摘要

為探索適用于中國航空渦扇發(fā)動機的吞鳥適航符合性驗證方法，針對吞鳥適航符合性驗證需求，結(jié)合渦扇發(fā)動機研制，重點圍繞中鳥附加的完整性評定要求，從試驗發(fā)動機、試車臺架、吞鳥試驗專用設備和測試方案等方面，提出試驗系統(tǒng)要求；從風扇葉片標識、鳥體發(fā)射系統(tǒng)布局、投鳥參數(shù)校準和鳥彈準備等方面，提出具體試驗方法；從鳥的質(zhì)量、投射位置、投射速度、試驗狀態(tài)和試驗程序等方面，制定試驗參數(shù)。依據(jù)制定的符合性驗證方法，在露天試驗臺完成渦扇發(fā)動機整機試驗驗證，進行了中國渦扇發(fā)動機吞鳥適航符合性方法的探索與實踐。結(jié)果表明：質(zhì)量為0.71kg的鳥彈以99m/s的速度投向70%風扇葉高區(qū)域后，發(fā)動機推力損失2%，驗證了渦扇發(fā)動機吞鳥后仍具有穩(wěn)定工作的能力，為后續(xù)渦扇發(fā)動機開展吞鳥適航符合性的研究與驗證奠定基礎。

關鍵詞

吞鳥；渦扇發(fā)動機；適航；符合性驗證

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引言

隨著航空領域的快速發(fā)展，鳥類對飛行的危害不斷凸顯，鳥撞擊在發(fā)動機引發(fā)事故的概率高達44%。發(fā)動機在遭遇鳥撞擊后，可能會造成風扇葉片等進口結(jié)構(gòu)損傷，甚至引起高壓壓氣機喘振，進而導致發(fā)動機推力損失。由此可見，吞鳥對發(fā)動機的危害性值得引起重視。

國外對航空發(fā)動機吞鳥適航符合性驗證的研究起步較早，GE和RR公司等在20世紀80年代就具備了吞鳥適航符合性驗證的能力，開展了相關發(fā)動機整機吞鳥試驗技術(shù)研究[7-9]，已經(jīng)完成了GE90、BR710、CFM56等多型發(fā)動機吞鳥適航符合性驗證試驗，積累了豐富的方法研究成果和實踐經(jīng)驗。在中國，吳大觀[10]對吞鳥試驗目的、要求和方法進行了分析，認為吞鳥試驗的程序、方法、參數(shù)選擇需要開展大量研究；張清等[11]研究了吞鳥適航規(guī)章的發(fā)展與內(nèi)涵；羅剛等[12-14]研究了風扇葉片遭遇鳥撞條件下的損傷規(guī)律，為吞鳥適航符合性驗證試驗參數(shù)分析提供了基礎；晏祥斌等[15]對軍用渦扇發(fā)動機吞鳥適航符合性驗證進行了研究。但是，上述吞鳥適航符合性研究主要停留在基礎方法和實驗室基礎驗證方面，在中國發(fā)動機研制中已開展的吞鳥試驗驗證主要參考軍標要求，綜合考慮型號特點和具體的驗證目的。針對吞鳥適航符合性驗證尚未形成用于發(fā)動機研制實踐的具體方法，也未完成中國渦扇發(fā)動機吞鳥適航符合性驗證。

基于上述情況，本文結(jié)合大涵道比渦扇發(fā)動機研制需求，進行吞鳥適航符合性驗證方法研究與探索，重點針對中鳥附加的完整性評定符合性驗證開展研究，并進行符合性方法有效性的驗證。

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試驗系統(tǒng)

1.1試驗發(fā)動機

試驗發(fā)動機是雙轉(zhuǎn)子大涵道比渦扇發(fā)動機，由風扇、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、附件傳動裝置和排氣系統(tǒng)等組成。

發(fā)動機一旦發(fā)生吞鳥情況，鳥撞擊風扇葉片產(chǎn)生的沖擊能量，將以沖擊載荷的方式作用在發(fā)動機部件上，沿發(fā)動機承力系統(tǒng)向發(fā)動機安裝節(jié)傳遞，造成葉片、承力部件等一次損傷。沖擊載荷的方向和傳遞方式因為葉片帶扭和帶彎而變得異常復雜，軸向、徑向和周向傳遞的載荷同時存在。軸向和部分徑向載荷經(jīng)低壓轉(zhuǎn)子前支點、支點軸承座、中介機匣傳遞到發(fā)動機主安裝節(jié)；周向載荷和部分徑向載荷通過低壓轉(zhuǎn)子軸系傳遞到后支點，再經(jīng)后支點軸承座、渦輪后機匣傳遞至輔助安裝節(jié)，載荷傳遞路徑如圖1所示。因此，吞鳥用發(fā)動機的風扇轉(zhuǎn)子葉片、風扇機匣、軸承、低壓轉(zhuǎn)子軸系、承力系統(tǒng)、安裝系統(tǒng)等關鍵結(jié)構(gòu)要具有代表性。

1.2試驗臺架

試驗臺架采用地面露天試車臺，包括門式支架和常規(guī)試車臺架兩部分，試車臺架如圖2所示。門式支架為4柱式支撐臺架，由各桁架部件裝配而成，4立柱中心距7m×7m，柱頂高8.6m，柱寬1m，凈空6m。4根立柱與土建基礎相連接，立柱頂部連接鋼結(jié)構(gòu)平臺，平臺下布置安裝支臂，用于安裝發(fā)動機。臺架上方安裝起吊裝置，便于發(fā)動機及其掛架的安裝和設備維護。

常規(guī)試車臺架主要由工藝系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)、推力測量及校準系統(tǒng)、工業(yè)監(jiān)視系統(tǒng)等組成。其中，工藝系統(tǒng)包括空氣起動系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、燃油加載系統(tǒng)、液壓加載系統(tǒng)、油封系統(tǒng)、抽真空系統(tǒng)、氮氧系統(tǒng)和氣體滅火系統(tǒng)等，以滿足發(fā)動機整機試車需求。監(jiān)視系統(tǒng)中包含8個攝像頭覆蓋試驗現(xiàn)場，能夠從不同角度觀察并記錄試驗全過程。此外，為了滿足鳥體發(fā)射裝置等專用設備的安裝需求，試車臺前部進氣區(qū)設置專用的錨點和安裝導軌。

1.3吞鳥試驗專用設備

吞鳥試驗采用的專用設備主要包括鳥體發(fā)射系統(tǒng)、影像記錄系統(tǒng)和測速系統(tǒng)等。鳥體發(fā)射系統(tǒng)主要用于按照規(guī)定質(zhì)量、數(shù)量和速度向發(fā)動機進口規(guī)定區(qū)域完成鳥彈的投射；影像記錄系統(tǒng)主要用以滿足吞鳥過程的拍攝與記錄要求；測速系統(tǒng)主要用來實現(xiàn)鳥速的準確測量，確認試驗鳥的實際發(fā)射速度。

1.3.1鳥體發(fā)射系統(tǒng)

鳥體發(fā)射系統(tǒng)由安裝平臺、炮管安裝架、鳥炮、儲氣瓶和控制系統(tǒng)組成，鳥體發(fā)射系統(tǒng)如圖3所示。為了保證整套裝置安裝平穩(wěn)可靠，安裝平臺采用鋼結(jié)構(gòu)平臺，并在底部安裝調(diào)平地腳。為了保證炮管穩(wěn)定安裝，炮管安裝架分成前后2層支架，實現(xiàn)投射所用炮管的固定；為了滿足鳥彈在發(fā)動機正表面的不同投射位置需求，炮管安裝架設計為分層式結(jié)構(gòu)，可以實現(xiàn)炮管中心在2.5～7.0m高度范圍內(nèi)調(diào)整，通過炮管在同一高度炮架上不同水平位置的安裝，可以實現(xiàn)水平位置的調(diào)整。為了實現(xiàn)炮管吊裝，支架上部設計為開放式結(jié)構(gòu)形式。為了滿足試驗鳥的質(zhì)量、投射速度等要求，采用炮口直徑為120mm、炮管長度為8m、最大發(fā)射速度為200m/s、最大發(fā)射鳥彈質(zhì)量為1.2kg的中型炮管。為了控制發(fā)射壓力，獲得試驗所需的鳥彈投射速度，在儲氣瓶上裝有壓力控制裝置。

鳥彈發(fā)射系統(tǒng)的主要工作原理為通過高壓氣體膨脹作功，使鳥彈在炮管內(nèi)不斷加速，到達炮口時加速達到試驗要求的鳥彈投射速度。鳥的速度主要通過壓力容器的充氣壓力控制，通過采用規(guī)定質(zhì)量的鳥彈進行多次調(diào)試，建立速度與壓力關系曲線，在試驗中通過控制合理的充氣壓力，滿足投射速度要求。在投射前，將鳥彈放在彈托內(nèi)，以實現(xiàn)鳥彈與炮管內(nèi)壁之間的密封和保持，彈托在炮管出口位置被彈托分離器剝掉并保留在炮管內(nèi)，實現(xiàn)鳥彈單獨射出。

1.3.2影像記錄系統(tǒng)

影像記錄系統(tǒng)主要由高速攝像裝置以及照明設備組成，高速攝像裝置為5臺拍攝幀頻為500010000幀/s的高速攝像機。

為了滿足上述拍攝與記錄要求，主要在發(fā)動機進、出口2處關鍵區(qū)域布置高速攝像裝置，安裝位置布局如圖4所示。為了拍攝、記錄鳥撞擊部位、撞擊過程及零部件損傷情況、鳥從炮口發(fā)射情況，在1、2號位置分別布置1臺幀頻為10000幀/s的高速攝像機，拍攝角度覆蓋風扇進口區(qū)域，其中1號位于鳥炮出口后側(cè)，拍攝方向沿發(fā)動機軸線方向，2號位于發(fā)動機進口前側(cè)方，相對發(fā)動機軸線有一定角度；為了拍攝、記錄鳥彈飛行過程及軌跡，在3號位置布置1臺幀頻為10000幀/s的高速攝像，拍攝方向垂直于發(fā)動機軸線，拍攝角度覆蓋炮管出口到進氣道之間的距離范圍；為了拍攝、記錄吞鳥后發(fā)動機外涵和尾噴管的情況，在尾噴管后方4、5號位置分別布置1臺幀頻為5000幀/s的高速攝像，拍攝角度覆蓋發(fā)動機出口區(qū)域，其中4號拍攝方向垂直于發(fā)動機軸線，5號拍攝方向從斜側(cè)方指向尾噴管。

為了保證高速攝像裝置能夠清晰地監(jiān)測記錄鳥彈撞擊風扇葉片過程，在發(fā)動機進口配備滿足拍攝要求的照明設備，所采用的燈光功率為200kW，以提供足夠的拍攝光源。為了照亮風扇進口，照明設備主要安裝在炮架上鳥炮出口附近位置，照明設備安裝如圖5所示。

1.3.3測速系統(tǒng)

為了實現(xiàn)鳥彈投射速度的測量與確認，試驗配備激光測速系統(tǒng)，主要由激光發(fā)射器、接收器等組成。測速系統(tǒng)基本原理如圖6所示。在發(fā)射物飛經(jīng)第1個激光發(fā)射器時，激光束被遮擋，接收器的輸出電壓改變，飛經(jīng)第2個發(fā)射器時，輸出電壓再次改變，2次電壓改變之間的時間間隔Δt可以由計算機記錄并算出，2臺發(fā)射器之間距離L可以測

出，則發(fā)射物飛越測速裝置時的平均速度v=L/Δt。鳥彈投射速度的測量結(jié)果由工業(yè)計算機直接給出。

1.4測試方案

為了分析吞鳥對發(fā)動機工作狀態(tài)的影響，試驗過程中針對發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)速、低壓轉(zhuǎn)速、推力、排氣溫度、高壓壓氣機進口及出口截面壓力等參數(shù)進行測量、記錄，獲得吞鳥后發(fā)動機典型性能參數(shù)變化情況。為了分析吞鳥過程中發(fā)動機振動、關鍵影響部件應力等變化情況，進行振動、應力參數(shù)測量、記錄，其中，振動測量包括1支點軸承座、風扇機匣、中介機匣、渦輪機匣部位，應力測量包括1支點軸承座、主安裝節(jié)、輔助安裝節(jié)部位，1支點軸承座在軸向2個不同截面位置進行測量，振動、應力測量部位如圖7所示。

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試驗方法及程序

2.1試驗方法

2.1.1風扇葉片標識

為了滿足清晰拍攝、記錄、測量投射位置與損傷情況等需求，對全部風扇葉片葉身涂黃色底色，并結(jié)合投射位置對應風扇葉身高度，對葉身進行分區(qū)標識，在風扇葉片盆側(cè)和背側(cè)涂畫寬度為10mm的黑色網(wǎng)格線。風扇葉片標識如圖8所示。

2.1.2鳥體發(fā)射系統(tǒng)布局

鳥體發(fā)射裝置布局主要從滿足投射參數(shù)要求、不對發(fā)動機進口氣流產(chǎn)生干擾2方面考慮。

為了將鳥彈準確發(fā)射至發(fā)動機前表面目標區(qū)域，并確保鳥彈撞擊風扇葉片速度相比炮口發(fā)射速度偏差較小，考慮鳥彈從炮口發(fā)射后所受到的重力、摩擦力等帶來的投射位置、投射速度偏差，發(fā)射系統(tǒng)布局時，炮口與發(fā)動機進口之間的距離不宜過遠。

為了確保鳥體發(fā)射系統(tǒng)不對發(fā)動機進口氣流產(chǎn)生影響，從鳥體發(fā)射系統(tǒng)布局位置靜態(tài)影響和鳥炮發(fā)射氣流動態(tài)影響2方面，通過數(shù)值仿真計算與空炮試驗相結(jié)合的方式，綜合分析鳥體發(fā)射系統(tǒng)對發(fā)動機進口氣流影響，得到合理的布局位置，確保對試驗不產(chǎn)生額外干擾。具體分析方法如下：

（1）為了避免鳥體發(fā)射裝置布局位置對發(fā)動機進口氣流產(chǎn)生附加影響，采用商業(yè)軟件開展鳥體發(fā)射裝置布局對發(fā)動機進口氣流影響數(shù)值仿真分析，仿真分析模型如圖9所示。通過仿真分析得到發(fā)動機風扇進口總壓分布和發(fā)動機進口流線。仿真分析結(jié)果表明，在發(fā)動機進口距離4m處布置鳥體發(fā)射系統(tǒng)（距離以炮管出口為準）相比發(fā)動機進口區(qū)域不布置鳥體發(fā)射系統(tǒng)，風扇進口總壓分布基本一致，進口前1m處截面流量變化基本可以忽略，變化量≯0.65%，對發(fā)動機進口氣流基本無干擾。仿真分析得到的發(fā)動機風扇進口總壓分布如圖10所示，發(fā)動機進口流線如圖11所示。

（2）為了確保鳥炮發(fā)射氣流所帶來的發(fā)動機進口氣流影響可以接受，在鳥體發(fā)射系統(tǒng)安裝位置氣動影響仿真分析基礎上，在完成鳥體發(fā)射系統(tǒng)安裝與調(diào)試后，開展空炮試驗，向工作狀態(tài)下的發(fā)動機發(fā)射空炮，模擬正式吞鳥試驗而不發(fā)射鳥彈條件下的發(fā)動機氣動穩(wěn)定性影響。空炮試驗程序如圖12所示，X為發(fā)動機上推至試驗狀態(tài)后穩(wěn)定運轉(zhuǎn)時間。試驗結(jié)果表明，在空炮試驗過程中，空氣炮發(fā)射前后發(fā)動機推力、排氣溫度、轉(zhuǎn)速以及各個控制參數(shù)未出現(xiàn)變化。

通過上述數(shù)值仿真計算與試驗綜合分析，表明投射裝置安裝在炮管出口與發(fā)動機進氣道之間為4m距離時，不影響發(fā)動機進口氣流，滿足試驗要求，鳥體發(fā)射裝置安裝位置如圖13所示。

2.1.3投鳥參數(shù)校準

在吞鳥試驗過程中，需要精確的控制鳥彈在發(fā)動機前表面的撞擊位置，為了滿足該需求，在發(fā)動機進口前安裝校靶設備，采用靶板標定的辦法，反復測試鳥體撞擊位置，控制發(fā)射準度。

投鳥參數(shù)校準原理如圖14所示。將靶板移動至炮口前方約2.5m位置處，并保持靶板平面與炮口平面平行，使用激光從炮管后方的裝彈艙射出，經(jīng)過8m長的炮管內(nèi)腔，在靶板上形成均勻集中的斑點。記錄靶板上斑點出現(xiàn)的位置，并張貼醒目的標識。采用真實鳥體進行試射，并通過高速攝影記錄鳥體在靶板上的擊打位置，并與標識的位置進行對比，通過反復測試，得到不同炮管的標識點與實際擊打點的位置偏差。測量實際擊打位置點之間的相對位置，并與要求的位置進行對比，如在精度要求范圍內(nèi)，則可以認為鳥體發(fā)射準度滿足要求。如果偏差較大，則需要挪動炮管位置，并重復靶板標定與擊打測試過程，直到發(fā)射準度滿足要求。

校準結(jié)果表明，氣炮功能正常，發(fā)射系數(shù)偏差不超過0.1%，發(fā)射速度誤差不超過1%，撞擊位置中心誤差不超過2%，滿足要求，投鳥參數(shù)校準結(jié)果見表1。

2.1.4鳥彈準備

基于適航條款要求，根據(jù)發(fā)動機進口喉道面積，確定吞鳥試驗的鳥彈質(zhì)量為0.7kg。為模擬飛行中遭遇鳥撞的真實情況，采用自然鳥體進行試驗。在物種選擇上，根據(jù)中國典型機場附件區(qū)域常見鳥種質(zhì)量特征及威脅程度評估結(jié)果，質(zhì)量范圍涵蓋0.7kg質(zhì)量級的鳥種為雉雞0.455～1.21kg、獵隼0.51～1.2kg，考慮包括體重、數(shù)量等級、影響區(qū)域、集群規(guī)模、鳥撞次數(shù)、鳥撞損壞比率等9方面的鳥類群威脅程度評估結(jié)果，雉雞、獵隼威脅程度分別為中級、低級[16]，因此，選用雉雞作為試驗用鳥彈更具有代表性。由于雉雞與家雞同屬雞形目雉科，身體特性較為相近，而雉雞被列入中國林業(yè)局2000年8月1日發(fā)布的《國家保護的有益的或者由重要經(jīng)濟、科學研究價值的陸生野生動物名錄》，同時也被列入《世界自然保護聯(lián)盟瀕危物種紅色名錄》。因此，綜合上述鳥的質(zhì)量、威脅程度、身體特性以及自然保護要求等方面考慮，確定采用家雞作為試驗用鳥彈。

按照試驗鳥彈質(zhì)量要求，準備正式試驗、投鳥參數(shù)校準所需足夠數(shù)量的鳥彈。為了避免體內(nèi)多余物干擾試驗驗證結(jié)果，正式試驗前對鳥彈進行X射線檢查，驗證體內(nèi)無硬物或金屬。為了更接近真實鳥撞情況，避免窒息死亡可能帶來的鳥彈僵硬，試驗前采用酒精麻醉的方式進行處理，保證鳥彈發(fā)射時為軟體。

為了確保滿足試驗鳥的質(zhì)量要求，麻醉后進行鳥彈稱重，根據(jù)稱重結(jié)果進行剪裁或注水，并對最終稱重結(jié)果進行記錄。試驗用鳥彈如圖15所示。

2.2正式試驗

在完成所有試驗前準備工作，具備試驗條件后，開始正式的發(fā)動機吞鳥驗證試驗。試驗具體程序如下：

（1）起動發(fā)動機，經(jīng)慢車暖機并達到發(fā)動機起飛狀態(tài)，穩(wěn)定運轉(zhuǎn)，在此期間，對攝像系統(tǒng)及測試系統(tǒng)等進行檢查；

（2）觸發(fā)投射裝置、高速攝像裝置，完成規(guī)定質(zhì)量的鳥彈發(fā)射，啟動高速攝像拍攝；

（3）吞鳥后繼續(xù)在試驗狀態(tài)運轉(zhuǎn)2min；

（4）按照程序規(guī)定運轉(zhuǎn)后，經(jīng)慢車冷機停車，完成試驗。

試車程序曲線如圖16所示。

投射位置如圖17所示，鳥的質(zhì)量、速度、撞擊位置參數(shù)詳見表2。鳥彈以99m/s的速度投向70%風扇葉高。

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試驗數(shù)據(jù)與分析

3.1試驗過程概況

在發(fā)動機起動后，按照試驗程序穩(wěn)定運轉(zhuǎn)，并達到試驗狀態(tài)，鳥彈發(fā)射完畢，所投射鳥的質(zhì)量、投射速度、投射位置、發(fā)動機狀態(tài)等均滿足試驗要求，鳥彈發(fā)射過程如圖18所示。

從發(fā)動機表現(xiàn)來看，吞鳥后發(fā)動機在起飛狀態(tài)穩(wěn)定運轉(zhuǎn)2min，各系統(tǒng)工作正常，滿足吞鳥后保持不低于75%起飛推力穩(wěn)定工作的要求；并按照預定程序在各狀態(tài)累計穩(wěn)定運轉(zhuǎn)20min后，正常停車。

3.3試驗后發(fā)動機檢查

在試驗后，對發(fā)動機結(jié)構(gòu)損傷進行檢查，對飛機引氣管路中的氣體成分進行分析。

結(jié)果表明，鳥體撞擊引起3片風扇轉(zhuǎn)子葉片葉身進氣邊變形，風扇葉片損傷區(qū)域及損傷情況如圖23所示。發(fā)動機其余結(jié)構(gòu)完好，各部件未見損傷，未發(fā)現(xiàn)危及飛行安全的結(jié)構(gòu)損壞，安裝系統(tǒng)連接可靠，反推力裝置未發(fā)生異常，飛機座艙引氣管路中的氣體成分符合要求，滿足了CCAR33.75條(g) (2)的情況。

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結(jié)論

（1）依據(jù)適航吞鳥要求，建立了大涵道比發(fā)動機吞鳥適航附加的完整性評定驗證方法，經(jīng)過試驗驗證方法有效性，制定了吞鳥適航符合性驗證技術(shù)路線，進行了中國大涵道比發(fā)動機吞鳥適航符合性驗證的探索與實踐；

（2）吞鳥試驗專用設備及試驗前安裝、調(diào)試方法，經(jīng)過實踐驗證能夠保證鳥彈按照規(guī)定速度、位置準確發(fā)射，鳥彈發(fā)射及撞擊過程完整、記錄準確，鳥炮發(fā)射氣流不會對吞鳥結(jié)果帶來干擾，均滿足吞鳥試驗要求；

（3）試驗結(jié)果表明，發(fā)動機吞鳥后工作狀態(tài)穩(wěn)定，未產(chǎn)生危害性頂事件，推力損失相比吞鳥前的約為2%，滿足了發(fā)動機吞入1只質(zhì)量為0.70kg鳥條件下的安全性與保持75%推力的工作能力的要求；

（4）數(shù)據(jù)分析結(jié)果表明，發(fā)動機吞鳥后轉(zhuǎn)速、高壓壓氣機進/出口壓力、推力、排氣溫度、振動、應力等參數(shù)存在波動，隨后快速恢復至穩(wěn)定狀態(tài)，通過試驗與數(shù)據(jù)分析，首次掌握了發(fā)動機吞入0.70kg量級鳥彈后的參數(shù)變化規(guī)律。

本文研究成果為中國大涵道比渦扇發(fā)動機吞鳥適航符合性驗證方法的首次探索，在試驗參數(shù)與方法制定、臺架與配套設備準備、吞鳥專用設備準備與調(diào)試、試驗數(shù)據(jù)分析等方面進行了首次實踐，積累了寶貴的經(jīng)驗，可為后續(xù)大涵道比渦扇發(fā)動機以及其它類型航空發(fā)動機的吞鳥適航符合性驗證提供借鑒與參考。