整机丨608所：新一代航空发动机复合材料机匣包容性研究进展

航空发动机轮盘长期工作于复杂交变的工况中，容易发生破裂失效，以很高的转速飞出撞击机匣，巨大的能量很可能击穿机匣，造成非包容事故（图1所示），给飞机和飞行员安全带来极大的威胁。关于包容性的定义，文献给出了详细的介绍，其中的“failed elements”一般指断裂失效的叶片和破裂的轮盘。轮盘质量较大，其破裂碎块以很高的转速飞出，具有非常大的撞击能量，容易引发事故。为减小轮盘破裂飞出撞击发动机机匣的能量，提高机匣的包容能力，国内外学者提出了一种“在轮盘破裂前使叶片先断裂失效”的设计思路，即质量小的叶片先于轮盘失效。国内外非常重视航空发动机机匣包容性问题，针对机匣包容性问题均做出了规定和要求。

图1 非包容事故

受限于航空材料研制的不足以及国外相关核心技术的封锁，为了保证飞行的安全性和机匣的包容能力，早期航空发动机的机匣多采用高强度钢材料。然而，这种材料的壁厚和密度较大，虽然具有良好的包容性，但同时也增加了航空发动机的整体重量，无法满足现代先进航空发动机对高推重比、高经济性的要求。随着航空技术和材料科学的不断发展，质量轻、强度和韧性性能良好的复合材料受到越来越多的青睐，在提高机匣包容性的同时也达到了减轻重量的目的，在航空发动机研制中得到广泛应用。我国在航空发动机包容性方面做了大量的理论研究和试验研究工作，针对包容性条款在国军标和适航规定中做了具体的要求。然而，相比于国外先进航空大国，我国在航空发动机机匣包容性方面的研究起步较晚，尤其针对复合材料机匣的包容性的研究相对较少。

本文基于新一代航空发动机复合材料机匣包容性需求，从复合材料分类、包容性仿真、包容性试验以及包容性试验评价等方面归纳了复合材料在航空发动机机匣包容性中的研究现状，指出了相关研究的不足之处，在此基础上展望了复合材料机匣包容性的进一步研究方向。

按照航空发动机发展历程，其机匣可分为硬壁机匣和软壁机匣，早期常用的硬壁机匣为高强度钢机匣，后来，采用铝合金或钛合金等轻质材料合金机匣，相比于高强度钢质量有所降低，结构较为紧凑，但通常带有环形加强筋结构，使得其加工工艺难度较大。随着航空科学技术的发展，轻质、强韧性、高强度的复合材料被广泛应用，主要包括纤维缠绕增强机匣和全复合材料机匣，纤维缠绕增强机匣在轻质合金机匣的外层缠绕包覆韧性良好的复合材料（纤维层），当轻质合金机匣受到撞击时，纤维层可以起到很好的保护作用，不被破坏，从而提高包容性；但是这种结构形式对空间要求严格，同时为了保住纤维层的连续性，机匣外部管路和附件须安装在中介机匣的位置，使得排布管线比较困难。为了解决上述问题，全新复合材料机匣得到关注和应用，全复合材料兼具质量轻和包容性好的优越性能，广泛用于世界先进航空发动机机匣结构设计中。

国外主流机匣的应用型号及特点见表1。

表1 国外机匣材料应用及其特点

常见的复合材料机匣包括二维织物缠绕增强机匣、二维三轴复合材料机匣和三维编织/机织复合材料机匣。二维织物缠绕增强机匣是在轻质合金机匣基础上缠绕韧性和抗冲击性能良好的纤维织物形成；二维三轴复合材料机匣引入轴向纱系统，使得机匣的剪切强度得到了增强，表现出更好的抗冲击特性；相比于二维结构，三维编织/机织复合材料机匣的空间结构更为完整，是新一代航空发动机重要应用方向。

图2 复合材料典型织物结构

机匣包容性试验前常进行仿真分析，以预测机匣包容性试验过程中的叶片撞击轨迹和响应特征，为机匣包容性试验提供理论参考。数值仿真的精度受多种因素影响，国内外针对网格密度、程序类型、模型处理等因素进行了研究。复合材料机匣的包容性试验成本十分昂贵，通常先开展抗冲击性能、弹道试验、能量吸收性能等的仿真分析，根据仿真结果确定后续的试验安排。

国内外学者在复合材料机匣包容性仿真领域开展了很多研究，成果可观。缠绕Kevlar织物是增强机匣包容性的常见方法，Pereira等通过建立有限元模型，对比探索了Kevlar和Zylon两种织物对冲击能量的吸收能力，同时开展了弹道冲击试验，发现Kevlar能量吸收只有Zylon材料的三分之一。国内也开展了很多相关研究，许善迎采用数值方法基于连续损伤力学模型，针对复合材料机匣受撞击的破坏模式和吸能特性开展分析，获得弹体失效模式、弹体动态响应和靶板动态响应规律。时起珍采用LS-Dyna软件对钢珠冲击单层Kevlar49织物的过程进行了仿真，其有限元模型见图3。分析了丢失叶片的轨迹、与机匣的相撞过程以及机匣的失效模式，得到了Kevlar49织物变形云图（见图4），据此开展了弹道冲击试验验证，结果如图5所示；冯振宇提出Kevlar平纹织物本构模型的拟合方法，分别采用单层壳、多层壳、层合壳三种有限元建模方式对Kevlar织物软壁包容环弹道冲击过程进行了模拟，研究了撞击点位置和弹体入射姿态对弹体剩余速度的影响。剪切增稠液（Shear thickening fluid，简称STF）在高速冲击下粘度发生骤变表现出固体的力学行为，与Kevlar织物复合后能够有效提升能量吸收能力和抗冲击性能，在保证机匣包容性的同时可进一步降低发动机的重量，从而提升发动机的推重比。刘晓发现剪切增稠液有显著增强吸收能量的作用，此外，还针对STF-Kevlar织物能量吸收受摩擦系数和失效应力的影响开展了研究；杨宗志开展了不同浓度STF处理后的STF-Kevlar织物抗冲击性能研究，发现经过不同浓度STF处理后的STF-Kevlar织物摩擦系数均有所增强，STF-Kevlar织物的抗冲击能力随着摩擦系数的增大而增强；柳旭则针对STF-Kevlar织物的高速冲击机理与影响因素进行了研究。

图3 有限元模型

图4 Kevlar49织物变形云图

图5 Kevlar织物

二维三轴复合材料提升了机匣的抗剪切性能，表现出更优的抗冲击特性和抗裂纹扩展能力。国外研究较早，在GEnx系列发动机上最早开展了此类复合材料机匣应用。Staniszewsk模拟三轴编织复合材料冲击过程，并与弹道冲击试验结果进行了对比分析；Goldberg采用有限元法针对某复合材料机匣的抗冲击性能开展了分析；在国内针对三轴复合材料机匣包容仿真分析起步较晚，主要集中于浙江大学和西北工业大学。

相比于二维结构，三维编织/机织结构复合材料空间结构更为完整，R.Munoz通过研究发现正反面不同的靶板的弹道极限不同；Sutcliffe通过弹道冲击数值模拟针对三维编织复合材料的失效模式开展了研究；胡燕琪则开展了高速冲击下三维机织复合材料宏细观建模方法研究；张超则通过有限元模型，模拟了三维多向编织复合材料高速冲击损伤过程；汪显存数值仿真分析研究了碳纤维增强树脂基复合材料层合板的抗冲击性能及包容能力。

复合材料机匣高速冲击响应和损伤机理较为复杂，使得复合材料在机匣上的应用提出了较大的挑战。目前，针对复合材料机匣包容性的仿真，主要集中于抗冲击性能、弹道冲击的模拟。

复合材料机匣的包容性试验属于破坏性试验，叶片高速飞出时具有很高的势能，风险较大，同时该试验成本巨大，为确保试验安全，降低试验风险，通常按照打靶试验、旋转状态下包容性试验和整机包容性试验的顺序开展。

3.1 打靶试验

打靶试验成本低、操作方便，试验结果可以用来验证复合材料的抗冲击性能，用于指导复合材料机匣的设计，一般在航空发动机机匣研制早期进行，采用气炮作为发射装置（图6所示），通过气瓶供应高压气体推动放置模拟叶片的弹托进行加速，经过加速后的弹托在经过炮口附近的弹托分离器时，模拟叶片与弹托分离，叶片在惯性的作用下继续运动直至与靶板发生撞击。国外早期针对复合材料机匣包容性开展了大量打靶试验研究，获得了纤维织物的力学性能、能量吸收和变形特性，但由于试验条件限制，关于复合材料机匣包容性试验研究大多基于模拟叶片弹体与织物靶板的形式开展。国内在复合材料打靶试验同样也开展了大量试验研究。高速冲击/弹道冲击特性是评判复合材料性能的主要内容，很多学者针对复合材料的高速冲击/弹道冲击特性开展了相关打靶试验研究，为复合材料的性能提供了试验数据。

图6 打靶试验设备

打靶试验中通常将叶片用弹体模拟，将复合材料机匣用靶板代替，虽然试验结果能够给复合材料机匣包容性设计带来很多有价值的信息，如验证新复合材料的抗冲击性能以及仿真分析方法是否正确，但是由于将机匣与叶片形状过度简化，无法考虑包容性试验中叶片碎片和机匣的实际结构以及撞击姿态等，导致试验结果与真实复合材料机匣包容性试验结果存在较大差异。

3.2 旋转状态包容性试验

旋转状态下复合材料机匣包容性试验可以较好地展现整机上轮盘旋转过程中叶片断裂撞击机匣的真实轨迹，模拟了机匣损伤后的真实包容性，如图7所示，常在立式轮盘试验器上开展旋转状态的机匣包容性试验，将转子和机匣安装在试验器上，由控制系统控制电机旋转带动转子运转至所需转速，使叶片在高速旋转状态巨大的离心力下飞断撞击机匣，叶片飞断瞬间产生较大的振动位移触发高速相机储存记录撞击机匣的过程。正式包容试验前，需要开展转接段的设计和强度分析、温度场标定、叶片缺陷预制、叶片飞断试验、测试布局和检查等工作，以确保正式试验顺利完成。归纳的包容性试验流程见表2。

图7 旋转状态下包容性试验测试示意图

表2 旋转状态下包容性试验流程

目前，国内针对复合材料机匣在旋转状态下的包容性试验开展研究的主要是浙江大学。其中，何泽侃将数值仿真与旋转打靶包容试验结合，在立式试验台上进行高速旋转平板叶片撞击Kevlar缠绕增强铝合金内层机匣的包容试验（如图8所示），研究了Kevlar纤维束编织布缠绕增强机匣的包容过程，表明叶片撞击机匣过程分为3个阶段；断裂的冲击能量大部分被Kevlar纤维编织布吸收，使得其产生较大的鼓包变形，鼓包的大小和位置随叶片运动而改变；牛丹丹在高速旋转试验台上完成10余次Kevlar缠绕增强机匣包容性试验，获得了不同层数和不同叶片飞断转速下Kevlar缠绕增强机匣的损伤形式和包容能力，并结合数值仿真方法研究了飞断叶片与机匣的撞击过程，分析了Kevlar平纹织物的吸能能力，形成叶片飞断能量与Kevlar缠绕厚度之间关系的经验性设计公式，可指导Kevlar缠绕增强机匣的实际应用；刘璐璐在高速旋转试验台上进行缩比模型试验，研究了复合材料机匣抵抗飞断叶片的包容能力。然而，这些研究均采用模拟叶片、模拟机匣或者缩比件进行，与复合材料在真实发动机上的工况存在较大差异。此外，试验未监测叶片断裂撞击机匣瞬时的响应特性和机匣的受力变形过程。

图8 Kevlar缠绕增强铝合金内层机匣的包容性试验

受试验条件和费用的限制，针对复合材料的机匣在旋转状态下的包容性试验研究多使用模拟叶片、模拟机匣开展，采用真实叶片、真实复合材料机匣部件系统开展的包容性试验研究很少，虽然可以为机匣的包容性提供数据支持和初步的判断，但其没有最大程度模拟复合材料机匣在真实发动机上受到断裂叶片撞击的损伤情况和包容能力，与发动机上真实工况有所差异。目前针对旋转状态下复合材料机匣包容性评价体系、复合材料机匣包容机理等方面还需要开展进一步的深入研究。

3.3 整机包容性试验

复合材料因质量轻、抗冲击性能良好，在航空发动机上得到广泛应用。但因整机包容性试验的成本昂贵、风险很大、损伤难以维修、试验程序复杂且影响因素多等原因，使得该试验一般在研制后期进行。国外近年已完成多项整机包容试验，如RR公司于20世纪90年代、2003年和2007年分别完成Trent 800、Trent 900和Trent 1000发动机整机包容试验，GE公司于2007年完成GEnx发动机整机包容试验；2011年，CFM公司宣布成功完成了LEAP发动机的风扇机匣包容能力的台架测试。

整机包容性试验要求在等于或大于最高允许转速和部件最高工作温度下进行，叶片在规定转速的高速运转状态下断裂，产生的破坏力极强，因此一般选择在露天试验台进行（如图9所示）。以国外CFM56发动机整机包容试验为例，说明试验过程。首先，为了清晰识别整机包容性试验过程中风扇叶片断裂位置，常将预制断裂的叶片涂成彩色，其余叶片呈白色。为了试验安全，在车台两侧增加防护装置。同时在试验现场布置多台高速摄像机和配套灯光设备，在试验时触发清晰记录叶片包容的试验过程；此外，精准控制叶片在规定转速下断裂飞脱是整机包容试验最重要的一环，该发动机包容试验采用炸药爆破法，在叶片根部预制缺陷并将炸药填埋，当到达指定转速时通过引爆装置控制叶片飞脱。

图9 整机包容性试验试车台

整个包容性试验包括发动机启动阶段、暖机阶段和叶片断裂试验阶段，一般认为发动机满足以下条件即认为整机包容性试验通过考核：(1)实现全部高能碎片的包容，碎片未穿透机匣；(2)发动机安装节未脱落；(3)未发生不可控火情；(4)发动机具备停车能力。文献给出了整机包容性试验的一般程序，归纳如图10所示。但由于技术封锁，未获得国外整机包容性试验详细细节。整机包容性试验是民用航空发动机适航取证必须成功开展的一项难度极高的试验，目前国内尚未发现有关于航空发动机整机包容性试验的文献公开发表。因此，亟需在国内开展整机包容性试验研究，为我国航空发动机整机包容性试验提供方法。

图10 整机包容性试验流程

论文从机匣材料分类、包容性仿真、包容性试验以及包容性试验评价等方面论述了复合材料在航空发动机机匣包容性中的研究进展，归纳了复合材料机匣包容性相关试验方法，指出了当前的研究不足，在此基础上展望了复合材料机匣包容性进一步研究内容。总结和展望如下：

(1) 打靶试验将机匣和叶片进行了过度简化，未考虑实际形态，无法表征真实叶片与机匣撞击过程，与真实机匣包容性试验存在较大差异，但可以作为新型复合材料抗冲击性能验证的有效手段；

(2) 目前针对旋转状态下复合材料机匣包容性试验多采用模拟机匣和模拟叶片，与在航空发动机服役状态下的工况存在较大差异，复合材料机匣部件系统开展的相关试验研究很少，且当前试验未监测叶片断裂撞击机匣瞬时的响应特性和力学特性，针对复合材料机匣部件系统包容性试验及瞬态响应测试、包容机理、包容性评价体系等方面还需要开展进一步深入研究。

(3) 国内未开展整机包容性试验，还未形成航空发动机整机包容性试验方法；同时，基于整机包容性试验的叶片断裂转速控制、高速摄像、响应测量与布置等相关的关键技术也需要加强研究。