两机叶片丨某型涡扇航空发动机吸鸟过程与抗鸟撞性能的数值模拟及优化研究

目前民航飞机广泛采用涡扇发动机作为飞机的动力来源，为了进一步增大发动机推力，发动机涵道比逐渐增加，空气流量和发动机的迎风面积随之增大，使得风扇叶片设计趋于细长、转速逐渐增大，吸入飞鸟的概率增加，而且风扇叶片暴露在发动机最前端，是发动机发生鸟撞时最先被撞击的部件。风扇叶片遭受飞鸟撞击后，可能会发生凹陷、变形、撕裂、掉块和断裂等情况，从而导致发动机转子失去平衡或造成气动性能恶化，引发发动机产生异常振动，并诱发各种故障，而且，断裂的叶片和被打碎的鸟类尸体可能会损坏发动机其他部件，从而导致发动机起火失效等严重事故。

为了保障飞行安全,民航局对鸟撞发动机即航空发动机吸鸟做出了明确规定,FAR33.76与CCAR33.76均要求开展航空发动机吸鸟符合性验证，以确认航空发动机的抗鸟撞性能，但并未明确如何开展鸟撞符合性验证。因此，亟须进一步开展航空发动机抗鸟撞性能研究，以提高民航交通运输的安全性。开展航空发动机吸鸟研究可以采用试验和数值仿真的方法开展，采用试验方法研究需要搭建发动机吸鸟试验平台，周期长、成本高，而且鸟撞发动机风扇叶片后，叶片可能断裂造成二次损伤，此外，基于环保及动物保护理念，通常采用简化的圆柱等明胶鸟体代替鸟类，开展鸟撞试验，而明胶鸟体和飞行的鸟类结构有较大偏差，从而导致结果具有一定偏差。

随着计算机技术的发展，诸多学者纷纷采用数值计算的方法开展航空发动机吸鸟数值仿真，但其多聚焦于采用圆柱形鸟体、椭球体等简化鸟体结构分析某一飞行状态下的发动机风扇叶片抗鸟撞性能，且多关注影响发动机抗鸟撞性能的影响因素，并未按照相关适航要求建立吸鸟关键参数等，因此亟须对航空发动机吸鸟进行进一步研究，分析航空发动机抗鸟撞性能，并通过合理有效的方法对其进行优化，以提高航空发动机的抗鸟撞性能，降低遭受鸟类撞击后的危害性。

本文采用Ansys Workbench软件开展航空发动机吸鸟的数值研究，通过吸鸟危害性分析方法确定吸鸟关键参数开展仿真，并通过分析风扇叶片叶根、叶尖等部位的应力应变等参数从而分析吸鸟对风扇叶片强度、刚度的影响，并基于撞击角度和叶片前缘夹角最小理论对风扇叶片进行优化，研究结果可为发动机设计提供参考和指导。

1.1 鸟体和风扇几何模型构建

开展民用航空发动机吸鸟仿真，需要建立准确的鸟体和发动机风扇模型，为了保证仿真结果的准确性，鸟体模型采用帆背潜鸭的近真实鸟体模型，鸟体密度为934kg/m³，鸟重为1.615kg，建立的鸟体三维模型及其几何尺寸如图1所示，其中鸟体几何模型的单位为毫米。

图1 鸟体三维几何模型及其具体尺寸（mm）

相关研究表明，发动机吸鸟事件发生后，鸟体仅会直接撞击第一级风扇叶片，而对后面级的风扇叶片影响较小，因此需建立第一级风扇叶片几何模型，包括风扇叶片和风扇轮毂。本文以某商用涡扇发动机风扇为研究对象进行风扇建模，该涡扇发动机第一级风扇共包含22个叶片，其几何模型如图2所示。

图2 风扇叶片几何模型

1.2 网格划分

几何模型建立之后，需要对风扇叶片和鸟体进行网格划分，建立其仿真模型，从而开展数值模拟计算。采用四面体单元网格对风扇叶片进行离散化处理，建立其网格模型，网格数为449814；采用SPH法（Smoothed Particle Hydrodynamics，光滑粒子流体动力学方法）对鸟体模型进行网格剖分，其单元个数为111077，由此建立的风扇叶片和鸟体的网格模型如图3所示。

图3 风扇和鸟体网格模型

根据CCAR33的规定，关键吸鸟参数指可能引起发动机产生最大损伤的吸鸟试验物理量，包括发动机和鸟体的轴向相对速度、风扇转速、入射位置等，为了评估吸鸟对发动机风扇的影响即为了得到发动机的抗鸟撞性能，必须明确各项关键吸鸟参数的数值。本文通过评估吸鸟事件发生概率及其发生后对叶片影响的严重程度，提出吸鸟风险危害性方法，据此确定关键吸鸟参数，从而为后续数值模拟奠定基础。

2.1 相对速度确定

发动机和鸟体的轴向相对速度可通过鸟类飞行速度和飞机飞行速度确定，鸟体飞行速度可通过查阅鸟类生物学相关资料获取，而飞机飞行速度在飞机的各个飞行阶段是不同的，拟通过飞机各个飞行阶段发生鸟撞事故的概率确定鸟撞的飞行阶段，从而确定其飞行速度。

FAA长期开展鸟撞等不安全事件的统计分析工作，根据其统计数据得到了自1990年至今近30年间，不同飞行阶段发生发动机吸鸟事件的次数及其在所有吸鸟事件中的所占概率，如表1所示。

表1 不同飞行阶段下鸟撞事件发生次数及其概率

由表1可知，发动机吸鸟事件发生概率较高的飞行阶段分别是进近、起飞、着陆滑行和爬升阶段，其他飞行阶段发生鸟撞事件的次数相对较少，概率比较低，而从机场管控角度分析可知，飞机滑跑、起飞、进近和着陆滑行阶段基本都在地面机场跑道上进行，即使发生鸟击导致发动机失效，机场能够迅速采取相应应急措施，保障飞行安全，而爬升、巡航和下降阶段则飞行高度较高，已脱离了机场管控，处理较难。此外，在起飞、爬升阶段飞机上油箱较满，机载燃油较充分，鸟击导致发动机起火的可能性更大，即更容易产生严重后果，而下降和进近着陆阶段，燃油即将耗尽，不易产生严重后果。

综上所述，飞机爬升阶段发生发动机吸鸟不安全事件的概率较高，且容易发生严重后果，因此，选择飞机爬升阶段的相关参数如爬升阶段的飞行速度等作为关键吸鸟参数开展研究。

飞机在爬升阶段的飞行速度通常在200~300km/h，帆背潜鸭飞行时速约为100km/h，因此爬升阶段下鸟体相对风扇叶片的前进速度大约在100m/s左右，本文取100m/s作为相对速度值开展数值计算。

2.2 发动机风扇转速确定

发动机风扇转速也是发动机的关键吸鸟参数，刘志远采集了国内某民航飞机执飞某次飞行任务时不同时刻下的发动机风扇转速，基于其采集的数据，建立风扇转速随时间的变化关系，如图4所示。

图4 发动机风扇转速随时间的变化关系

由图4可知，在飞机爬升阶段，发动机的转速相对较大，最大风扇转速达到3772r/min，发动机转速越大，鸟击后果越严重，因此取最大转速3772r/min作为发动机风扇转速开展数值计算。

2.3 撞击位置确定

飞机发动机风扇进口截面由整流锥和风扇组成，按照鸟撞发动机位置将其迎风剖面分为整流锥部分、风扇叶片叶根部分、叶中部分和叶尖部分，各部分由等半径的圆和圆环组成，如图5所示。

图5 飞机发动机进气口截面与叶根、叶中和叶尖区域

假设鸟类飞向发动机进气口，且飞向任何方向的概率相同，由于圆和圆环之间面积不同，导致鸟类飞向风扇叶片不同区域的概率不同。由图5可知，叶尖区域面积最大，叶中次之，叶根面积最小，因此鸟类撞击叶尖区域的概率最大，且相对叶中和叶根位置，鸟体撞击叶尖位置，将对整个叶片产生更大的弯矩，从而造成更大的变形，因此选择撞击位置为叶尖位置开展数值仿真计算。

2.4 边界条件设置

基于以上分析，可得出关键吸鸟参数：鸟体相对前进速度为100m/s，撞击位置为叶尖区域，撞击半径为0.58m，风扇叶片转速为3772r/min。

风扇叶片材料采用Ti-6Al-4V材料，即TC4钛合金材料，采用Johnson-Cook本构模型和Johnson-Cook失效模型定义风扇叶片材料性能和失效行为特征，其密度为4430kg/m³，屈服应力为1098MPa，弹性模量为113GPa，泊松比为0.33，叶片前缘角度为58.56°。

为了提高航空发动机风扇叶片的抗鸟撞性能，需要对风扇叶片进行优化，以提高风扇叶片的强度和刚度，避免由于叶片强度和刚度不足而导致的叶片断裂或折弯，从而造成发动机推力降低甚至丧失等严重后果。相关研究表明，撞击角度和风扇叶片前缘角度越接近，鸟撞后果越轻，因此，根据转速和相对速度的大小，基于风扇叶片前缘角度和撞击相对速度的角度最小原则对风扇叶片进行优化，根据鸟体速度和风扇叶片周向速度可知，鸟体撞击角度为66.42°，结合风扇叶片几何结构对其进行优化，优化后风扇叶片前缘角度为63.54°，如图6所示。

图6 优化前后相对速度和风扇叶片前缘角度

3.1 风扇叶片预应力仿真及分析

风扇作为发动机转子部件，其在高速旋转过程中会受到离心应力作用，因此，需要首先开展风扇叶片的旋转应力分析，以获得风扇叶片的初始预应力分布，为鸟撞风扇叶片仿真奠定基础。

仿真得到的初始风扇叶片和角度优化后的风扇叶片的预应力分布如图7所示。

图7 风扇预应力分布

由图7可知，叶片前缘角度优化前后风扇叶片的离心预应力分布基本一致，预应力最大值出现在叶根位置，且沿着叶高方向，预应力逐渐减小，叶尖处应力最小；应力大小有些许差别，优化前叶片的离心预应力最大值为761.75MPa，叶片形状优化后的离心预应力最大值为758.69MPa。

3.2 优化前后风扇抗鸟撞性能的对比分析

通过仿真得到鸟体动能变化、风扇叶片各部位位移等参数，通过这些参数的变化分析优化前后发动机风扇叶片的抗鸟撞性能。

鸟体撞击风扇叶片后，鸟体和风扇之间会产生相互作用，旋转的风扇叶片对鸟体做功使得鸟体动能增加，鸟体动能的增量与鸟体和风扇叶片之间的相互作用力直接相关，动能增量越大，则相互作用力越大，相应地风扇叶片受到的损伤也越大。仿真得到的风扇叶片优化前后鸟体动能的变化如图8所示。

由图8可知，鸟体撞击风扇叶片后，在旋转的风扇叶片的拍打作用下，鸟体动能先缓慢增加，后迅速增加，最后趋于稳定；而风扇叶片前缘角度不同，动能的增量数值不同，未优化时，鸟体动能最大值为35.31KJ，而风扇叶片优化后，鸟体动能最大值为30.79KJ，鸟体动能增量减小4.52 KJ，相对减少约13%，约为鸟体初始动能的56%，而鸟体增加的动能主要来自风扇的动能，鸟体动能增加则叶片动能减小，鸟体动能增加幅度越小则叶片损失的动能越少，叶片损伤相对越轻，说明优化后叶片的抗鸟撞性能得到了显著提升。

图8 优化前后撞击时鸟体动能变化

发生鸟撞时，鸟体和风扇叶片之间的相互作用也可以通过风扇受到的接触力表现出来，通过仿真得到了撞击过程中整级风扇在X、Y、Z方向的接触力随时间的变化曲线，如图9所示。

图9 优化前后风扇接触力变化

首先，由图9可知，优化前后风扇叶片在X（径向）、Y（切向）、Z（轴向）三个方向上的接触力变化趋势基本一致，接触力大小有一定差别，但优化后的叶片受到的接触力较未优化叶片的力整体偏小。其次，由图9可知，风扇在X方向的接触力有一定改善，最大峰值降低约2KN，相对降低5%，如图9(a)所示；优化后整级风扇在Z方向的接触力改善效果较为明显，最大峰值降低约8KN，相对降低约8%，如图9(c)所示；而在Y方向的接触力改善效果最为明显，最大峰值降低约25KN，相对降低约15%，如图9(b)所示，说明优化后风扇叶片在径向的接触力明显减小，即减少了对风扇叶片的损伤。

根据航空发动机适航相关要求，也可选用叶根应力、叶尖位移作为发动机风扇叶片抗鸟撞性能的关键撞击参数。因此，本文通过对比优化前后风扇叶片的叶根应力和叶尖位移，进一步分析发动机风扇叶片优化对其抗鸟撞性能的影响。

涡扇发动机发生吸鸟事件时，由于发动机的转动及鸟的体积较大等因素，通常会使被撞击叶片的相邻叶片受到影响，基于此，本文选取3个叶片（直接受到鸟体撞击的叶片及其相邻叶片）分析其叶尖位移及叶根所受应力，从而评估鸟撞对风扇叶片的影响及叶片优化效果。为便于分析，对叶片进行编号，将直接受到鸟体撞击到的第一个叶片记作2号叶片，2号叶片沿风扇旋转方向的邻近叶片记作1号叶片，背离风扇旋转方向的邻近叶片记作3号叶片，叶片及其编号如图10所示。

图10 叶片编号

计算得到的风扇叶片前缘角度优化前后，撞击过程中三个叶片叶尖节点沿Z轴方向的位移随时间变化关系，如图11所示。

图11 优化前后叶片叶尖节点Z轴方向位移变化曲线

由图11可知，受鸟翼冲击影响的1号叶片，叶片前缘主要向叶盆方向发生变形，优化前后1号叶片叶尖节点位移随时间变化曲线重合度较高，最大峰值增加约2mm，优化后叶片前缘变形程度无明显改变，如图11（a）所示；受鸟体腹部冲击影响的2号叶片，叶片前缘主要向叶背方向发生变形，优化后叶片前缘变形改善效果明显，叶尖节点位移最大峰值降低约15mm，相对降低达47%，如图11（b）所示；受鸟翼和残余鸟体冲击影响的3号叶片，叶片前缘主要向叶背方向发生变形，优化后叶片前缘变形改善效果较为明显，3号叶片叶尖节点位移最大峰值降低约10mm，如图11（c）所示。

计算得到的优化风扇叶片前后撞击过程中三个叶片叶根单元上的等效应力随时间变化曲线，如图12所示。

由图12可知，风扇叶片优化前后各个叶片上叶根单元的等效应力变化趋势基本一致，但应力值发生较大改变。优化后受鸟翼冲击影响的1号叶片叶根单元上的等效应力改善效果较为明显，最大峰值降低约50MPa，相对降低7%，如图12(a)所示；优化后受鸟体腹部冲击影响的2号叶片叶根单元上的等效应力改善效果明显，最大峰值降低约252MPa，相对降低约21%，如图12(b)所示；优化后受鸟翼和残余鸟体冲击影响的3号叶片叶根单元上的等效应力相对无明显改变，最大峰值增加约35MPa，相对增加值不到3%，如图12(c)所示，说明优化后的风扇叶片具有更高的抗鸟撞能力。

本文采用数值模拟的方法开展发动机吸鸟即鸟撞发动机风扇的研究，得出以下结论：

(1) 开展航空发动机吸鸟数值仿真，需首先确定发动机关键吸鸟参数，本文构建了基于发生概率和影响危害性的吸鸟关键参数确定方法，由此确定相对速度值为100m/s，转速为3772r/min，撞击半径为0.58m。

(2) 在确定的关键吸鸟参数下，基于相对速度和叶片前缘角度最小的原则对风扇叶片结构进行优化，优化前后风扇上面受到的离心预应力分布基本一致，大小有些许差别。

(3) 风扇叶片优化后，风扇和鸟体之间的相互作用力降低，鸟体动能增量和风扇叶片上受到的接触力明显降低，降幅都达到了10%以上。

(4) 鸟体撞击风扇叶片时，至少会对三个叶片造成影响，优化后直接受到鸟体撞击的叶片上面所受到的叶根应力和叶尖变形明显减小，其他相邻叶片上的应力和位移也有一定程度的降低，说明优化后风扇的抗鸟撞性能得到了明显提升。