摘要

為探索適用于中國航空渦扇發動機的吞鳥適航符合性驗證方法，針對吞鳥適航符合性驗證需求，結合渦扇發動機研制，重點圍繞中鳥附加的完整性評定要求，從試驗發動機、試車臺架、吞鳥試驗專用設備和測試方案等方面，提出試驗系統要求；從風扇葉片標識、鳥體發射系統布局、投鳥參數校準和鳥彈準備等方面，提出具體試驗方法；從鳥的質量、投射位置、投射速度、試驗狀態和試驗程序等方面，制定試驗參數。依據制定的符合性驗證方法，在露天試驗臺完成渦扇發動機整機試驗驗證，進行了中國渦扇發動機吞鳥適航符合性方法的探索與實踐。結果表明：質量為0.71kg的鳥彈以99m/s的速度投向70%風扇葉高區域后，發動機推力損失2%，驗證了渦扇發動機吞鳥后仍具有穩定工作的能力，為后續渦扇發動機開展吞鳥適航符合性的研究與驗證奠定基礎。

關鍵詞

吞鳥；渦扇發動機；適航；符合性驗證

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引言

隨著航空領域的快速發展，鳥類對飛行的危害不斷凸顯，鳥撞擊在發動機引發事故的概率高達44%。發動機在遭遇鳥撞擊后，可能會造成風扇葉片等進口結構損傷，甚至引起高壓壓氣機喘振，進而導致發動機推力損失。由此可見，吞鳥對發動機的危害性值得引起重視。

國外對航空發動機吞鳥適航符合性驗證的研究起步較早，GE和RR公司等在20世紀80年代就具備了吞鳥適航符合性驗證的能力，開展了相關發動機整機吞鳥試驗技術研究[7-9]，已經完成了GE90、BR710、CFM56等多型發動機吞鳥適航符合性驗證試驗，積累了豐富的方法研究成果和實踐經驗。在中國，吳大觀[10]對吞鳥試驗目的、要求和方法進行了分析，認為吞鳥試驗的程序、方法、參數選擇需要開展大量研究；張清等[11]研究了吞鳥適航規章的發展與內涵；羅剛等[12-14]研究了風扇葉片遭遇鳥撞條件下的損傷規律，為吞鳥適航符合性驗證試驗參數分析提供了基礎；晏祥斌等[15]對軍用渦扇發動機吞鳥適航符合性驗證進行了研究。但是，上述吞鳥適航符合性研究主要停留在基礎方法和實驗室基礎驗證方面，在中國發動機研制中已開展的吞鳥試驗驗證主要參考軍標要求，綜合考慮型號特點和具體的驗證目的。針對吞鳥適航符合性驗證尚未形成用于發動機研制實踐的具體方法，也未完成中國渦扇發動機吞鳥適航符合性驗證。

基于上述情況，本文結合大涵道比渦扇發動機研制需求，進行吞鳥適航符合性驗證方法研究與探索，重點針對中鳥附加的完整性評定符合性驗證開展研究，并進行符合性方法有效性的驗證。

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試驗系統

1.1試驗發動機

試驗發動機是雙轉子大涵道比渦扇發動機，由風扇、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、附件傳動裝置和排氣系統等組成。

發動機一旦發生吞鳥情況，鳥撞擊風扇葉片產生的沖擊能量，將以沖擊載荷的方式作用在發動機部件上，沿發動機承力系統向發動機安裝節傳遞，造成葉片、承力部件等一次損傷。沖擊載荷的方向和傳遞方式因為葉片帶扭和帶彎而變得異常復雜，軸向、徑向和周向傳遞的載荷同時存在。軸向和部分徑向載荷經低壓轉子前支點、支點軸承座、中介機匣傳遞到發動機主安裝節；周向載荷和部分徑向載荷通過低壓轉子軸系傳遞到后支點，再經后支點軸承座、渦輪后機匣傳遞至輔助安裝節，載荷傳遞路徑如圖1所示。因此，吞鳥用發動機的風扇轉子葉片、風扇機匣、軸承、低壓轉子軸系、承力系統、安裝系統等關鍵結構要具有代表性。

1.2試驗臺架

試驗臺架采用地面露天試車臺，包括門式支架和常規試車臺架兩部分，試車臺架如圖2所示。門式支架為4柱式支撐臺架，由各桁架部件裝配而成，4立柱中心距7m×7m，柱頂高8.6m，柱寬1m，凈空6m。4根立柱與土建基礎相連接，立柱頂部連接鋼結構平臺，平臺下布置安裝支臂，用于安裝發動機。臺架上方安裝起吊裝置，便于發動機及其掛架的安裝和設備維護。

常規試車臺架主要由工藝系統、控制系統、數據采集與處理系統、推力測量及校準系統、工業監視系統等組成。其中，工藝系統包括空氣起動系統、燃油系統、燃油加載系統、液壓加載系統、油封系統、抽真空系統、氮氧系統和氣體滅火系統等，以滿足發動機整機試車需求。監視系統中包含8個攝像頭覆蓋試驗現場，能夠從不同角度觀察并記錄試驗全過程。此外，為了滿足鳥體發射裝置等專用設備的安裝需求，試車臺前部進氣區設置專用的錨點和安裝導軌。

1.3吞鳥試驗專用設備

吞鳥試驗采用的專用設備主要包括鳥體發射系統、影像記錄系統和測速系統等。鳥體發射系統主要用于按照規定質量、數量和速度向發動機進口規定區域完成鳥彈的投射；影像記錄系統主要用以滿足吞鳥過程的拍攝與記錄要求；測速系統主要用來實現鳥速的準確測量，確認試驗鳥的實際發射速度。

1.3.1鳥體發射系統

鳥體發射系統由安裝平臺、炮管安裝架、鳥炮、儲氣瓶和控制系統組成，鳥體發射系統如圖3所示。為了保證整套裝置安裝平穩可靠，安裝平臺采用鋼結構平臺，并在底部安裝調平地腳。為了保證炮管穩定安裝，炮管安裝架分成前后2層支架，實現投射所用炮管的固定；為了滿足鳥彈在發動機正表面的不同投射位置需求，炮管安裝架設計為分層式結構，可以實現炮管中心在2.5～7.0m高度范圍內調整，通過炮管在同一高度炮架上不同水平位置的安裝，可以實現水平位置的調整。為了實現炮管吊裝，支架上部設計為開放式結構形式。為了滿足試驗鳥的質量、投射速度等要求，采用炮口直徑為120mm、炮管長度為8m、最大發射速度為200m/s、最大發射鳥彈質量為1.2kg的中型炮管。為了控制發射壓力，獲得試驗所需的鳥彈投射速度，在儲氣瓶上裝有壓力控制裝置。

鳥彈發射系統的主要工作原理為通過高壓氣體膨脹作功，使鳥彈在炮管內不斷加速，到達炮口時加速達到試驗要求的鳥彈投射速度。鳥的速度主要通過壓力容器的充氣壓力控制，通過采用規定質量的鳥彈進行多次調試，建立速度與壓力關系曲線，在試驗中通過控制合理的充氣壓力，滿足投射速度要求。在投射前，將鳥彈放在彈托內，以實現鳥彈與炮管內壁之間的密封和保持，彈托在炮管出口位置被彈托分離器剝掉并保留在炮管內，實現鳥彈單獨射出。

1.3.2影像記錄系統

影像記錄系統主要由高速攝像裝置以及照明設備組成，高速攝像裝置為5臺拍攝幀頻為500010000幀/s的高速攝像機。

為了滿足上述拍攝與記錄要求，主要在發動機進、出口2處關鍵區域布置高速攝像裝置，安裝位置布局如圖4所示。為了拍攝、記錄鳥撞擊部位、撞擊過程及零部件損傷情況、鳥從炮口發射情況，在1、2號位置分別布置1臺幀頻為10000幀/s的高速攝像機，拍攝角度覆蓋風扇進口區域，其中1號位于鳥炮出口后側，拍攝方向沿發動機軸線方向，2號位于發動機進口前側方，相對發動機軸線有一定角度；為了拍攝、記錄鳥彈飛行過程及軌跡，在3號位置布置1臺幀頻為10000幀/s的高速攝像，拍攝方向垂直于發動機軸線，拍攝角度覆蓋炮管出口到進氣道之間的距離范圍；為了拍攝、記錄吞鳥后發動機外涵和尾噴管的情況，在尾噴管后方4、5號位置分別布置1臺幀頻為5000幀/s的高速攝像，拍攝角度覆蓋發動機出口區域，其中4號拍攝方向垂直于發動機軸線，5號拍攝方向從斜側方指向尾噴管。

為了保證高速攝像裝置能夠清晰地監測記錄鳥彈撞擊風扇葉片過程，在發動機進口配備滿足拍攝要求的照明設備，所采用的燈光功率為200kW，以提供足夠的拍攝光源。為了照亮風扇進口，照明設備主要安裝在炮架上鳥炮出口附近位置，照明設備安裝如圖5所示。

1.3.3測速系統

為了實現鳥彈投射速度的測量與確認，試驗配備激光測速系統，主要由激光發射器、接收器等組成。測速系統基本原理如圖6所示。在發射物飛經第1個激光發射器時，激光束被遮擋，接收器的輸出電壓改變，飛經第2個發射器時，輸出電壓再次改變，2次電壓改變之間的時間間隔Δt可以由計算機記錄并算出，2臺發射器之間距離L可以測

出，則發射物飛越測速裝置時的平均速度v=L/Δt。鳥彈投射速度的測量結果由工業計算機直接給出。

1.4測試方案

為了分析吞鳥對發動機工作狀態的影響，試驗過程中針對發動機高壓轉速、低壓轉速、推力、排氣溫度、高壓壓氣機進口及出口截面壓力等參數進行測量、記錄，獲得吞鳥后發動機典型性能參數變化情況。為了分析吞鳥過程中發動機振動、關鍵影響部件應力等變化情況，進行振動、應力參數測量、記錄，其中，振動測量包括1支點軸承座、風扇機匣、中介機匣、渦輪機匣部位，應力測量包括1支點軸承座、主安裝節、輔助安裝節部位，1支點軸承座在軸向2個不同截面位置進行測量，振動、應力測量部位如圖7所示。

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試驗方法及程序

2.1試驗方法

2.1.1風扇葉片標識

為了滿足清晰拍攝、記錄、測量投射位置與損傷情況等需求，對全部風扇葉片葉身涂黃色底色，并結合投射位置對應風扇葉身高度，對葉身進行分區標識，在風扇葉片盆側和背側涂畫寬度為10mm的黑色網格線。風扇葉片標識如圖8所示。

2.1.2鳥體發射系統布局

鳥體發射裝置布局主要從滿足投射參數要求、不對發動機進口氣流產生干擾2方面考慮。

為了將鳥彈準確發射至發動機前表面目標區域，并確保鳥彈撞擊風扇葉片速度相比炮口發射速度偏差較小，考慮鳥彈從炮口發射后所受到的重力、摩擦力等帶來的投射位置、投射速度偏差，發射系統布局時，炮口與發動機進口之間的距離不宜過遠。

為了確保鳥體發射系統不對發動機進口氣流產生影響，從鳥體發射系統布局位置靜態影響和鳥炮發射氣流動態影響2方面，通過數值仿真計算與空炮試驗相結合的方式，綜合分析鳥體發射系統對發動機進口氣流影響，得到合理的布局位置，確保對試驗不產生額外干擾。具體分析方法如下：

（1）為了避免鳥體發射裝置布局位置對發動機進口氣流產生附加影響，采用商業軟件開展鳥體發射裝置布局對發動機進口氣流影響數值仿真分析，仿真分析模型如圖9所示。通過仿真分析得到發動機風扇進口總壓分布和發動機進口流線。仿真分析結果表明，在發動機進口距離4m處布置鳥體發射系統（距離以炮管出口為準）相比發動機進口區域不布置鳥體發射系統，風扇進口總壓分布基本一致，進口前1m處截面流量變化基本可以忽略，變化量≯0.65%，對發動機進口氣流基本無干擾。仿真分析得到的發動機風扇進口總壓分布如圖10所示，發動機進口流線如圖11所示。

（2）為了確保鳥炮發射氣流所帶來的發動機進口氣流影響可以接受，在鳥體發射系統安裝位置氣動影響仿真分析基礎上，在完成鳥體發射系統安裝與調試后，開展空炮試驗，向工作狀態下的發動機發射空炮，模擬正式吞鳥試驗而不發射鳥彈條件下的發動機氣動穩定性影響。空炮試驗程序如圖12所示，X為發動機上推至試驗狀態后穩定運轉時間。試驗結果表明，在空炮試驗過程中，空氣炮發射前后發動機推力、排氣溫度、轉速以及各個控制參數未出現變化。

通過上述數值仿真計算與試驗綜合分析，表明投射裝置安裝在炮管出口與發動機進氣道之間為4m距離時，不影響發動機進口氣流，滿足試驗要求，鳥體發射裝置安裝位置如圖13所示。

2.1.3投鳥參數校準

在吞鳥試驗過程中，需要精確的控制鳥彈在發動機前表面的撞擊位置，為了滿足該需求，在發動機進口前安裝校靶設備，采用靶板標定的辦法，反復測試鳥體撞擊位置，控制發射準度。

投鳥參數校準原理如圖14所示。將靶板移動至炮口前方約2.5m位置處，并保持靶板平面與炮口平面平行，使用激光從炮管后方的裝彈艙射出，經過8m長的炮管內腔，在靶板上形成均勻集中的斑點。記錄靶板上斑點出現的位置，并張貼醒目的標識。采用真實鳥體進行試射，并通過高速攝影記錄鳥體在靶板上的擊打位置，并與標識的位置進行對比，通過反復測試，得到不同炮管的標識點與實際擊打點的位置偏差。測量實際擊打位置點之間的相對位置，并與要求的位置進行對比，如在精度要求范圍內，則可以認為鳥體發射準度滿足要求。如果偏差較大，則需要挪動炮管位置，并重復靶板標定與擊打測試過程，直到發射準度滿足要求。

校準結果表明，氣炮功能正常，發射系數偏差不超過0.1%，發射速度誤差不超過1%，撞擊位置中心誤差不超過2%，滿足要求，投鳥參數校準結果見表1。

2.1.4鳥彈準備

基于適航條款要求，根據發動機進口喉道面積，確定吞鳥試驗的鳥彈質量為0.7kg。為模擬飛行中遭遇鳥撞的真實情況，采用自然鳥體進行試驗。在物種選擇上，根據中國典型機場附件區域常見鳥種質量特征及威脅程度評估結果，質量范圍涵蓋0.7kg質量級的鳥種為雉雞0.455～1.21kg、獵隼0.51～1.2kg，考慮包括體重、數量等級、影響區域、集群規模、鳥撞次數、鳥撞損壞比率等9方面的鳥類群威脅程度評估結果，雉雞、獵隼威脅程度分別為中級、低級[16]，因此，選用雉雞作為試驗用鳥彈更具有代表性。由于雉雞與家雞同屬雞形目雉科，身體特性較為相近，而雉雞被列入中國林業局2000年8月1日發布的《國家保護的有益的或者由重要經濟、科學研究價值的陸生野生動物名錄》，同時也被列入《世界自然保護聯盟瀕危物種紅色名錄》。因此，綜合上述鳥的質量、威脅程度、身體特性以及自然保護要求等方面考慮，確定采用家雞作為試驗用鳥彈。

按照試驗鳥彈質量要求，準備正式試驗、投鳥參數校準所需足夠數量的鳥彈。為了避免體內多余物干擾試驗驗證結果，正式試驗前對鳥彈進行X射線檢查，驗證體內無硬物或金屬。為了更接近真實鳥撞情況，避免窒息死亡可能帶來的鳥彈僵硬，試驗前采用酒精麻醉的方式進行處理，保證鳥彈發射時為軟體。

為了確保滿足試驗鳥的質量要求，麻醉后進行鳥彈稱重，根據稱重結果進行剪裁或注水，并對最終稱重結果進行記錄。試驗用鳥彈如圖15所示。

2.2正式試驗

在完成所有試驗前準備工作，具備試驗條件后，開始正式的發動機吞鳥驗證試驗。試驗具體程序如下：

（1）起動發動機，經慢車暖機并達到發動機起飛狀態，穩定運轉，在此期間，對攝像系統及測試系統等進行檢查；

（2）觸發投射裝置、高速攝像裝置，完成規定質量的鳥彈發射，啟動高速攝像拍攝；

（3）吞鳥后繼續在試驗狀態運轉2min；

（4）按照程序規定運轉后，經慢車冷機停車，完成試驗。

試車程序曲線如圖16所示。

投射位置如圖17所示，鳥的質量、速度、撞擊位置參數詳見表2。鳥彈以99m/s的速度投向70%風扇葉高。

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試驗數據與分析

3.1試驗過程概況

在發動機起動后，按照試驗程序穩定運轉，并達到試驗狀態，鳥彈發射完畢，所投射鳥的質量、投射速度、投射位置、發動機狀態等均滿足試驗要求，鳥彈發射過程如圖18所示。

從發動機表現來看，吞鳥后發動機在起飛狀態穩定運轉2min，各系統工作正常，滿足吞鳥后保持不低于75%起飛推力穩定工作的要求；并按照預定程序在各狀態累計穩定運轉20min后，正常停車。

3.3試驗后發動機檢查

在試驗后，對發動機結構損傷進行檢查，對飛機引氣管路中的氣體成分進行分析。

結果表明，鳥體撞擊引起3片風扇轉子葉片葉身進氣邊變形，風扇葉片損傷區域及損傷情況如圖23所示。發動機其余結構完好，各部件未見損傷，未發現危及飛行安全的結構損壞，安裝系統連接可靠，反推力裝置未發生異常，飛機座艙引氣管路中的氣體成分符合要求，滿足了CCAR33.75條(g) (2)的情況。

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結論

（1）依據適航吞鳥要求，建立了大涵道比發動機吞鳥適航附加的完整性評定驗證方法，經過試驗驗證方法有效性，制定了吞鳥適航符合性驗證技術路線，進行了中國大涵道比發動機吞鳥適航符合性驗證的探索與實踐；

（2）吞鳥試驗專用設備及試驗前安裝、調試方法，經過實踐驗證能夠保證鳥彈按照規定速度、位置準確發射，鳥彈發射及撞擊過程完整、記錄準確，鳥炮發射氣流不會對吞鳥結果帶來干擾，均滿足吞鳥試驗要求；

（3）試驗結果表明，發動機吞鳥后工作狀態穩定，未產生危害性頂事件，推力損失相比吞鳥前的約為2%，滿足了發動機吞入1只質量為0.70kg鳥條件下的安全性與保持75%推力的工作能力的要求；

（4）數據分析結果表明，發動機吞鳥后轉速、高壓壓氣機進/出口壓力、推力、排氣溫度、振動、應力等參數存在波動，隨后快速恢復至穩定狀態，通過試驗與數據分析，首次掌握了發動機吞入0.70kg量級鳥彈后的參數變化規律。

本文研究成果為中國大涵道比渦扇發動機吞鳥適航符合性驗證方法的首次探索，在試驗參數與方法制定、臺架與配套設備準備、吞鳥專用設備準備與調試、試驗數據分析等方面進行了首次實踐，積累了寶貴的經驗，可為后續大涵道比渦扇發動機以及其它類型航空發動機的吞鳥適航符合性驗證提供借鑒與參考。