王海舟 ，陈国栋 ，祝昭丹 ，姜晓斌 ，赵诗杨

（1.中国航发沈阳发动机研究所，2.辽宁省航空发动机冲击力学重点实验室：沈阳 110015；3.辽宁北方华丰特种化工有限公司，辽宁抚顺 113000）

0 引言

在航空发动机研制过程中必须开展包容性试验研究[1-3]，包容性试验概括地说即单个叶片在榫头以外截面断裂飞出时应被机匣包容，由此引起的发动机损坏不能对飞机产生任何危险性影响[4-5]。该试验从简单到复杂分为局部包容介质的撞击试验、单个叶片飞出后的完整性验证试验[6-7]、试验器条件下的部件单元体包容试验、试验器条件下安装部分或发动机主体结构的包容试验以及整机包容试验[8-9]。试验器条件下的包容试验可以准确模拟整台发动机的包容能力，而花费仅为整台发动机包容性试验成本的一部分，是验证机匣包容性有效和必要的手段。

包容性试验中的一项关键技术是叶片飞断技术，在国内外开展的包容性试验中，叶片飞断技术主要采用预制缺口、预制缺口与快速加热结合以及爆破技术。Mohamed 等[10]通过在叶片最薄弱处预制缺口以缩小叶片飞断截面面积，使其在要求的离心载荷作用下失效飞出，该方法适用于不同叶型的叶片，因实施简单被广泛采用；唐家茂等[11]、刘闯等[12]也采用该方法进行试验并取得了成功，但由于受到材料分散性、加工误差及切口敏感性的影响，该方法的飞断转速控制精度较低；Alexander等[13]采用预制缺口与快速加热结合的方法，在叶片榫头处钻孔安装电加热棒，使榫头处局部温度快速升高至200 ℃，叶片拉伸强度随温度升高而降低，在离心力作用下约持续16 s后叶片飞断；郭明明等[14]同样采用该方法实现叶片飞断，相比于预制缺口法具有更高的转速控制精度，但只适合拉伸强度对温升敏感的金属材料。在叶片爆破飞断方面，国外航空发动机公司技术成熟，应用爆破技术完成了大量部件级及整机包容性试验叶片飞断[15]。梁春华[16]介绍了Trent 900、1000 及GEnx 发动机的包容性试验均采用叶片爆破飞断技术；Yang[17]介绍了PX8发动机在进行包容性试验时采用的爆破方案；张国静等[18-20]率先开展了使用线性聚能切割器切割TC4 合金平板的数值仿真分析及静止与旋转状态下的切割验证工作，验证了使用聚能切割器在静止与旋转状态下切割叶片的可行性，但设计的聚能切割器为外置型，而在实际发动机包容性试验要求的榫头断裂位置没有足够的布置空间。

本文设计了1 套完整的叶片爆破切割方案，通过某大涵道比发动机风扇机匣包容性试验指定转速下的叶片爆破飞断，验证了该方案在试验器条件下完成风扇机匣包容性试验的有效性。

1 风扇叶片榫头装药结构设计

1.1 叶片飞断截面的载荷分析

根据国军标和适航标准要求，包容性试验中飞断叶片在榫头根部断裂，叶片飞断截面载荷包括离心载荷以及叶片飞出部分的质心偏移带来的弯曲载荷，叶片飞断截面载荷分析如图1 所示。图中叶身部分的实心圆点代表飞出叶片的质心，坐标为（xc，yc，zc）；飞断截面的形心坐标为（x0，y0，z0），如果叶片质心与截面形心连线不与z轴重合，则叶片在旋转时将产生离心力弯矩。弯曲载荷虽然不会带来飞断截面平均应力上的变化，但是会导致局部点的应力过高。因此在装药结构的设计上要考虑剩余截面的抗拉能力，同时要考虑应力集中与弯曲载荷引起的局部高应力。

图1 叶片飞断截面载荷分析

1.2 榫头装药结构设计

切割索需要足够的装药及一定的炸高以保证切割效果，此外，直径过细的切割索难于拉拔和保证加工一致性，因此将切割索的直径选定为不小于3 mm。由于飞断截面处于与风扇盘交接的位置，外部空间狭小，并且难以在离心载荷下可靠固定。为放置切割索，需将榫头两侧开槽或中心开孔，经计算和比较离心弯矩下的最大应力点，中心开孔结构优于两侧开槽结构。另外，采用中间通孔的装药结构便于切割索的安装、固定。考虑细长孔的不易加工性，将装药孔设计为直径为7 mm 的通孔，两端加工M8×0.75 的内螺纹，用于安装雷管固定螺栓，装药孔结构如图2所示。

图2 装药孔结构

1.3 装药结构强度分析验证

为保证装药结构不会导致叶片在未达到试验转速时提前飞断，需对叶片装药结构强度进行分析及验证。某型发动机风扇最高转速为5100 r/min，试验叶片材料为钛合金TC4，其几何参数与材料属性见表1。

表1 TC4合金风扇叶片几何参数与材料属性

叶片伸根部位飞断截面的平均拉伸应力为

式中：σa为平均拉伸应力；m为飞断叶片质量；ω为转子角速度；RC为飞断叶片质心半径；A为设计装药结构后的叶片截面积。

通过式（1）计算得到平均拉伸应力为449 MPa，极限强度储备为2.18。

由于真实叶片的极限拉伸强度与理论极限强度存在偏差，因此在室温条件下对风扇叶片进行3 组拉伸试验，拉伸试验照片如图3所示。拉伸试验在WAW-1000 微机控制电液伺服万能试验机上进行，榫头部分由夹具夹持，伸根部分由拉伸机的平板夹持装置夹持。3 次试验均在榫头开孔处3、9 点钟截面拉断，3 个试验件的拉断力分别为514、545、451 kN。

图3 拉伸试验照片

以最低的拉断力451 kN 计算实际叶片可承受的离心载荷，试验件承载面积为567 mm2，装药结构叶片的极限拉伸强度为

式中：σb为叶片极限拉伸强度；F为静拉伸试验最大载荷。

通过式（2）得到叶片的极限拉伸强度为795 MPa。考虑到具体的装药结构，试验时叶片承载面积为1110 mm2，由此根据式（2）计算得到在最高试验转速5100 r/min 下实际叶片可承受的拉伸载荷为882.9 kN。在该转速下飞断叶片离心载荷为499 kN。装药结构在最高离心载荷作用下具有1.8倍的安全系数。

2 切割索设计与验证

2.1 切割索结构设计

切割索通过拉拔式工艺加工制作，金属外壳材料为铅，切割索结构如图4 所示。切割索背对式放置在装药孔内，放置切割索后，装药孔内的缝隙由塑钢泥填充，以保证在旋转条件下切割索在装药孔内可靠固定。背对式切割索通过一端雷管引爆，雷管通过螺栓在两端压紧固定。背对式切割索安装结构如图5所示。

图4 切割索结构

图5 背对式切割索安装结构

2.2 性能摸底

由于影响切割效果的因素有药剂种类、切割索炸高、切割索线密度和铅管规格等，按以上影响因素设计不同切割索进行对比验证试验，通过试验选定合适的装药及药剂装填密度，确定适宜的炸高和铅管规格。太安、黑索今、奥克托今等不同种类药剂及用量的爆破切割平板结果对比如图6 所示，最终确定的药型和药量参数见表2。然后在真实叶片榫头上进行爆破切割验证，有效利用榫头孔内炸药爆炸产生的爆轰波，切割索形成的金属射流在侵彻一定深度后，爆轰波将剩余未切割的厚度冲击撕裂从而实现分离。爆破切割后的叶片榫头照片如图7所示。

表2 爆破切割的药剂和药量

图6 不同种类药剂及用量的爆破切割平板结果对比

图7 爆破切割后叶片榫头

2.3 爆破能量分析

切割索从起爆到叶片被分离的过程中，反应空间近似不变，符合定容状态方程（阿贝尔公式）。通过定容状态方程进行理论计算得出切割索作用产生的压强为1435 MPa，该计算结果是绝热定容理想状态数值，在实际情况下能量有一定的损失，据经验取校正系数为0.8，校正切割索作用产生的压强为1148 MPa。切割索作用后对叶片施加的压强略大于叶片材料的抗拉强度，因此选用的切割索能够达到使叶片静态分离的目的。通过表1 计算得出的火药力，可以预估叶片内置切割索作用后将产生177.66 J 的能量，去除发光、放热的能量损失，取校正系数为0.8，作用于叶片的爆轰能量的理论计算结果为142.13 J。

在进行包容性试验时，切割索爆轰能量与叶片自身离心力共同作用使叶片分离，而静态分离试验全部依赖切割索的爆轰能量。因此，在动态试验中叶片分离时，将有多余的爆轰能量转变为叶片径向上的动能。试验中使用真实叶片榫头，用高速摄影仪记录切割索作用后叶片向上飞起的高度和偏离角度、飞出距离，以评估径向附加能量和侧向冲击影响及飞出角度偏差要求，真实叶片榫头分离试验如图8 所示。通过5 次真实叶片榫头分离试验后，结果显示试件飞起高度最大为1905 mm，侧向飞出距离为70.13 mm，飞出角度偏差<2°，对应产生的径向动能为64.6 J，仅为叶片飞失动能的0.03%，满足试验要求。

图8 真实叶片榫头分离试验

3 爆破方案设计及验证

3.1 爆破方案设计

3.1.1 研究路线

通过理论建模分析，及带有弯矩的拉伸试验、离心加载试验验证，完成典型叶片飞断截面的装药结构设计，通过理论分析及试验验证，研究适用于叶片飞断的炸药设计，以及离心载荷及复杂电磁环境下的起爆系统设计，最终建立叶片飞断精确控制技术，使叶片飞断转速及叶片飞出姿态满足台架包容性试验技术要求，技术研究路线如图9所示。

图9 技术研究路线

3.1.2 总体方案设计

将试验件通过驱动轴吊装在真空舱盖上部的驱动系统中，试验件包括某大涵道比发动机风扇轮盘、风扇叶片，轮盘和驱动轴通过转接段连接。为降低信号传输的引线难度，设计遥控起爆装置。起爆雷管的电源供电通断采用遥控方式控制，在与风扇盘安装臂连接的安装盘内孔安装无线信号接收装置，该装置通过接收的无线电信号实现向叶片处雷管的供电通断控制。在试验器条件下叶片爆破切割方案如图10所示。

图10 在试验器条件下叶片爆破切割方案

3.1.3 起爆系统设计

遥控起爆装置主要由无线信号接收模块、接收模块供电电池、雷管供电电池以及无线信号发射装置4部分组成，无线接收模块开关由继电器线圈改为电子开关设计，避免离心力作用对线圈的影响，无线接收模块实物如图11 所示。由于试验器真空舱体为密闭金属壳体，为保证信号传输的可靠性，将无线信号发射器放置于真空舱内，按钮开关通过屏蔽线置于控制间，起爆装置定置如图12所示。

图11 无线接收模块

图12 起爆装置定置

3.1.4 引线方案设计

雷管引爆导线通过铂片焊接压紧在相关零件表面，为满足引线要求，对相应零件进行了开孔及开槽等改装处理，外留的雷管引线与起爆电源预留延长线连接并做绝缘处理后，放置于榫头下方预留的螺纹孔内完成固定，确保所有导线不处于悬空状态，实现切割索及雷管最后安装，引线方案设计如图13所示。

图13 引线方案设计

3.2 爆破方案验证

3.2.1 固定可靠性验证

选用与正式试验相同的信号线通过铂片焊接压紧在相关零件表面，设计模拟盘（如图14 所示）在叶片榫头孔内放置切割索，外接雷管并用螺栓固定。将试验件运行至轮盘试验转速并保载，停车后目视检查信号线固定牢固可靠（如图15 所示），未发生位移和变形，使用万用表测量线路通断良好，切割索未产生轴向位移及外观变化。

图14 模拟盘

图15 引线可靠性验证

3.2.2 无线信号传输可靠性验证

在进行验证试验时将无线信号开关控制引爆的雷管替换为发光二极管，试验在密闭的真空舱内进行，试验温度为室温，试验真空度低于0.1 kPa，在试验件高速旋转状态下通过试验舱体下方的玻璃窗观察发光二极管的亮与灭并即时反馈，通过反馈结果可知当发射信号开关接通时，轮盘内的发光二极管亮，开关闭合时，发光二极管灭，10 min内反馈信号良好，未发生异常状况。信号传输可靠性二极管发光验证照片如图16所示。

图16 信号传输可靠性二极管发光验证

3.2.3 起爆可靠性验证

在模拟盘开孔处内置少量切割索，外接雷管并用螺栓固定，将轮盘转速运行至试验转速并保载10 min。在该时间内通过舱底下方的观察窗观察发光二极管未发光且雷管未发生引爆，之后接通发射信号开关，通过舱底下方观察窗可观察到雷管引爆并伴随发出火光，如图17 所示。爆破后的叶片根部出现明显变形，如图18所示。

图17 雷管爆破瞬间

图18 叶片根部变形

4 风扇机匣包容性试验

4.1 试验流程

在某大涵道比发动机风扇机匣包容性试验中，首次采用指定转速下的叶片爆破切割方案，试验前制订了详细的试验流程，如图19所示。

图19 试验流程

4.2 试验装置

包容性试验在立式旋转试验器上进行，该旋转试验器由动力电控系统、增速器、真空舱、试验转子吊装系统、真空润滑系统、真空系统、液压开盖系统、冷却系统、电加热装置、测试系统等部分组成。试验转子转速可在0~25000 r/min 之间调节，稳态精度可达0.05%。试验装置如图20所示。

图20 试验装置

4.3 正式试验

待试验转子在试验器上安装调试完成后，首先在盘心位置安装无线信号接收装置，通过发射器开关确认无线信号传输有效；然后在叶片根部安装切割索及雷管并完成接线，将接头部分放置于预留的叶片开孔内以防止在离心载荷下脱落；然后将试验转子旋至真空舱内并开启抽真空，至满足试验状态后开启试验设备，转子转速逐渐上升；最后到达试验要求转速且稳定后开启无线信号发射开关，引爆叶片根部切割索切割叶片飞断，飞断后的叶片及断裂面如图21 所示。通过高速摄像拍摄帧数准确推断叶片飞出时刻的转速与要求的试验转速相差4 r/min，转速误差仅为0.8‰，完全满足试验任务要求，大幅提高了叶片飞断转速控制精度。

图21 试验后的飞断叶片及断裂面

5 结论

（1）创新设计了一种基于切割索的风扇叶片的爆破切割方法，使叶片能够在指定转速下精准离心式飞断。设计背对式切割索结构，并通过塑钢泥实现整体圆柱外型封装，保证切割对称性，实现叶片沿径向飞出角度偏差≤2°、切割线沿径向尺寸偏差≤±2 mm、叶片飞出的附加动能小于叶片飞失动能的0.05%。

（2）设计了针对旋转条件、真空屏蔽环境下的遥控起爆装置，解决了试验环境信号屏蔽、干扰问题，以及离心载荷下信号传输稳定性差的难题，叶片飞断转速的控制精度由10%～20%大幅提高到0.1%以内。

（3）提出了预埋引线的分体式安全性装配方案。设计了风扇叶片榫头处的通孔式装药结构，通过榫头应力集中系数和剩余拉断载荷的综合优化设计，有效保证飞断叶片在爆破切割前的稳定运转。

（4）在帽罩后段设计轴向安装操作孔，用于切割索安装以及最后阶段的接线、固定操作；在风扇盘心设计放置无线信号接收器的安装盘，降低安装、接线难度；设计短路接线端子，保证最后接线工作的安全；在榫头处设计起爆电源线置线孔，并设计软填充工艺，保证最后悬空接线段固定可靠、便于操作。该方案信号传输稳定，实现了炸药、起爆装置的试验现场终端工序安装，保证试验过程安全。