涡扇发动机吞雹试验

Hailstone ingestion test of turbofan engine

摘要

为研究某型涡扇发动机吞雹能力，按照CCAR-33R2标准33.78（a）条开展了整机吞雹试验方法研究及验证。梳理了试验流程，确定了试验条件，对发动机、试车台等进行了分析，开展了防护装置、摄影装置、投射装置设计，并对冰雹的制作方法进行了研究。通过投射装置实现了冰雹向发动机的投射，同时设计了试验前的校靶试验和空炮试验，通过校靶试验保证了投射的速度和准确性，通过空炮试验测试了投射装置对发动机进气的影响，又通过高速摄影验证了冰雹投射的速度和撞击位置的准确性。发动机吞入冰雹过程中推力出现短时减小，随后恢复了稳定工作，吞雹后发动机排气温度下降约2%～3%，转差变化约-0.6%～0.2%，推力下降约0.1%～1.6%；其余参数无明显变化，通过低压测点时域信号采集了风扇部分的冲击响应；试验后分解检查5片风扇叶片进气边变形，未出现掉块情况，未发现可能危及飞行安全的结构损坏，验证了某型涡扇发动机的吞雹适航符合性。

Abstract

According to the CCAR-33R2 standard 33.78（a）， a test method of the engine hailstone ingestion was studied and verified to investigate the hailstone ingestion capability of one turbofan engine. The test process was arranged； the test conditions were determined； the engine and test bench were analyzed； the protection， photography and projection devices were designed； the producing method of hailstone was studied. The hailstone was projected to the engine by the projection device. At the same time， a target calibration test and an air gun test were designed before the actual test. The target calibration test ensured the speed and accuracy of the projection， while the air gun test tested the influence of the projection device on the engine intake. Furthermore， a high-speed photography test was conducted to verify the speed and impact accuracy of the hailstone. The engine thrust decreased for a short time during the process of hailstone ingestion and then resumed stable operation. After hailstone ingestion， the exhaust temperature of the engine decreased by about 2%～3%， the rotor difference changed by about -0.6%～0.2%， the thrust decreased by about 0.1%～1.6% and other parameters did not have significant change. The impact response of the fan was collected through the time-domain signal of the low-pressure measuring point. After disassembling the engine， the deformation of the intake edge of 5 fan blades was checked， no block falling occurred， and no structural damage that may endanger flight safety was found， which verified the airworthiness conformance of the turbofan engine for hailstone ingestion.

Graphical abstract

关键词

涡扇发动机 / 吞雹试验 / 投射装置 / 校靶试验 / 空炮试验 / 适航符合性

Key words

turbofan engine / hailstone ingestion test / projection device / target calibration test / air gun test / airworthiness conformance

飞机在飞行过程中可能遭遇因强对流^［1］产生的冰雹环境，冰雹坚固的特性和较高的水浓度对航空发动机的危害极大。现代军民用发动机一般采用涡扇发动机，发动机遭遇冰雹后，进入发动机的冰雹可能撞伤风扇叶片，造成推力损失甚至叶片的飞失，也可能进入核心机，引发喘振或熄火等现象。因此发动机的吞雹能力十分重要，如果涡扇发动机吞雹后具有稳定的工作能力，则能够保证飞行安全，反之则可能引发灾难性的后果^［2-4］。

欧美发达国家对发动机吞雹能力的研究十分重视，并在发动机研制的相关标准中制定吞雹能力的验证要求。例如，美国军用标准为JSSG-2007B、MIL-HDBK-516C，民用适航标准为FAR33。欧洲军用标准为EMACC Hand Book，民用适航标准为CS-E。各家公司在产品研发中均落实了相关要求并完成了试验验证，但由于该试验为结构完整性试验，试验设备特殊，难度和风险较高，常规试车台无法实现^［5］。

我国军、民用涡扇发动机标准国军标241A、适航标准CCAR-33R2提出了发动机吞雹能力验证要求，但我国发动机研究工作起步较晚，相关研究仍停留在试验设备^［6-8］、罗列试验方法^［9］、高速撞击^［10-11］等方面。近年来，随着用户对涡扇发动机在极端环境下使用需求的增大，涡扇发动机的研制中亟须开展吞雹能力验证。

本文根据国内外吞雹相关标准的规定，通过条款要求解读和分析^［12-13］，研究了按照CCAR-33R2标准33.78条^［14］开展涡扇发动机吞雹试验的方法及验证情况，为我国航空发动机整机吞雹能力验证工作提供基础。

1 试验流程分析

CCAR-33R2标准33.78条中包括（a）条吞大冰雹和（b）条吞冰风暴/雨水两部分内容，本文研究内容是（a）条吞大冰雹试验^［15］。适航规章CCAR-33R2标准33.78条（a）条（以下简称条款）中描述了吞雹试验的通用要求。对照条款要求，结合发动机自身的设计特点和验证需求，可以解读出具体的试验条件，通过仿真分析，可以判断试验条件的合理性并确定试验方案。条款中未对试验方法进行规定和指导，需构建满足试验条件的试验系统和程序，支撑发动机完成适航符合性验证，其流程如图1所示。

2 试验条件确定

吞雹试验需将一定数量的冰雹以规定的速度投射到发动机进口的目标撞击位置。需确定的试验条件包括试验参数和试车程序。

2.1 试验参数

2.1.1 冰雹数量

冰雹包括直径0.05 m和直径0.025 m两种规格，数量按照进口面积分类计算得到。某型发动机进口面积S大于0.064 m²，按照条款“每0.096 8 m²的进气道面积或其余数，为1颗0.025 m和1颗0.050 m直径的冰雹”的要求计算，两种规格冰雹数量均为S/0.096 8颗（余数递进）。

2.1.2 冰雹速度

冰雹速度是飞机飞行时飞机与冰雹之间的相对速度。按照条款要求，冰雹速度确定为某型涡扇发动机配装的飞机在4 500 m高度下的典型飞行速度。

2.1.3 关键区域分析

条款要求“一半数量的冰雹应随机投向整个进气道正前方的区域，而另一半则应投向进气道正前方的关键区域”，分析确定某型发动机关键区域为凸肩、核心机、风扇叶片叶尖和叶根，原因如下：

（1）凸肩是发动机转子的减振结构，其损伤或错位可能造成低压转子振动增大；

（2）核心机吸入冰雹可能导致发动机熄火或发生喘振；

（3）风扇叶片叶尖是进口处转子的最薄弱部位，冰雹撞击易产生损伤；

（4）风扇叶片叶根损伤可能导致叶片整体飞出，严重影响飞行安全。

2.1.4 投射方案

为同时保证冰雹撞击位置的关键性和随机性，共设计7处撞击位置，通过7门空气炮依次发射实现。投射位置及顺序如图2所示。其中凸肩、核心机、风扇叶片叶尖和叶根为关键区域，其投射数量占比超过冰雹总数的50%。

条款对吞雹时间的描述为“快速连续”，没有具体的时间要求，吞雹国军标GJB4187中给出吞雹时间不超过5s的具体数值要求。参考国军标要求，吞雹总时间设定为4.8s，以第一炮发射开始计时，两炮之间的时间间隔为0.8 s。

2.2 试车程序

试验状态是条款要求的最大连续状态，条款中未规定试车程序。制定试车程序如图3所示，吞雹前、后分别设定暖机和冷机台阶，吞雹后发动机在最大连续状态连续工作3 min，检查发动机的工作状态。

2.3 仿真分析

按照试验条件对冰雹撞击结果进行了仿真分析，验证了试验参数的合理性。仿真结论如下：

（1）冰雹撞击风扇叶片的位置是叶盆和前缘，未出现撞击叶背的情况，撞击叶片前缘时出现塑性变形；

（2）撞击的半径越大，塑性变形越大。

3 试验系统介绍

3.1 试验发动机

试验发动机是常规双转子涡扇发动机。为清晰识别试验中冰雹的撞击位置，对风扇转子叶片进行涂色处理，首先采用非反光H06-2环氧脂白底漆或记号笔，将叶身涂成白色，然后在目标撞击径向高度涂上标记带，最后采用分区线辅助叶片分区，并对叶片进行编号。涂色、标记等效果如图4所示。

3.2 试验设备

3.2.1 试车台

吞雹试验在露天结构完整性试车台上完成，如图5所示。露天台除具备一般台架试车功能外，同时布置了消防喷嘴、摄像和照明装置。

3.2.2 投射装置

发动机进口前布置冰雹投射装置，如图6所示，投射装置与发动机进口之间的距离是4 m。装置使用压缩空气炮，共计7门炮管，炮管口径为0.12 m，每个炮筒可填装多个冰雹，炮架安装在平板拖车上，可整体移动。

3.2.3 陪试品

为模拟真实装机的质量和静悬挂力矩，试验安装了飞机进气道模拟件、装在发动机上的飞机附件模拟件等，如图7所示。

3.2.4 防护装置

为防止冰雹撞击叶片产生的碎片从进口或出口飞出，威胁人员安全，在试车台两侧增加防护装置，俯视布局如图8所示，防护装置由H钢、防护钢板、沙袋等组成。

3.2.5 摄影系统

试验配备5台高速摄影机，参数见表1所示，布局如图9所示。其中1号摄影机位于发动机进口侧向，用以观测冰雹飞行轨迹并测量飞行速度；2、3号摄影机位于发动机进口两侧，用以拍摄冰雹撞击瞬间的部位、破碎过程等；4、5号摄影机位于发动机后方，用以观察喷口情况。

4 吞雹试验程序

4.1 冰雹制作

使用直径为0.05 m和0.025 m的模具制作冰雹。为方便摄影系统识别，制作时在水中添加染色剂，将直径为0.05 m的冰雹染为红色，直径为0.025 m的冰雹染为绿色，将试验用冰雹在-20 ℃冷冻48 h后取出使用。

4.2 校靶试验

按照正式试验的投射位置进行校靶试验，在投射装置和发动机之间设置靶板进行标记和试射，目的是调整出合适的空气炮压力和炮口位置，确保正式试验中冰雹的速度和撞击位置满足要求，靶板如图10所示。

4.3 空炮试验

正式吞雹试验前，将靶板撤离并进行空炮试验。发动机按照正式试验程序运转至试验工作状态后，雹炮按照校靶试验确定的控制逻辑向发动机进口发射高压空气，空炮发射瞬间发动机各主要参数未发生异常摆动，如图11所示。

4.4 试验前准备

（1）试验前，完成发动机调试试车，确保各项参数符合试验要求，同时检查台架、摄影系统是否工作正常。

（2）将试验用冰雹从存储装置中取出，确认冰雹外形尺寸合格后，在投射装置中填装冰雹。因装弹后无法确认炮筒内冰雹是否因环境温度影响而出现融化情况，选取同批制作的冰雹放置在室外并用肉眼观察。

4.5 正式试验

完成全部前序工作和准备工作后，开始正式吞雹试验。试验程序包括：

（1）起动发动机并进行暖机程序，检查发动机表现及测试和摄影系统；

（2）上推至最大连续状态，稳定工作3 min，工作过程中对摄影系统和所有测试仪器状态进行再次确定；

（3）按下发射按钮，全部冰雹按照预期设定在5s内全部投入发动机，在不移动油门杆的情况下工作3 min；

（4）完成规定的检查动作后冷机后停车。

4.6 试验后检查

试验后，在试验现场对可达范围内的发动机外观进行目视检查，并拍照记录。试验后对发动机分解检查，重点对流道件进行检查。

5 试验结果分析

5.1 试验过程分析

7门炮筒按照要求完成投射，冰雹接触风扇叶片后破碎并进入发动机，随后变成白色水雾由发动机出口排出。吞雹后发动机工作稳定，未发生失速、喘振等现象，未见明显推力损失。通过摄影系统回放，冰雹的撞击位置和速度均满足要求。冰雹吞入过程如图12所示。

5.2 性能参数分析

吞雹前、后发动机排气温度、高压转速、低压转速、推力等性能总体上均无明显变化，如图13所示。

选取3个台阶的排气温度、高低压转速转差、推力数据，分析吞雹前、后的变化，台阶选取情况如图14所示，每个台阶录取1 200个试验点样本形成数据序列，求出数据序列的平均值\overline{Y}和标准方差S^［16］。

\overline{Y}=\frac{\mathrm{1}}{N}{\displaystyle \sum _{i=\mathrm{1}}^N}{Y}_i（1）

S=\sqrt[]{\frac{{\displaystyle \sum _{i=\mathrm{1}}^N}(Y_i{-\overline{Y})}^{\mathrm{2}}}{N-\mathrm{1}}}（2）

计算相同台阶下吞雹前、后的平均值变化，确定吞雹后的性能变化情况。计算相同台阶吞雹前、后的数据序列的标准方差，对比吞雹前、后两组数据的离散程序大小，确定吞雹后发动机是否能够稳定地工作。

经计算，吞雹后各台阶排气温度相对值下降约2%～3%，转差相对值变化约-0.6%～0.2%，推力相对值下降约0.1%～1.6%，变化情况如图15所示。

正常情况下，冰雹进入发动机会造成一定的性能损失，导致排气温度升高、转差增大、推力降低，但工作一段时间后发动机存在工作效率提高、性能变优的特点。从性能参数变化来看，吞雹后实际排气温度降低，冰雹对发动机造成的负面影响小于工作效率提升带来的正面影响，这一数值在推力、转差的小范围变化中也可以体现。综上，冰雹对某型发动机的性能影响较小。

计算各组数据在吞雹前、后的标准方差，高压转速和推力离散度基本一致，排气温度的波动变大，如表2所示。可能的原因是转速传感器和推力测量系统不在冰雹的运动轨迹中，没有受到冰雹的影响，而温度传感器位置设置在流道内，冰雹的进入对传感器测试的稳定性造成影响。

5.3 瞬时推力损失

吞雹过程推力存在摆动，结束后推力降低，结束约5 s后，推力降低至最小值，此时推力降低约2.8%；随后推力开始逐渐恢复，约4 s后，推力恢复到稳定值，过程如图16所示。分析以上过程的原因是：连续投入冰雹造成叶型不断改变，使推力出现摆动和降低，随后控制系统有反应，使推力恢复并逐渐稳定。

5.4 振动数据分析

在低压转子前、后和高压转子前、后的支撑系统上均布置了振动传感器测点，对风扇、高压压气机、高低压涡轮的振动值进行监控，低压测点输出振动振幅，高压测点输出振动速度。

试验全程各测点振动值均未出现振动超限或异常且不可恢复的突升情况。吞雹过程中，高压振动无明显变化，低压振动出现波动，但随即恢复到平稳的数值，如图17所示。

相比吞雹前，吞雹后低压部分的风扇振动值降低，低涡振动值升高，分析原因是冰雹撞击造成风扇叶片叶型变化，低压转子不平衡量发生变化，进而引起振动数值变化。对于高速旋转的转子叶片，撞击位置的角向位置与初始剩余不平衡量的角向位置之间的关系完全随机，因此振动值变化存在随机性。

提取吞雹过程中低压测点的加速度时域信号，如图18所示。风扇部分采集到了明显的冲击响应信号，而涡轮部分对冰雹冲击反应不敏感，可见冰雹主要影响风扇，其中凸肩、叶身、叶尖位置的冲击响应最大。

5.5 压力脉动情况

吞雹后发动机气动稳定性良好，各动态压力测点脉动特征值A均在限制值范围内，如表3所示。从表3数据可以看出，吞雹过程中进入核心机的冰雹对压气机的气动稳定性造成一定影响，随后恢复了稳定。

5.6 分解检查结果

分解检查后发现5片风扇叶片进气边存在变形（每片叶片1处），无掉块、裂纹等情况。叶片最大变形量沿进气边方向0.1 m、垂直进气边方向长约0.015 m、沿弦长方向长约0.02 m，如图19所示。其他内部流道件状态良好，未发现可能危及飞行安全的结构损伤。

6 适航符合性分析

从试验过程来看，发动机按照规定程序完成运转，在规定的试验状态吸入规定数量的冰雹，满足试验要求。（1）高速摄像显示，冰雹的速度和撞击位置符合试验要求；（2）试验中，发动机吞雹后工作稳定，未出现熄火、喘振等现象，性能、振动、脉动等参数无明显变化；（3）分解检查结果显示，未发现可能危及飞行安全的结构损伤。从试验结果来看，发动机满足CCAR-33R2标准33.78（a）条吞雹试验适航符合性要求。

7 结论

依据适航条款CCAR-RR32标准33.78（a）条要求，本文完成了涡扇发动机整机吞雹试验研究和验证，得到的主要结论如下。

（1）通过标准解读、发动机自身设计特点分析、验证需求分析确定试验条件，再依据试验条件构建试验系统和试验程序的方法，能够有效支撑发动机完成适航符合性验证。

（2）采用在发动机进口前布置冰雹投射装置的方式，可以满足吞雹试验需求。空炮试验证明，投射装置距离发动机进口4 m的条件下，发射的高压空气不会造成发动机各主要参数的异常摆动；通过校靶试验，可以保证吞雹试验的速度和撞击位置。

（3）发动机吞雹过程中，性能、振动、脉动等参数均无明显变化，短时内会出现推力降低，但随后恢复到稳定值，表明发动机满足吞雹适航符合性要求。

（4）发动机吸入冰雹后，风扇叶片是易损伤的部件，应重点考虑其强度设计。风扇叶片受到撞击后可能出现变形，但是在不产生掉块、裂纹的情况下，可以保证发动机稳定地运转，不会影响飞行安全。

参考文献

[1] 赵梓利，周筠珺，邹书平，等.孤立单体中雹胚生长物理过程分析[J].科学技术与工程，2022，22(28)：12268-12277.

[2] 王长喜，李明亮，刘选民.英、美航空发动机部分特种地面试验简介[J].航空发动机，1998，24(3)：54-61.

[3] Song Y K， Bayandor J.Analysis of damage assessment of large hailstone ingestion into advanced high bypass propulsion system［C］//57th AIAA/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics，and Materials Conference.San Diego：AIAA，2016：0705.

[4] Yang B.Safety and airworthiness verification of civil aircraft engines[J].Journal of Mechanical Engineering and Technology，2013（1）：92-115.

[5] 李岩.欧美军用航空器系统适航性发展分析[J].航空科学技术，2021，32(11)：19-22.

[6] 尤志芳，薛澄歧.气体炮发射冰雹机理研究[J].电子机械工程，2006，22(6)：4-6.

[7] 邹宝军，许明文，刘宇恒.一种涡轴发动机吞冰雹装置的设计与试验[J].机械研究与应用，2020，33(3)：119-121，124.

[8] 许思琦，闫鹏庆.航空发动机吸雹试验抛雹技术[J].中国科技信息，2022，33(21)：58-61.

[9] 张清，崔博，霍枫.涡扇发动机吞雹适航符合性验证试验方法[J].沈阳航空航天大学学报，2021，38(5)：23-29.

[10] 韩飞听，薛澄岐，尤志芳.航空飞行器冰雹撞击试验技术研究[J].电子机械工程，2007，23(6)：8-11.

[11] 汪洋，李玉龙.冰雹冲击复合材料层合板仿真研究[J].振动与冲击，2015，34(2)：187-190，203.

[12] 吴晶峰.民用航空发动机适航要求解读：集成审定[M].北京：航空工业出版社，2019.

[13] 丁水汀.航空发动机安全性设计导论[M].北京：科学出版社，2019.

[14] 中国民用航空局. 中国民用航空规章CCAR-33R2航空发动机适航规定 ［S］.北京：中国民用航空局，2012.

[15] 吴晶峰，宋建宇，查筱晨.航空发动机吸雨吸雹适航审定符合性研究[J].燃气轮机技术，2020，33(1)：1-6.

[16] 朱彦伟，曹高峰，刘旭东.侧风对某发动机工作参数稳定性影响的监控及分析[J].航空发动机，2013，39(2)：79-83.

基金资助

中央高校基本科研业务费专项资金资助项目(N2103026)