航空发动机鸟撞适航认证通常基于整机试验,整机鸟撞数值仿真,受发动机结构复杂性影响,存在计算效率、吸鸟关键参数不易确定等问题,而不被工程采纳。而为验证航空发动机吸鸟符合性,进行整机鸟撞数值分析是一种经济高效的方式。基于航空发动机整机鸟撞数值仿真需求,开展航空发动机模型简化建模和关键吸鸟参数提取方法研究。首先,基于光滑流体动力学方法,考虑工作条件下发动机鸟撞损伤和传力路径上关键部件关系和相互作用,建立了基于航空发动机整机关键零部件等效建模的鸟撞有限元模型。其次,对航空发动机鸟撞适航符合性要求进行分解,确定了造成叶片结构损伤的关键吸鸟参数。最后,基于最严苛情况的整机鸟撞有限元模型,研究了大鸟、中鸟鸟群和大型群鸟导致的转动不平衡、不平衡载荷传递和叶片损伤。数值模拟结果表明大鸟的撞击对航空发动机结构安全的威胁最大,鸟群撞击导致的叶片损伤范围更广。基于整机的鸟撞数值模拟对于航空发动机的结构安全性设计和适航认证是非常具有价值的。鸟撞是航空飞机飞行安全的严重威胁,撞击部位主要集中于发动机、机翼、雷达罩、风挡等[1],而发动机是最容易遭受鸟撞的,据中国航空管理局统计[2],2009～2016年共发生鸟击事故21 559起,39.57%的撞击部位为发动机。尽管发动机安全性设计不断改进,最终的结果仍然是新型发动机与早期发动机所遭受的鸟撞损伤几乎一致。因此,对于商用航空公司和发动机制造商来说,鸟撞威胁依然是一个主要问题。1977年,Barber等[3]首次建立了鸟体撞击叶片的物理模型。20世纪80年代中期以来,通用电气航空集团[4]、普惠航空公司[5-6]、罗尔斯-罗伊斯公司[7]等发动机制造商系统地研究了鸟撞的数值分析方法。近年来,一些学者对鸟撞风扇叶片瞬态响应进行了研究:Meguid等[8]分析了人工鸟的几何外形参数对鸟撞叶片的影响,发现鸟体和叶片的初始接触面积对撞击力的影响显著;Sinha等[9]研究了叶片切割鸟体机理并得到了鸟撞叶片的瞬态冲击载荷的数学模型;Vignjevic等[10]研究了鸟体外形、撞击位置等参数对鸟撞叶片损伤的影响;基于鸟撞风扇叶片试验,柴象海等[11]进行了叶片材料、鸟体本构模型等参数的敏感度分析,对鸟撞风扇叶片模型进行标定,叶片损伤位置的仿真结果和试验结果误差小于10%。郭鹏等[12]研究了绿头鸭模型的撞击位置和撞击姿态对叶片不同位置的动态响应的影响。结果表明,鸟撞击2/6叶高位置时,叶片受到鸟撞损伤最严重。目前,航空发动机的数值模拟研究主要集中在对单个或多个高速旋转叶片的撞击上,然而,航空发动机一旦受到鸟撞的影响:一方面,鸟体直接撞击多个风扇叶片会导致叶片塑性变形或失效,鸟体碎片甚至叶片断裂进入核心机进一步破坏其他结构;另一方面,鸟撞导致风扇转子转动不平衡,风扇叶尖可能与机匣的发生摩擦,同时不平衡转动产生的载荷一部分沿风扇轴支承经中介机匣传递至前安装节,另一部分经低压涡轮轴和涡轮后机匣传递至后安装节。 基于以上原因,考虑航空发动机在工作条件下部件间相互作用关系,建立了涡扇发动机整机的有限元模型。基于显式动力学软件LS-DYNA,结合鸟撞适航认证整机试验的要求,分别研究了发动机吸入单只大鸟、中鸟鸟群和单只大型群鸟后的瞬态响应,探讨了鸟撞叶片损伤、鸟撞造成的风扇转子转动不平衡及其产生的不平衡载荷的传递情况。1 发动机吸鸟适航条款要求民用航空局要求对发动机前部的鸟撞进行安全性评估。此外,中鸟鸟群吸入是大涵道比涡扇发动机适航取证的关键试验之一[13]。适航条款CCAR33.76[14]规定了发动机吸入的大鸟、中鸟鸟群以及大型群鸟的数量和质量要求。鸟体的数量和质量取决于发动机进气道喉道面积,本文以CFM56-7B型号的发动机结构为基础,进行民用航空发动机整机有限元建模,CFM56系列航空发动机的进气道喉道面积1.89～2.63 m2[15],适航条款要求的鸟体质量和数量如表1所示。表1 鸟体数量和质量要求Tab.1 Bird quantity and weight requirements 适航条款要求航空发动机需进行单只大鸟、中鸟鸟群和大型群鸟的整机鸟撞试验验证,鸟体的吸入要求如下:33.76(b)条款要求,大鸟应撞击风扇叶片最关键的暴露位置,吸入速度为103 m/s;33.76(c)条款要求中鸟鸟群,最大的鸟投向发动机的核心机气流通道,次重的鸟撞击风扇叶片最关键的暴露部位,其余的鸟均匀分布在整个发动机 的前表面上;33.76(d)条款要求,大型群鸟撞击第一级风扇转子部位不小于50%叶身高度。关注公众 号: 两机动力先行，免费获取海量两机资料，聚焦两机知识和关键技术！2 鸟体建模2.1 SPH模型Wilbeck[16]研究鸟撞刚性平板试验的发现:①撞击速度超过100 m/s,鸟体表现为流体特性;②撞击过程典型阶段包括:初始撞击、压力衰减和稳定流动,撞击过程的鸟体变形和撞击中心点压强如图1所示。因此,采用光滑流体动力学方法(smoothed particle hydrodynamics,SPH)将鸟体描述为一组离散粒子,粒子间相互作用通过插值函数而不是结构化网格,避免瞬态大变形时网格畸变问题。图1 鸟撞中心点的冲击载荷[17]Fig.1 Bird-strike loading in the center position鸟体几何外形采用端部半球形中间圆柱体,长径比为2。航空发动机需验证的鸟体质量有:0.7 kg,1.15 kg,1.85 kg和2.75 kg。基于SPH方法进行鸟体建模,粒子间距2 mm且均匀分布,0.7 kg、1.15 kg、1.85 kg和2.75 kg鸟体的粒子数量分别为92 052、141 354、243 512和359 892,鸟体模型如图2所示。 图2 替代鸟体SPH模型(mm)Fig.2 Substitute bird models using the SPH method(mm)2.2 材料模型当撞击速度大于100 m/s时,鸟体变形表现为流体特性;在高速撞击的情况下,骨骼等结构的影响可以忽略。因此,鸟体可描述为均匀的流体。鸟体材料压缩会导致鸟体密度的变化,采用Mie-Grüneisen状态方程来描述压强与体积变形的关系 (1)式中:C、S1分别为冲击波传播速度vs曲线的截距、斜率;体积比μ=ρ0/ρ-1,ρ为冲击波传播后的鸟体密度。2.3 鸟体模型验证当叶片前缘切割鸟体时,叶片承受的动态载荷取决于驻点压强。叶片损伤分析重点在于准确预测鸟撞的驻点压强。因此,鸟撞平板试验测量的驻点压强作为指标,验证替代鸟体模型。鸟撞平板模型如图3所示。SPH鸟体模型材料选用孔隙率10%的猪明胶,材料参数为[18-19]:ρ0=954 kg/m3,C=1 447 m/s,S1=1.77。图3 鸟撞平板有限元模型(mm)Fig.3 FE model of bird impactor on a rigid plate(mm)在平板中心区域定义8 mm×8 mm的传感器,用来提取鸟撞中心的冲击载荷。驻点压强估算采用T/3至2T/3之间的鸟撞中心压强平均值,其中T为鸟撞持续时间。驻点压强的鸟撞平板试验结果来自文献[18],试验中鸟弹的初始速度分别为108.5 m/s、116.5 m/s、128.0 m/s和139.3 m/s。如图4所示,驻点压强数值模拟结果与鸟撞试验结果是比较一致的。 图4 鸟撞平板驻点压强验证Fig.4 Validation of stagnation pressures3 发动机有限元建模民用航空发动机结构复杂,而整机鸟撞分析主要关注撞击载荷 转动不平衡 叶片损伤以及不平衡载荷的传递情况 高压转子系统 高低压静子等零部件并不是主要关注对象 因此,整机模型需进行一定的简化提高仿真的计算效率 发动机整机有限元模型的装配,通过Tied接触定义发动机零部件间的装配关系,采用Nodes-To-Surface接触模拟轴承内部的连接关系,在前后安装节上定义位移全约束 发动机整机模型,整机由730 152个实体单元,69 432个壳单元和12个梁单元组成,共计1 077 716个节点,其中实体单元均采用八节点的六面体单元,如图5所示 风扇转子共24钛合金叶片组成,每个叶片厚度方向上有三层实体单元,共4 650个实体单元 最小单元尺寸位于风扇叶片前缘顶端,大小为0.42 mm。图5 航空发动机有限元模型4 关键吸鸟参数通常,航空发动机适航认证整机试验需要模拟最严苛鸟撞工况。因此,基于鸟撞风扇叶片组件的数值模拟,确定造成叶片损伤的关键吸鸟参数。4.1 大鸟关键撞击位置在大鸟吸入速度103 m/s下,进行撞击位置参数敏感性分析,大鸟撞击30%、40%、50%、60%、70%和80%叶身高度,通过比较叶片鸟撞损伤情况确定最关键的暴露位置。叶片结构归一化动态响应时间历程曲线,如图6所示。其中,纵坐标是以总体叶片动态响应指标最大值作为分母进行归一化处理。如图6(a)所示,大鸟瞄准50%、60%和70%的叶片高度会产生更高的应力状态,在5～10 ms期间归一化V-M应力平均值分别达到了82.8%、83.2%和81.3%。图6(b)显示,叶身高度60%、70%和80%的大鸟撞击引起了更严重的塑性应变,分别达到98.9%、96.8%和100%,撞击的位置越靠近叶根位置,鸟体碎片进入核心机的可能性更大,潜在危险性更高。综上,造成叶片结构最严重鸟撞损伤的大鸟最关键暴露位置为60%进气边叶身高度。 图6 大鸟撞击不同位置产生的叶片动态响应Fig.6 Dynamic response of blades subjected to a large bird aimed at different locations4.2 中鸟关键撞击参数首先,进行中鸟撞击速度参数敏感性分析,中鸟以60 m/s、65 m/s、70 m/s、80 m/s、110 m/s和130 m/s的速度投向85%叶身高度,通过比较叶片动态响应情况确定最危险的撞击速度。不同中鸟撞击速度产生的叶片结构动态响应时间历程曲线,如图7所示。其中,纵坐标分别以叶片动态响应指标的最大值作为分母进行归一化处理。图7(a)表明,当鸟速为60 m/s、65 m/s、70 m/s和80 m/s时,叶片处于较高的应力状态,在5～10 ms范围内,归一化V-M应力平均值分别达到了88.7%、86.5%、84.9%和82.4%。如图7(b)所示,在60 m/s、65 m/s、70 m/s、80 m/s、110 m/s和130 m/s的撞击速度下,总体叶片归一化等效塑性应变值分别为89.4%、100.0%、88.1%、73.7%、40.1%和20.6%。综上,造成叶片结构最严重鸟撞损伤的中鸟撞击速度是65 m/s。 图7 不同中鸟速度产生的叶片动态响应Fig.7 Dynamic response of blades subjected to a medium其次,在吸鸟速度65 m/s下,进行中鸟撞击位置参数敏感性分析。中鸟投向不同叶身高度,叶片结构动态响应时间历程曲线,如图8所示。其中,纵坐标分别以总体叶片动态响应指标的最大值作为分母进行归一化处理。如图8(a)所示,中鸟投向风扇叶片流道50%、70%、75%、80%、85%、90%位置,在5～10 ms时间段,总体叶片归一化V-M应力均值分别达到80.7%、86.2%、85.6%、84.2、82.7%和81.1%。图8(b)显示,中鸟投向85%叶身高度引起了最严重的塑性应变,比次严重撞击位置(80%叶高)的等效塑性应变高出了9.8%。因此,造成叶片结构最严重鸟撞损伤的中鸟撞击位置为85%叶身高度。 图8 中鸟撞击位置的影响Fig.8 Effect of impact location of a medium bird4.3 中鸟鸟群分布在航空发动机前表面(YOZ平面)上,鸟群的撞击点位置可以通过高度himpact和角度αimpact确定,撞击点的高度通常采用进气边叶身高度百分比描述。鸟体撞击点的高度和角度定义如图9所示。鸟群在航空发动机前表面均匀分布,应在进气边叶身高度百分比范围0～100%和前表面周向角度范围0°～360°内均匀分布。图9 航空发动机前表面撞击点的示意图Fig.9 Illustration of Impact locations over the engine face aera为了尽可能地让鸟体碎片进入主气流通道,最大的鸟(编号#1)投向进气边叶片前缘高度的20%处;次重的鸟(编号#2)投向最关键撞击位置叶高85%处;剩余的4只鸟(编号#3～#6)在航空发动机前表面上均匀分布,#3,#4,#5和#6鸟分别投向风扇叶片高度的12.5%,37.5%,62.5%和87.5%,在航空发动机前表面的投向目标角度分别为45°,135°,225°和315°。中鸟鸟群在发动机前表面的分布如图10所示。图10 中鸟鸟群在航空发动机前表面分布Fig.10 Distribution of medium flocking birds over the engine中鸟鸟群撞击发动机的有限元模型如图11所示,鸟群共由6只鸟组成,鸟体吸入顺序依次为#1,#2,#3,#4,#5和#6。鸟群呈三组分布:第一组最大鸟投向核心机流道(进气边叶身高度20%),3.6 ms后第二组1只次重鸟投向叶身高度85%,6.6 ms时第三组4只均匀分布的鸟同时撞击航空发动机前表面。关注公众 号: 两机动力先行，免费获取海量两机资料，聚焦两机知识和关键技术！图11 航空发动机-鸟群撞击有限元模型Fig.11 FE model of an aeroengine subjected to medium flocking birds5 整机鸟撞分析5.1 转动不平衡及载荷传递通过整流锥顶点运动轨迹和偏移距离评估鸟撞造成的风扇转子不平衡转动。记录每个时刻整流锥顶点坐标,可得到运动轨迹以及偏移量曲线,如图12所示。从整流锥顶点轨迹图12(a)中可以看出,鸟撞作用下整流锥顶点运动轨迹呈现不规律的走势,在大鸟撞击作用下,整流锥顶点轨迹的范围更大。如图12(b)所示,正常飞行状态下,整流锥顶点的最大偏移量为0.5 mm。鸟撞作用下,风扇转子产生不平衡转动:大鸟撞击导致的风扇转子摇摆最严重,整流锥顶点偏离最初位置的最大距离达到了11.0 mm;中鸟鸟群撞击作用下,整流锥顶点最大偏移距离为6.0 mm;大型群鸟撞击作用下,整流锥顶点最大偏移距离达到8.6 mm。 图12 鸟撞过程中风扇转子的不平衡转动Fig.12 Unbalance rotation of fan rotor during bird strikes发动机安装系统与承力框架间合力载荷时间历程曲线,如图13所示。风扇转子转动不平衡载荷通过风扇框架和低压涡轮框架向安装系统传递,对安装系统合力载荷影响显著。如图13(a)所示,在航空发动机正常工作的情况下,前安装节与中介机匣的最大合力载荷81.1 kN;在大鸟、中鸟鸟群和大型群鸟的撞击作用下,前安装节与风扇框架间最大合力载荷分别增加到511.7 kN、268.2 kN和379.6 kN。如图13(b)所示,在正常工作条件下,后安装节与低压涡轮后机匣的最大合力载荷54.0 kN;当航空发动机遭遇大鸟、中鸟鸟群和大型群鸟的撞击时,后安装节与低压涡轮框架的最大合力载荷增加到417.7 kN、209.2 kN、308.0 kN。 图13 安装节合力载荷曲线Fig.13 Resultant force of engine mounting components5.2 鸟撞结构损伤鸟撞导致的叶片结构动态响应时间历程曲线,如图14所示。其中,纵坐标是以总体叶片动态响应指标最大值作为分母进行归一化处理。如图14(a)所示,在航空发动机正常工作条件下,风扇叶片结构的V-M应力均值为53%;当航空发动机遭遇大鸟、中鸟鸟群和大型群鸟的撞击时,风扇叶片结构的V-M应力均值分别达到70%,69%和65%,相比于正常工作条件下叶片V-M应力状态,分别增加了33%、31%和22%。图14(b)显示,在大鸟、中鸟鸟群和大型群鸟的撞击作用下,总体叶片等效塑性应变分别达到85%、100%和62%。 图14 鸟撞风扇叶片动态响应Fig.14 Dynamic response of blades during bird strikes50 ms时航空发动机损伤形态如图15所示,最大等效塑性应变均发生在叶片前缘的鸟撞位置,叶片根部前缘位置出现了不同程度的塑性变形和单元失效,但未发生叶片断裂失效。图15(a)显示,在大鸟的撞击作用下,7个叶片发生了不同程度的塑性变形,叶片前缘塑性变形区域最大,叶片的扭曲变形最严重,最大等效塑性应变为0.18;图15(b)显示,中鸟鸟群撞击导致了15个叶片前缘发生了不同程度塑性变形,塑性变形区域的位置均高于叶身高度50%,最大等效塑性应变为0.23;如图15(c)所示,大型群鸟撞击造成5个叶片发生不同程度的塑性变形,叶片前缘出现了明显的卷曲,最大等效塑性应变为0.20。 图15 航空发动机等效塑性应变云图Fig.15 Effective plastic strain contours of the aeroengine6 结 论基于航空发动机整机鸟撞有限元模型,研究了关键撞击参数下的鸟撞对航空发动机风扇转子不平衡、不平衡载荷传递和叶片损伤的影响,得到结论如下:(1)最严苛鸟撞工况为:大鸟最关键撞击位置为60%叶高;中鸟最关键的撞击速度为65 m/s,最关键撞击部位为85%叶高。(2)整机鸟撞的数值模拟结果显示,大鸟撞击对航空发动机的结构安全威胁最大,叶片严重卷曲塑性变形;中鸟鸟群造成的约60%的叶片发生不同程度的塑性变形。(3)鸟撞风扇转子的转动不平衡,造成了前、后安装节承受的合力载荷显著增加。 来源：两机动力先行
