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清华大学航空发动机研究院杨俊杰副研究员团队在《Aerospace Science and Technology》期刊发表了题为“Fast prediction of impact distributions for turbine blade debris in low-speed regime”的论文。文章开发了一种降阶多体动力学框架，用于断叶碎片在高压涡轮流道内的多次碰撞模拟，可高效开展碎片轨迹计算与撞击特性的统计分析，对于涡轮叶片碎片二次损伤危害后果的精准预测与控制奠定了基础。本文第一作者为清华大学航空发动机研究院硕士研究生黄一辰，共同第一作者兼通信作者为清华大学航空发动机研究院杨俊杰副研究员。https://doi.org/10.1016/j.ast.2026.11284101 内容简介涡轮叶片长期工作在高温、高温度梯度、高转速及其复杂交变载荷环境中，在航空发动机的研发及服役过程中存在断裂、脱落等故障风险，脱落碎片可能撞击机匣、相邻叶片甚至后级部件，引发一系列二次损伤。在传统安全设计中，机匣包容通常被视为防止更严重事故的最后一道防线，也即要尽可能防止叶片碎片径向穿透机匣危害飞行安全。然而，实际事故表明，碎片即便没有穿透机匣，也可能在发动机内部继续反弹、滑移和撞击，造成同级或后级叶片损坏甚至大面积断裂，最终导致发动机输出功率大幅下降甚至完全丧失，引起发动机单发停车及转子不平衡性引发的其他严重后果等。因此，如何精准预测和控制涡轮叶片碎片二次损伤危害后果就成为先进航空发动机结构精细化设计的一个关键问题，而叶片断裂后的碎片会以什么角度、什么方向、什么能量撞到机匣和后续叶片是开展二次损伤预测的关键基础。 02 困难与挑战 涡轮叶片断裂后的碎片运动并不是简单的“直线飞出”，其在旋转流道内会受到离心力、科氏力、重力以及复杂边界约束的共同影响，可能在机匣、叶片、轮毂构成的转静空间内部及边界发生多次撞击。如果完全依赖高保真有限元仿真，在准确获取材料动力学特性的前提下尽管可以描述局部接触和材料变形，但计算成本非常高，碰撞接触的定义也非常复杂，计算的准确性和精度也难以控制。已有的很多包容性仿真和试验往往采用正入射或依据经验设定斜入射角度，但真实碎片对于机匣的撞击通常伴随明显的斜撞、滑移、滚转和多点接触。如果入射角和方位角设置缺乏物理依据，即使仿真模型再精细，所得结论也可能严重偏离真实工况。而仅靠有限的试验结果，也很难回答“风险主要集中在哪里”“入射角该怎么取”“试验载荷是否具有代表性”等问题。 03 工作亮点 针对这一问题，本文提出了一套融合离线代理学习与在线多体动力学传播的降阶计算框架，用于快速预测涡轮叶片碎片在旋转受限流道内的多次撞击行为。该方法的核心思路可以概括为：用高保真仿真学习局部接触物理，用降阶动力学实现大样本快速传播。其中，高精度接触模型的获取是该研究框架的关键。具体而言，研究将涡轮级简化为旋转环形扇区，将断裂碎片视为刚体，并在随转子旋转的非惯性坐标系中建立六自由度运动方程。模型考虑离心力、科氏力和重力，可连续描述碎片在机匣、相邻叶片、轮盘及边界面之间的多次反弹和传播。本文中为便于分析，将所有叶片简化为平板叶片。传统刚体模型计算快，但难以描述局部变形和能量耗散；完整有限元仿真精度高，却难以支撑大样本重复撞击分析。团队采用“离线有限元学习—在线冲量传播”的混合策略。离线阶段，利用Abaqus/Explicit 建立代表性撞击工况，模拟碎片与结构表面接触时的变形、滑移和能量耗散，并从中提取不同入射角、方位角、相对速度和姿态下的能量恢复特征，训练神经网络代理模型。在线阶段，当碎片与机匣或叶片发生接触时，程序快速识别接触法向、相对速度、入射角和切向方向，并调用代理模型预测当前状态下的能量恢复系数。随后，该系数被嵌入 Stronge 型能量恢复准则，结合法向冲量、Coulomb 摩擦和粘—滑判断，更新碎片的速度、角速度和姿态。该方法并非采用固定恢复系数，而是使反弹行为随撞击状态动态变化。这样既保留了有限元对局部接触耗散的描述能力，又避免了每次撞击都重复进行高成本仿真，从而在物理真实性和计算效率之间取得平衡。最终，该框架能够以较低成本完成大样本重复撞击统计分析，为机匣包容性设计和后续叶片二次损伤评估提供入射角、方位角和能量分布参考。04 结果分析基于拉丁超立方采样和网格化后处理方法，研究对大量初始工况下的碎片运动进行了传播计算，并构建了撞击位置、入射角、切向方位角、来源路径和撞击能量等统计图谱。如上图所示，依次为碎片在机匣和后续叶片上落点的95%分布椭圆。对于后叶片，主要的撞击风险区域集中在从上半展高到叶尖的区域，主导热点沿弦向从中弦附近向后缘侧延伸。因此，结构加强和局部抗冲击设计应重点考虑该区域造成的影响。结果表明，机匣首次遭受碎片撞击的过程具有高度的一致性。首次撞击集中分布于一个狭窄的热点区域内，入射角接近大角度擦碰状态，统计平均约为87°；方位角则大致为π，指向碎片断裂位置所在的一侧。同时，表征方位角集中程度的参数Rdir趋近于1，进一步表明切向方向也呈现出高度稳定的特征，具体如上图所示。由此可见，机匣的首次受冲击并非完全随机事件，而是在转子旋转、机匣曲率及非惯性力的共同主导下，表现出较强的可重复性与规律性。更广泛地说，由于机匣既控制着首次拦截，也控制着后续的偏转，其结构能力和局部几何设计对于抵抗直接碎片撞击和减轻传递到下游叶片表面的二次风险都至关重要。相比之下，碎片对后续叶片的撞击过程则复杂得多。此类撞击通常发生在碎片经机匣反弹之后，其入射角、姿态及切向方向的分布范围均显著拓宽。其中，入射角主要集中于20°至60°区间，展现出较强的位置依赖性，具体如图中所示。方位角则集中在45°至90°范围内，且表征集中程度的参数Rdir同样趋近于1，表明后续叶片上的首次撞击仍受控于一条稳定的入射走廊。由此可见，后续叶片的二次损伤并非机匣首次撞击结果的简单延续，而是碎片经历机匣反弹后，重新分布所形成的复杂响应。一个值得注意的现象是，碎片撞击后续叶片时可能表现出“自下而上拔出”的相对撞击方向。这一看似反直觉的结果，本质上来自碎片与旋转叶片之间的相对速度关系：决定撞击方向的并非碎片本身的绝对运动方向，而是碎片相对于高速旋转叶片局部坐标系的速度。05 结语 本文提出的计算框架为航空发动机叶片碎片二次损伤评估提供了一种高效、且可物理解释的方法。相比传统的单工况高保真仿真，它更适合从统计分布的层面回答以下问题：碎片最可能撞击哪里？机匣和后续叶片的高风险区域是否一致？入射角和方位角应该如何合理设定？哪些区域需要作为高保真仿真或试验的重点载荷位置？哪些撞击状态可以作为工程评估中的代表性工况？对于机匣包容性设计而言，研究给出了首次撞击位置和来向的统计依据，可为代表性撞击试验和高保真仿真边界条件设置提供参考。作为主要的撞击面和碎片的拦 截器/收集器，精心设计的机匣可以通过拦截和偏转有效地重塑碎片轨迹走廊，使碎片路径转向避开后续叶片，从而降低二次撞击风险。对于后续叶片二次损伤评估而言，研究揭示了机匣反弹后的碎片传播路径和撞击状态分布，有助于识别潜在级联损伤风险。这些发现为航空发动机机匣和叶片工程设计在所考虑构型下提供了重要的定量参考。更进一步，该方法不仅适用于航空发动机涡轮叶片断裂问题，也可推广至风扇、压气机以及其他旋转机械中的碎片传播、重复撞击和结构安全性评估场景。声明: 本文来源于清华航发院 来源：两机动力先行