摘 要：在進(jìn)行航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片鳥撞仿真分析時，一般將鳥體結(jié)構(gòu)簡化為圓柱體、膠囊體等規(guī)則模型進(jìn)行計算，忽略了鳥體的真實(shí)生物結(jié)構(gòu)特征，對最終的仿真結(jié)果會帶來一定影響。為此，本文根據(jù)綠頭鴨真實(shí)鳥體結(jié)構(gòu)特征，構(gòu)建了1.8 kg近真實(shí)鳥體的三維模型，采用有限元分析方法，開展了近真實(shí)鳥體在100 m/s的速度下撞擊某型號渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)葉片的動力學(xué)響應(yīng)仿真分析研究。數(shù)值模擬結(jié)果表明：葉片在承受近真實(shí)鳥體撞擊過程中軸向最大形變量達(dá)到葉片高度的14.3%，最大等效應(yīng)力值達(dá)到了2000 Mpa，且主要集中在葉片前緣區(qū)域。

關(guān)鍵詞：近真實(shí)鳥體；風(fēng)扇葉片；SPH；沖擊響應(yīng)

中圖分類號：TH117.1" " 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A" "文獻(xiàn)編號：1007 - 9734 （2024） 04 - 0034 - 06

0 引 言

飛機(jī)發(fā)動機(jī)在飛機(jī)飛行和起降過程中可能受到鳥體、冰雹和沙石等外物的高速沖擊而導(dǎo)致飛機(jī)發(fā)動機(jī)的葉片損傷，甚至造成重大的航空災(zāi)難。在已發(fā)生的飛機(jī)外來物體撞擊事件中，鳥類生物的撞擊占據(jù)較大比例［1］。航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片作為飛機(jī)的關(guān)鍵部件，在高速旋轉(zhuǎn)時極易發(fā)生吞鳥事故。并且鳥撞事故一般響應(yīng)時間短，破壞力大，導(dǎo)致風(fēng)扇葉片產(chǎn)生大變形、屈服，甚至斷裂，從而導(dǎo)致嚴(yán)重的飛行事故［2］。因此，對航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片開展鳥撞研究具有重要的理論價值和工程意義。

航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片鳥撞研究早期主要采用實(shí)驗(yàn)測試和理論分析的方法，主要對鳥體沖擊發(fā)動機(jī)葉片造成的損傷展開研究。其中實(shí)驗(yàn)測試的成本較高且周期較長，而理論分析需要進(jìn)行一定程度的簡化，很難獲得較精確的預(yù)測結(jié)果［3］。而數(shù)值仿真模擬具有成本低、過程簡單，重復(fù)性好等諸多優(yōu)點(diǎn)［4-6］，隨著計算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展，數(shù)值仿真方法逐漸成為研究發(fā)動機(jī)葉片鳥撞問題的主流方法［7］。

國內(nèi)外眾多學(xué)者采用有限元仿真方法對航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片抗鳥撞問題開展了諸多研究工作。張海洋等［8］基于SPH法建立“膠囊體”簡化鳥體模型，對發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片的動態(tài)響應(yīng)進(jìn)行了研究。劉志強(qiáng)等［9］采用“圓柱體”簡化鳥體對靜止葉片受撞擊的損傷情況進(jìn)行了研究。目前，業(yè)界所使用的鳥體模型多以“膠囊體”“圓柱體”等簡化模型為主，但在實(shí)際鳥撞過程中鳥體并非這些簡單的幾何形狀，所以當(dāng)前的簡化鳥體無法有效反映真實(shí)鳥體受到葉片切削后的飛濺情況。為此，郭鵬等［10］借助CT掃描技術(shù)建立了真實(shí)鳥體模型，研究了真實(shí)鳥體的撞擊姿態(tài)對風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片損傷的影響。但CT掃描過程耗時較長，且屬于有損檢測，限制了該技術(shù)的進(jìn)一步應(yīng)用。除此之外，鳥撞葉片不同位置對于鳥撞結(jié)果也有顯著影響。張俊紅等［11］研究了鳥體撞擊位置對風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片動態(tài)響應(yīng)的影響。考慮實(shí)際葉片鳥撞過程中不同葉片部位撞擊概率不同，馬力等［12］引入概率模型首先進(jìn)行了鳥撞位置概率計算，重點(diǎn)對最大概率撞擊位置進(jìn)行了仿真模擬。

綜上所述，本文根據(jù)鳥體結(jié)構(gòu)基本特征，采用CATIA軟件構(gòu)建鳥體的近真實(shí)三維模型，并采用ANSYS/LS-DYNA軟件對航空發(fā)動機(jī)葉片抗近真實(shí)鳥體撞擊進(jìn)行分析，獲取撞擊過程中近真實(shí)鳥體的切割情況和風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片的應(yīng)力、應(yīng)變和位移變化等情況，為航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片的鳥撞損傷研究提供更可靠的數(shù)據(jù)支持。

1 葉片抗鳥撞沖擊仿真方法及計算模型

1.1" 鳥體與葉片網(wǎng)格模型構(gòu)建

有限元計算模型使用1.8 kg的綠頭鴨大鳥模型，由于不同體型下的鳥類密度有所差異，國際鳥撞研究委員會對常發(fā)生鳥撞的多種鳥體質(zhì)量和鳥體密度數(shù)據(jù)進(jìn)行了擬合，得出了鳥體密度估算公式，如公式（1）所示［11］，得出該大鳥模型密度為943 kg/ m3。

[ρ=-63lgM+959] （1）

其中ρ為鳥體密度，單位為kg/m3，M為鳥體質(zhì)量，單位為kg。

本文主要根據(jù)綠頭鴨真實(shí)鳥體的飛行圖像特征，如圖1（a）所示，構(gòu)建了近真實(shí)鳥體飛行姿態(tài)下的三維模型，得到的鳥體幾何模型如圖1（b）所示。進(jìn)而將鳥體幾何模型導(dǎo)入Hypermesh進(jìn)行有限元網(wǎng)格劃分，并借助LS-PrePost基于Lagrange單元質(zhì)心位置生成對應(yīng)的SPH粒子鳥體模型，如圖1（c）所示，粒子數(shù)量為28 200個。

本文所構(gòu)建的風(fēng)扇葉片模型來自某型號渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)［10］，葉片數(shù)量為24片，葉片葉高為603.2mm，葉片初始扭轉(zhuǎn)角度為61.3°。為節(jié)省有限元計算時間，對模型進(jìn)行簡化處理，將風(fēng)扇輪轂簡化為半徑300mm，高度221.5mm的圓柱面。在Hypermesh軟件中使用六面體網(wǎng)格對風(fēng)扇葉片模型進(jìn)行離散，設(shè)置最小網(wǎng)格單元尺寸為5mm，得出網(wǎng)格數(shù)量共計400 752個，整體網(wǎng)格及局部圖如圖2所示。

設(shè)置鳥體初速度為100m/s，方向垂直于風(fēng)扇葉片轉(zhuǎn)動平面，風(fēng)扇葉片轉(zhuǎn)速為3344r/min，鳥撞位置選擇葉片受撞擊概率最大的位置，距離旋轉(zhuǎn)中心0.77R處［11］。鳥體與風(fēng)扇葉片間定義為撞擊接觸，鳥體撞擊風(fēng)扇葉片仿真示意如圖3所示。

1.2" 鳥體與葉片材料參數(shù)設(shè)置

鳥體使用Null材料模型，通過彈塑性水動力方程計算黏性力，通過多項(xiàng)式狀態(tài)方程計算壓力，方程的基本參數(shù)如表1所示。

風(fēng)扇葉片轉(zhuǎn)子采用TC4鈦合金，選擇Johnson-Cook彈塑性材料模型描述其動態(tài)本構(gòu)關(guān)系，對應(yīng)的材料參數(shù)如表2所示。

2 鳥撞葉片仿真分析

2.1" 葉片高速旋轉(zhuǎn)下的受力變形

風(fēng)扇葉片在抗鳥撞響應(yīng)的過程中，除受鳥體沖擊載荷外，還受自身固有的離心力載荷。然而，葉片在鳥撞時產(chǎn)生的是非線性瞬態(tài)沖擊響應(yīng)，僅受自身離心力時的響應(yīng)為穩(wěn)態(tài)線性響應(yīng)，為提高計算效率，需先求解預(yù)應(yīng)力。

因此，本文首先基于動力松弛法［14］獲得葉片轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速為3344 r/min時的內(nèi)部離心應(yīng)力作為風(fēng)扇葉片的預(yù)應(yīng)力，在此基礎(chǔ)上進(jìn)行葉片抗鳥撞響應(yīng)求解，設(shè)定求解時間為10 ms。葉片轉(zhuǎn)子等效應(yīng)力分布和整體位移分布情況如圖4所示。

由圖4（a）可知，當(dāng)葉片轉(zhuǎn)子以3344r/min的轉(zhuǎn)速高速旋轉(zhuǎn)時，最大等效應(yīng)力可達(dá)400MPa，且應(yīng)力最大的部位分布在葉片根部。葉片等效應(yīng)力值沿葉片徑向方向逐漸減小。由圖4（b）可知，在風(fēng)扇高速穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)過程中，葉尖部位位移最高，這是由于葉尖部位具有較其他部位更高的線速度造成的，這也表明，當(dāng)鳥體撞擊該區(qū)域時，其力學(xué)響應(yīng)也會相較于風(fēng)扇葉片轉(zhuǎn)子其他部位更顯著。

2.2" 葉片葉尖位移量化分析

航空發(fā)動機(jī)的第一級轉(zhuǎn)子為風(fēng)扇葉片，在風(fēng)扇葉片后面還有壓氣機(jī)等旋轉(zhuǎn)部件。各部件之間的軸向距離較小，因此在鳥撞沖擊下需要考慮受撞擊葉片的軸向形變是否會造成旋轉(zhuǎn)部件之間再次發(fā)生碰撞。因此本文選取主要切割鳥體的7塊葉片進(jìn)行研究，獲取葉片在鳥撞過程中的軸向形變，7塊葉片的編號示意圖和軸向位移變化曲線如圖5和圖6所示。

由圖6所示，7塊葉片發(fā)生形變時均產(chǎn)生了振蕩回彈現(xiàn)象。其中，7號葉片在鳥撞過程中葉片位移波動較小，表明其受影響程度最??；4、5、6號葉片位移要顯著大于其他葉片，最大位移量達(dá)到了86.3mm，表明在實(shí)際鳥撞過程中4、5、6號葉片受影響程度最大。進(jìn)一步研究葉片鳥撞過程發(fā)現(xiàn)，由于鳥體最先撞擊1號葉片，隨后又撞擊到2號和3號葉片，但由于1號、2號和3號葉片主要接觸鳥體頭部，因此發(fā)生形變較??；而后，鳥體的主要部位依次被4號、5號和6號葉片切割，導(dǎo)致這三個葉片形變量較大。

7塊葉片的最大軸向位移如表3所示。從表3可知，7號葉片的軸向位移最小，4號、5號和6號軸向位移較大，其中5號葉片的軸向位移最大，為86.3mm，形變量為葉片高度的14.3%，可能會與后面的部件發(fā)生進(jìn)一步碰撞，因此葉片的軸向位移關(guān)系發(fā)動機(jī)能否正常運(yùn)行。

2.3" 風(fēng)扇葉片抗鳥撞過程中應(yīng)力應(yīng)變演化

為研究風(fēng)扇葉片受到?jīng)_擊后的損傷響應(yīng)過程，本文對不同時刻葉片所受應(yīng)力和應(yīng)變進(jìn)行分析。不同時刻該風(fēng)扇葉片受到撞擊后的應(yīng)力和應(yīng)變變化過程如圖7所示。由圖7可知，當(dāng)T=3ms時，1-7號葉片均無明顯形變，當(dāng)T=5ms時，鳥體最先與4號風(fēng)扇葉片沖擊響應(yīng)，隨后與5號、6號葉片相繼發(fā)生沖擊響應(yīng)，且應(yīng)力最大處都為最先與鳥體接觸的沖擊響應(yīng)部位，其最大應(yīng)力值為2000MPa，隨著沖擊過程的持續(xù)進(jìn)行，應(yīng)力波也由局部擴(kuò)散至整個葉片，從而導(dǎo)致了整個葉片應(yīng)力的大幅增加，該時刻的葉片等效塑性應(yīng)變最大值出現(xiàn)在葉片切割鳥體的部位。當(dāng)T=7ms時，此時刻鳥體與4、5、6號葉片發(fā)生沖擊后，處于剛被徹底打散后不久的狀態(tài)，因此該時刻4、5、6號葉片的應(yīng)力值均較高，其值仍為2000MPa，此時4、5、6號葉片前緣處也出現(xiàn)了因切割鳥體而產(chǎn)生了較大的塑性應(yīng)變。當(dāng)T=9ms時，此時被徹底打散的較多鳥體部分已被帶出風(fēng)扇葉片，但仍有鳥體碎片尚在葉片附近未完全拋出，故鳥體碎片與6號葉片相沖擊時，相較于4，5號葉片在切割鳥體的過程中損傷與形變量較小，因此6號葉片前緣處的彈塑性等效應(yīng)變并不高。且由于此時鳥體過于分散，部分鳥體落在葉片的其余位置處，所以此時4、5、6號葉片的應(yīng)力云圖并不均勻。因鳥體在沖擊過程中被葉片切割，其與葉片損失情況關(guān)聯(lián)較為密切，因此圖8給出了鳥體被切割的全過程。

由圖8可知，在T=0.7ms時，鳥體頭部部位首先被4號葉片切割1/2，在T=1.7ms時，鳥體頭部被5號葉片完全切割，在T=2.5ms時，6號葉片切割掉鳥體脖子部分的1/2，而后在T=3.2ms時，鳥體脖子以上部位被葉片徹底切割，在T=4.0ms時，鳥體身體部位被葉片切割，最終在T=5.0ms時，鳥體被葉片徹底切割打散。由于參與切割鳥體過程的葉片主要為4、5、6號，因此這三塊葉片相較于其他葉片的軸向正向位移較大。

3 結(jié) 論

本文采用有限元仿真分析方法，構(gòu)建了1.8kg綠頭鴨近真實(shí)鳥體的三維模型，研究了以100m/s速度撞擊轉(zhuǎn)速為3344r/min某型航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片的全過程。通過對葉片軸線徑向距離為693mm葉尖處鳥撞點(diǎn)位的仿真結(jié)果分析，得到以下主要結(jié)論：

（1） 航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片在轉(zhuǎn)速為3344 r/min穩(wěn)定運(yùn)轉(zhuǎn)時，最大等效應(yīng)力值為400 MPa，最大應(yīng)力分布在葉片根部區(qū)域，并沿徑向方向逐步減小。

（2） 當(dāng)近真實(shí)鳥體在葉片轉(zhuǎn)速為3344r/min、沖擊速度為100 m/s的條件時，撞擊風(fēng)扇轉(zhuǎn)子的葉尖部位時，共有三塊葉片受到了較大的沖擊影響，最大位移量達(dá)到了86.3 mm。

（3） 對鳥撞影響區(qū)葉片的應(yīng)力和應(yīng)變進(jìn)行了不同時刻的演化過程分析，結(jié)果表明：葉片邊緣與鳥體最先接觸，因此在切割鳥體時，該位置處的應(yīng)力快速增加，隨著沖擊過程的持續(xù)進(jìn)行，應(yīng)力波也由局部擴(kuò)散至整個葉片，從而導(dǎo)致了整個葉片應(yīng)力的大幅增加。鳥撞影響區(qū)的葉片前緣彈塑性等效應(yīng)變也由于切割高速鳥體而相較于其他部位更高。

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Anti Near-real Bird Body Impact Response Analysis of

Aero-engine Fan Blade

Abstract： In the simulation analysis of bird impact on aero-engine fan blade， the bird body structure is generally simplified into regular model such as cylinder and capsule for calculation， ignoring the true biological structural characteristics of the bird body， which will have a certain impact on the final simulation results. Therefore， this paper constructs a 3D model of a 1.8 kg near-real bird body based on the structural characteristics of a mallard duck. The ANSYS/LS-DYNA finite element analysis method is used to conduct a simulation analysis of the dynamic response of a near-real bird body impacting a certain type of turbofan engine blade rotor at a speed of 100 m/s. The numerical simulation results show that the maximum axial deformation of the blade in the process of near-real bird body impact reaches 14.3% of the blade height， and the maximum equivalent stress value reaches 2000 Mpa， mainly concentrated at the leading edge of the blade.

Key words： near-real bird body; fan blade; SPH; impact response