涡扇发动机吞鸟适航完整性评定方法及验证

摘要

为探索适用于中国航空涡扇发动机的吞鸟适航符合性验证方法，针对吞鸟适航符合性验证需求，结合涡扇发动机研制，重点围绕中鸟附加的完整性评定要求，从试验发动机、试车台架、吞鸟试验专用设备和测试方案等方面，提出试验系统要求；从风扇叶片标识、鸟体发射系统布局、投鸟参数校准和鸟弹准备等方面，提出具体试验方法；从鸟的质量、投射位置、投射速度、试验状态和试验程序等方面，制定试验参数。依据制定的符合性验证方法，在露天试验台完成涡扇发动机整机试验验证，进行了中国涡扇发动机吞鸟适航符合性方法的探索与实践。结果表明：质量为0.71kg的鸟弹以99m/s的速度投向70%风扇叶高区域后，发动机推力损失2%，验证了涡扇发动机吞鸟后仍具有稳定工作的能力，为后续涡扇发动机开展吞鸟适航符合性的研究与验证奠定基础。

关键词

吞鸟；涡扇发动机；适航；符合性验证

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引言

随着航空领域的快速发展，鸟类对飞行的危害不断凸显，鸟撞击在发动机引发事故的概率高达44%。发动机在遭遇鸟撞击后，可能会造成风扇叶片等进口结构损伤，甚至引起高压压气机喘振，进而导致发动机推力损失。由此可见，吞鸟对发动机的危害性值得引起重视。

国外对航空发动机吞鸟适航符合性验证的研究起步较早，GE和RR公司等在20世纪80年代就具备了吞鸟适航符合性验证的能力，开展了相关发动机整机吞鸟试验技术研究[7-9]，已经完成了GE90、BR710、CFM56等多型发动机吞鸟适航符合性验证试验，积累了丰富的方法研究成果和实践经验。在中国，吴大观[10]对吞鸟试验目的、要求和方法进行了分析，认为吞鸟试验的程序、方法、参数选择需要开展大量研究；张清等[11]研究了吞鸟适航规章的发展与内涵；罗刚等[12-14]研究了风扇叶片遭遇鸟撞条件下的损伤规律，为吞鸟适航符合性验证试验参数分析提供了基础；晏祥斌等[15]对军用涡扇发动机吞鸟适航符合性验证进行了研究。但是，上述吞鸟适航符合性研究主要停留在基础方法和实验室基础验证方面，在中国发动机研制中已开展的吞鸟试验验证主要参考军标要求，综合考虑型号特点和具体的验证目的。针对吞鸟适航符合性验证尚未形成用于发动机研制实践的具体方法，也未完成中国涡扇发动机吞鸟适航符合性验证。

基于上述情况，本文结合大涵道比涡扇发动机研制需求，进行吞鸟适航符合性验证方法研究与探索，重点针对中鸟附加的完整性评定符合性验证开展研究，并进行符合性方法有效性的验证。

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试验系统

1.1试验发动机

试验发动机是双转子大涵道比涡扇发动机，由风扇、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、附件传动装置和排气系统等组成。

发动机一旦发生吞鸟情况，鸟撞击风扇叶片产生的冲击能量，将以冲击载荷的方式作用在发动机部件上，沿发动机承力系统向发动机安装节传递，造成叶片、承力部件等一次损伤。冲击载荷的方向和传递方式因为叶片带扭和带弯而变得异常复杂，轴向、径向和周向传递的载荷同时存在。轴向和部分径向载荷经低压转子前支点、支点轴承座、中介机匣传递到发动机主安装节；周向载荷和部分径向载荷通过低压转子轴系传递到后支点，再经后支点轴承座、涡轮后机匣传递至辅助安装节，载荷传递路径如图1所示。因此，吞鸟用发动机的风扇转子叶片、风扇机匣、轴承、低压转子轴系、承力系统、安装系统等关键结构要具有代表性。

1.2试验台架

试验台架采用地面露天试车台，包括门式支架和常规试车台架两部分，试车台架如图2所示。门式支架为4柱式支撑台架，由各桁架部件装配而成，4立柱中心距7m×7m，柱顶高8.6m，柱宽1m，净空6m。4根立柱与土建基础相连接，立柱顶部连接钢结构平台，平台下布置安装支臂，用于安装发动机。台架上方安装起吊装置，便于发动机及其挂架的安装和设备维护。

常规试车台架主要由工艺系统、控制系统、数据采集与处理系统、推力测量及校准系统、工业监视系统等组成。其中，工艺系统包括空气起动系统、燃油系统、燃油加载系统、液压加载系统、油封系统、抽真空系统、氮氧系统和气体灭火系统等，以满足发动机整机试车需求。监视系统中包含8个摄像头覆盖试验现场，能够从不同角度观察并记录试验全过程。此外，为了满足鸟体发射装置等专用设备的安装需求，试车台前部进气区设置专用的锚点和安装导轨。

1.3吞鸟试验专用设备

吞鸟试验采用的专用设备主要包括鸟体发射系统、影像记录系统和测速系统等。鸟体发射系统主要用于按照规定质量、数量和速度向发动机进口规定区域完成鸟弹的投射；影像记录系统主要用以满足吞鸟过程的拍摄与记录要求；测速系统主要用来实现鸟速的准确测量，确认试验鸟的实际发射速度。

1.3.1鸟体发射系统

鸟体发射系统由安装平台、炮管安装架、鸟炮、储气瓶和控制系统组成，鸟体发射系统如图3所示。为了保证整套装置安装平稳可靠，安装平台采用钢结构平台，并在底部安装调平地脚。为了保证炮管稳定安装，炮管安装架分成前后2层支架，实现投射所用炮管的固定；为了满足鸟弹在发动机正表面的不同投射位置需求，炮管安装架设计为分层式结构，可以实现炮管中心在2.5～7.0m高度范围内调整，通过炮管在同一高度炮架上不同水平位置的安装，可以实现水平位置的调整。为了实现炮管吊装，支架上部设计为开放式结构形式。为了满足试验鸟的质量、投射速度等要求，采用炮口直径为120mm、炮管长度为8m、最大发射速度为200m/s、最大发射鸟弹质量为1.2kg的中型炮管。为了控制发射压力，获得试验所需的鸟弹投射速度，在储气瓶上装有压力控制装置。

鸟弹发射系统的主要工作原理为通过高压气体膨胀作功，使鸟弹在炮管内不断加速，到达炮口时加速达到试验要求的鸟弹投射速度。鸟的速度主要通过压力容器的充气压力控制，通过采用规定质量的鸟弹进行多次调试，建立速度与压力关系曲线，在试验中通过控制合理的充气压力，满足投射速度要求。在投射前，将鸟弹放在弹托内，以实现鸟弹与炮管内壁之间的密封和保持，弹托在炮管出口位置被弹托分离器剥掉并保留在炮管内，实现鸟弹单独射出。

1.3.2影像记录系统

影像记录系统主要由高速摄像装置以及照明设备组成，高速摄像装置为5台拍摄帧频为500010000帧/s的高速摄像机。

为了满足上述拍摄与记录要求，主要在发动机进、出口2处关键区域布置高速摄像装置，安装位置布局如图4所示。为了拍摄、记录鸟撞击部位、撞击过程及零部件损伤情况、鸟从炮口发射情况，在1、2号位置分别布置1台帧频为10000帧/s的高速摄像机，拍摄角度覆盖风扇进口区域，其中1号位于鸟炮出口后侧，拍摄方向沿发动机轴线方向，2号位于发动机进口前侧方，相对发动机轴线有一定角度；为了拍摄、记录鸟弹飞行过程及轨迹，在3号位置布置1台帧频为10000帧/s的高速摄像，拍摄方向垂直于发动机轴线，拍摄角度覆盖炮管出口到进气道之间的距离范围；为了拍摄、记录吞鸟后发动机外涵和尾喷管的情况，在尾喷管后方4、5号位置分别布置1台帧频为5000帧/s的高速摄像，拍摄角度覆盖发动机出口区域，其中4号拍摄方向垂直于发动机轴线，5号拍摄方向从斜侧方指向尾喷管。

为了保证高速摄像装置能够清晰地监测记录鸟弹撞击风扇叶片过程，在发动机进口配备满足拍摄要求的照明设备，所采用的灯光功率为200kW，以提供足够的拍摄光源。为了照亮风扇进口，照明设备主要安装在炮架上鸟炮出口附近位置，照明设备安装如图5所示。

1.3.3测速系统

为了实现鸟弹投射速度的测量与确认，试验配备激光测速系统，主要由激光发射器、接收器等组成。测速系统基本原理如图6所示。在发射物飞经第1个激光发射器时，激光束被遮挡，接收器的输出电压改变，飞经第2个发射器时，输出电压再次改变，2次电压改变之间的时间间隔Δt可以由计算机记录并算出，2台发射器之间距离L可以测

出，则发射物飞越测速装置时的平均速度v=L/Δt。鸟弹投射速度的测量结果由工业计算机直接给出。

1.4测试方案

为了分析吞鸟对发动机工作状态的影响，试验过程中针对发动机高压转速、低压转速、推力、排气温度、高压压气机进口及出口截面压力等参数进行测量、记录，获得吞鸟后发动机典型性能参数变化情况。为了分析吞鸟过程中发动机振动、关键影响部件应力等变化情况，进行振动、应力参数测量、记录，其中，振动测量包括1支点轴承座、风扇机匣、中介机匣、涡轮机匣部位，应力测量包括1支点轴承座、主安装节、辅助安装节部位，1支点轴承座在轴向2个不同截面位置进行测量，振动、应力测量部位如图7所示。

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试验方法及程序

2.1试验方法

2.1.1风扇叶片标识

为了满足清晰拍摄、记录、测量投射位置与损伤情况等需求，对全部风扇叶片叶身涂黄色底色，并结合投射位置对应风扇叶身高度，对叶身进行分区标识，在风扇叶片盆侧和背侧涂画宽度为10mm的黑色网格线。风扇叶片标识如图8所示。

2.1.2鸟体发射系统布局

鸟体发射装置布局主要从满足投射参数要求、不对发动机进口气流产生干扰2方面考虑。

为了将鸟弹准确发射至发动机前表面目标区域，并确保鸟弹撞击风扇叶片速度相比炮口发射速度偏差较小，考虑鸟弹从炮口发射后所受到的重力、摩擦力等带来的投射位置、投射速度偏差，发射系统布局时，炮口与发动机进口之间的距离不宜过远。

为了确保鸟体发射系统不对发动机进口气流产生影响，从鸟体发射系统布局位置静态影响和鸟炮发射气流动态影响2方面，通过数值仿真计算与空炮试验相结合的方式，综合分析鸟体发射系统对发动机进口气流影响，得到合理的布局位置，确保对试验不产生额外干扰。具体分析方法如下：

（1）为了避免鸟体发射装置布局位置对发动机进口气流产生附加影响，采用商业软件开展鸟体发射装置布局对发动机进口气流影响数值仿真分析，仿真分析模型如图9所示。通过仿真分析得到发动机风扇进口总压分布和发动机进口流线。仿真分析结果表明，在发动机进口距离4m处布置鸟体发射系统（距离以炮管出口为准）相比发动机进口区域不布置鸟体发射系统，风扇进口总压分布基本一致，进口前1m处截面流量变化基本可以忽略，变化量≯0.65%，对发动机进口气流基本无干扰。仿真分析得到的发动机风扇进口总压分布如图10所示，发动机进口流线如图11所示。

（2）为了确保鸟炮发射气流所带来的发动机进口气流影响可以接受，在鸟体发射系统安装位置气动影响仿真分析基础上，在完成鸟体发射系统安装与调试后，开展空炮试验，向工作状态下的发动机发射空炮，模拟正式吞鸟试验而不发射鸟弹条件下的发动机气动稳定性影响。空炮试验程序如图12所示，X为发动机上推至试验状态后稳定运转时间。试验结果表明，在空炮试验过程中，空气炮发射前后发动机推力、排气温度、转速以及各个控制参数未出现变化。

通过上述数值仿真计算与试验综合分析，表明投射装置安装在炮管出口与发动机进气道之间为4m距离时，不影响发动机进口气流，满足试验要求，鸟体发射装置安装位置如图13所示。

2.1.3投鸟参数校准

在吞鸟试验过程中，需要精确的控制鸟弹在发动机前表面的撞击位置，为了满足该需求，在发动机进口前安装校靶设备，采用靶板标定的办法，反复测试鸟体撞击位置，控制发射准度。

投鸟参数校准原理如图14所示。将靶板移动至炮口前方约2.5m位置处，并保持靶板平面与炮口平面平行，使用激光从炮管后方的装弹舱射出，经过8m长的炮管内腔，在靶板上形成均匀集中的斑点。记录靶板上斑点出现的位置，并张贴醒目的标识。采用真实鸟体进行试射，并通过高速摄影记录鸟体在靶板上的击打位置，并与标识的位置进行对比，通过反复测试，得到不同炮管的标识点与实际击打点的位置偏差。测量实际击打位置点之间的相对位置，并与要求的位置进行对比，如在精度要求范围内，则可以认为鸟体发射准度满足要求。如果偏差较大，则需要挪动炮管位置，并重复靶板标定与击打测试过程，直到发射准度满足要求。

校准结果表明，气炮功能正常，发射系数偏差不超过0.1%，发射速度误差不超过1%，撞击位置中心误差不超过2%，满足要求，投鸟参数校准结果见表1。

2.1.4鸟弹准备

基于适航条款要求，根据发动机进口喉道面积，确定吞鸟试验的鸟弹质量为0.7kg。为模拟飞行中遭遇鸟撞的真实情况，采用自然鸟体进行试验。在物种选择上，根据中国典型机场附件区域常见鸟种质量特征及威胁程度评估结果，质量范围涵盖0.7kg质量级的鸟种为雉鸡0.455～1.21kg、猎隼0.51～1.2kg，考虑包括体重、数量等级、影响区域、集群规模、鸟撞次数、鸟撞损坏比率等9方面的鸟类群威胁程度评估结果，雉鸡、猎隼威胁程度分别为中级、低级[16]，因此，选用雉鸡作为试验用鸟弹更具有代表性。由于雉鸡与家鸡同属鸡形目雉科，身体特性较为相近，而雉鸡被列入中国林业局2000年8月1日发布的《国家保护的有益的或者由重要经济、科学研究价值的陆生野生动物名录》，同时也被列入《世界自然保护联盟濒危物种红色名录》。因此，综合上述鸟的质量、威胁程度、身体特性以及自然保护要求等方面考虑，确定采用家鸡作为试验用鸟弹。

按照试验鸟弹质量要求，准备正式试验、投鸟参数校准所需足够数量的鸟弹。为了避免体内多余物干扰试验验证结果，正式试验前对鸟弹进行X射线检查，验证体内无硬物或金属。为了更接近真实鸟撞情况，避免窒息死亡可能带来的鸟弹僵硬，试验前采用酒精麻醉的方式进行处理，保证鸟弹发射时为软体。

为了确保满足试验鸟的质量要求，麻醉后进行鸟弹称重，根据称重结果进行剪裁或注水，并对最终称重结果进行记录。试验用鸟弹如图15所示。

2.2正式试验

在完成所有试验前准备工作，具备试验条件后，开始正式的发动机吞鸟验证试验。试验具体程序如下：

（1）起动发动机，经慢车暖机并达到发动机起飞状态，稳定运转，在此期间，对摄像系统及测试系统等进行检查；

（2）触发投射装置、高速摄像装置，完成规定质量的鸟弹发射，启动高速摄像拍摄；

（3）吞鸟后继续在试验状态运转2min；

（4）按照程序规定运转后，经慢车冷机停车，完成试验。

试车程序曲线如图16所示。

投射位置如图17所示，鸟的质量、速度、撞击位置参数详见表2。鸟弹以99m/s的速度投向70%风扇叶高。

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试验数据与分析

3.1试验过程概况

在发动机起动后，按照试验程序稳定运转，并达到试验状态，鸟弹发射完毕，所投射鸟的质量、投射速度、投射位置、发动机状态等均满足试验要求，鸟弹发射过程如图18所示。

从发动机表现来看，吞鸟后发动机在起飞状态稳定运转2min，各系统工作正常，满足吞鸟后保持不低于75%起飞推力稳定工作的要求；并按照预定程序在各状态累计稳定运转20min后，正常停车。

 

 

3.3试验后发动机检查

在试验后，对发动机结构损伤进行检查，对飞机引气管路中的气体成分进行分析。

结果表明，鸟体撞击引起3片风扇转子叶片叶身进气边变形，风扇叶片损伤区域及损伤情况如图23所示。发动机其余结构完好，各部件未见损伤，未发现危及飞行安全的结构损坏，安装系统连接可靠，反推力装置未发生异常，飞机座舱引气管路中的气体成分符合要求，满足了CCAR33.75条(g) (2)的情况。

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结论

（1）依据适航吞鸟要求，建立了大涵道比发动机吞鸟适航附加的完整性评定验证方法，经过试验验证方法有效性，制定了吞鸟适航符合性验证技术路线，进行了中国大涵道比发动机吞鸟适航符合性验证的探索与实践；

（2）吞鸟试验专用设备及试验前安装、调试方法，经过实践验证能够保证鸟弹按照规定速度、位置准确发射，鸟弹发射及撞击过程完整、记录准确，鸟炮发射气流不会对吞鸟结果带来干扰，均满足吞鸟试验要求；

（3）试验结果表明，发动机吞鸟后工作状态稳定，未产生危害性顶事件，推力损失相比吞鸟前的约为2%，满足了发动机吞入1只质量为0.70kg鸟条件下的安全性与保持75%推力的工作能力的要求；

（4）数据分析结果表明，发动机吞鸟后转速、高压压气机进/出口压力、推力、排气温度、振动、应力等参数存在波动，随后快速恢复至稳定状态，通过试验与数据分析，首次掌握了发动机吞入0.70kg量级鸟弹后的参数变化规律。

本文研究成果为中国大涵道比涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法的首次探索，在试验参数与方法制定、台架与配套设备准备、吞鸟专用设备准备与调试、试验数据分析等方面进行了首次实践，积累了宝贵的经验，可为后续大涵道比涡扇发动机以及其它类型航空发动机的吞鸟适航符合性验证提供借鉴与参考。