 g。

根据高速摄影照片(图12)，叶片飞脱后与机匣发生第一次撞击，使机匣产生尖峰状突起。随后叶片随叶轮的转动继续向前运动，在叶轮与机匣之间持续碰磨，这一阶段叶片与机匣的相互作用渐弱。叶片飞脱并继续运动5/4圆周后，叶片从机匣下方飞出。此后由于单叶片飞脱造成的突加不平衡量影响，叶轮与机匣仍有微弱碰磨。

7 结论

(1) 目标叶片在靠近叶根部位预切槽处断裂飞出，飞断位置满足试验要求。叶片飞断转速58 766 r/min，在目标转速58 264～60 012 r/min范围内，确保试验结果能准确考核机匣的包容能力。

(2)目标叶片飞断后，不平衡载荷引起的振动导致剩余叶片与机匣发生严重碰磨；停机检查，试验转子和机匣仍保持完整的结构。

(3)压气机机匣具有足够包容能力，断叶高速撞击部位出现一处峰状突起，其余撞击部位出现轻微鼓凸现象。

(4)在有限元数值模拟和一定摸底试验的基础上，采用预置缺陷法对小尺寸轴流叶轮开展包容性试验可行。

[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]国际航空编辑部.斯贝MK202发动机应力标准(EGD-3)[M].北京：航空工业出版社，1979.

[4]GJB 242-1987，航空涡轮螺桨和涡轮轴发动机通用规范[S].

[5]航空发动机设计手册编委会.航空发动机设计手册[K].北京：航空工业出版社，2000.

[6]CCAR-33R2，航空发动机适航规定[S].

[7]唐家茂，贾春洁.涡轴8C发动机符合性研制计划[R].湖南株洲：中国南方航空工业(集团)有限公司，2016.

[8]Q/8SFGF20.1026-2005，航空燃气涡轮发动机机匣包容性设计规范[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]中国航空材料手册编委会.中国航空材料手册[K].北京：中国标准出版社，2002.