寫在前面        

     

機匣作為航空發動機的關鍵部件，其包容性能是保障飛行安全的必要條件。本文從包容定義、機匣種類、設計概念和方法、試驗驗證、數值仿真、機匣和葉片破壞方式等方面，詳細闡述了航空發動機機匣包容性研究的現狀和發展趨勢。

據公開的文獻資料顯示，1995年6月一架DC29232飛機從亞特蘭大國際機場起飛時右側發動機發生非包容事故引發大火，機身受損嚴重。1996年7月一架MD288飛機從美國Pensacola地區機場起飛時左側發動機發生非包容事故，造成乘客2人死亡和多人受傷。2006年6月一架波音767飛機在洛杉磯國際機場檢修時左側發動機發生非包容事故引發大火，飛機左側機翼、機身受損嚴重。2009年3月一架MD283飛機從紐約La Guardia機場起飛后不久右側發動機發生非包容事故，碎片跌落造成一些街道地面車輛損傷。美國Society of Automotive Engineers(SAE)的報告AIR4003表明1976—1983年間共發生315次航空發動機非包容事故。

為此，航空大國對發動機包容問題都非常重視，在民用和軍用航空發動機規范中都有專門條文對包容性做出嚴格規定。如美國聯邦航空規則(FAR33)、發動機結構完整性大綱(MIL2STD21783B)；英國《航空燃氣渦輪發動機通用規范》(002971)；中國《航空發動機適航規定》(CCAR233)[和《航空渦輪發動機包容性要求》(GJB 336621998)等。除航空發動機以外，飛機的輔助動力裝置(APU)、燃氣渦輪發電機組、核電廠使用的蒸汽透平和渦輪增壓器等帶高速旋轉機械都有嚴格的包容性要求。

新材料、新工藝和新技術的推廣應用，使航空發動機非包容事故的發生率不斷下降。但隨著空中交通運輸量的逐年增大，每年發生的非包容事故的總次數仍在增加，根據美國波音(Boeing)公司和Federal Aviation Administration (FAA) 提供的統計數據繪制的航空發動機非包容事故曲線如圖1所示。因此,近年來機匣包容能力的研究得到進一步的加強。除軍方研究機構和航空發動機公司以外，高等院校、透平機械公司等開始加入，包括金屬材料、復合材料、轉子動力學、沖擊動力學、計算力學等多個學科的研究人員參與相關的研究工作。

圖1 空中交通及航空發動機非包容失效

本文擬從包容定義、機匣種類、設計概念和方法、試驗驗證、數值仿真、破壞方式和大涵道比渦扇發動機風扇包容機匣等方面綜述航空發動機機匣包容性研究的進展，淺議發展方向。

美國發動機結構完整性大綱中，關于包容(containment) 的定義為 “3.1.2 Containment is the ability of the circumferential case structure of the engine to prevent penetration of failed elements subsequent to specified conditions of primary and secondary failures.”“failed elements” 主要有：①破裂的輪盤或轉鼓環；②斷裂的葉片這兩種情形。

圖2 渦輪盤非包容事故

如果輪盤或轉鼓環等破裂，其碎塊甩出的質量和能量極大，再堅固的機匣也很難將其包容。圖2為某CF6280A發動機一級高壓渦輪盤破裂引起的非包容事故，發動機嚴重受損。為避免此種非包容事故的發生，要求輪盤和鼓環等有足夠的強度、疲勞壽命和可靠性，并采取有效的裂紋檢測手段。在早期的發動機中，輪盤破裂事故發生的概率相對較大，隨航空技術的不斷進步，先進工藝、材料、結構和檢測技術的大量采用，此類事故已經很少發生。

圖3 風扇葉片包容事故

受外物撞擊損傷(FOD)、高周疲勞(HCF)和低周疲勞(LCF)等的影響，現代航空發動機仍不可避免地出現葉片斷裂故障。典型的風扇葉片斷裂事故如圖3和圖4所示。圖3為某Trent 892的撕開口。在此過程中，其余多個葉片上半部受撞擊折斷。

圖4 風扇葉片非包容事故

如果機匣包容性設計合理，是能夠將葉片掉塊或脫落的單個葉片抓獲的。美國的聯邦航空規則FAR33.94要求：在最高工作轉速下，葉片從葉根(對于整體葉盤則至少是葉片的80%處)斷裂，發動機必需具有包容斷葉的能力，并要求發動機在不起火、安裝架不脫落的情況能繼續工作15s，除非發動機損傷誘導自動停機。英國國防標準《航空燃氣渦輪發動機通用規范》第12.8.7及19.3.5節詳細規定了葉片包容(blade containment)的要求：機匣必需有足夠強度，在最高工作轉速時包容任何一個斷裂或脫落的葉片，機匣沒有發生較大破裂和嚴重扭曲變形，分析從發動機進口和出口逃逸碎片的尺寸、質量、速度和運動軌跡等，不足以危害飛機其他部分。

可見，國外航空發動機規范中主要通過轉子完整性(rotor integrity)和低周疲勞等的規定和試驗要求來避免輪盤破裂引起的非包容事故的發生。包容主要是指葉片斷裂(blade out)后的包容要求，特別是對大尺寸和大質量風扇葉片的包容要求。

根據所使用材料的不同，航空發動機機匣可以分為以下幾種：①高強度結構鋼機匣，具有強度及韌性好、防護效果好的優點,在早期的發動機中應用極廣,但其密度和質量較大；②鋁合金/鈦合金機匣。密度和質量比高強度結構鋼低,但強度和防護效果差一些；③高強度纖維纏繞增強機匣，在鋁/鈦制機匣內層外纏繞高強度纖維帶，具有質量輕、包容能力強的特點；④全復合材料機匣，采用二維編織布纏繞成形或三維編織成形，具有更輕的質量，但仍需進一步提高強度、剛度、穩定性和使用壽命；⑤纖維增強陶瓷基復合材料機匣，此機匣充分利用陶瓷材料硬度高、比密度小和允許使用溫度高的優點，但需克服材料缺陷敏感、脆性斷裂、復雜形狀成形困難的缺點；⑥其他材料機匣，如纖維增強鋁/鈦基金屬復合材料機匣等。

金屬機匣包容能力的研究較為深入，試驗和數值仿真等方法都較為成熟。連續纖維增強陶瓷可替代當前廣泛使用的高溫合金，進一步提高使用溫度，已被用于整體燃燒室、渦輪間機匣、尾噴管等高溫結構件，預計可作為內襯層用于渦輪機匣。但其結構強度隨機性較大，缺乏性能數據和設計方法，仍需克服成形及加工困難、研制費用高的缺點。纖維增強鋁/鈦基金屬復合材料則存在成本高、無明顯優點。隨著性能的改善和原材料價格的進一步降低，高強度、高韌性的碳纖維將取代Kevlar等而成為主要的纏繞增強材料，使機匣質量更輕。

此外，在解決結構剛度和制造工藝后，將出現質量更輕的全復合材料風扇包容機匣。目前，GE公司已經在GEnx發動機中使用直徑3.05m、軸向長度1.22m的碳纖維增強全復合材料機匣。

     

英國羅-羅(Rolls-Royce)公司等歐美國家航空發動機公司有兩種基本類型的包容性設計概念。第一種為傳統的硬壁包容(hardwall containment)概念，使用厚殼體將所有碎片包容在機匣內部。通常采用韌性極高的不銹鋼材料制作機匣，利用其在撞擊載荷作用下發生較大塑性變形以吸收斷葉動能，并有效控制裂紋擴展；第二種為軟壁包容(softwall containment)概念，在薄壁金屬機匣外纏繞強度和韌性優良的纖維(如Kevlar)條帶，碎片擊穿機匣內層而只有被撞擊的局部區域破損，機匣保持結構完整性，碎片被機匣外部增強的柔性纖維增強復合材料抓獲。

早期的航空發動機多采用硬壁包容機匣,在提高安全性的同時大大增加了自身質量。顯然，傳統硬壁包容機匣的性能較難滿足現代高推質比發動機和大型渦扇發動機的設計要求。相比之下，纖維纏繞增強軟壁包容機匣具有成本低、質量輕、包容能力強的特點。GE公司在CF6-80C2發動機上較早采用軟壁包容機匣設計，在鋁制蜂窩層外纏繞65層芳酰胺布，并以樹脂進行外層保護。

之后，GE90發動機在鋁制機匣上纏繞多層Kevlar編織條帶，質量較前面的設計更是減輕50%。由于涉及軍事機密和知識產權等問題，很難從公開的文獻資料中找到國外航空發動機公司關于機匣包容設計的詳細過程。我國目前主要采用從英國羅-羅公司引進斯貝MK202發動設計標準EGD-3和俄羅斯轉子葉片包容性計算方法。

EDG-3標準采用包容系數法，認為當機匣的包容能力系數Ca大于包容斷葉所需的最小包容系數Cr時，機匣具有包容斷葉的能力。此法在求取Cr值時，采用的是基于試驗和經驗的包容曲線，其適用范圍窄，難以推廣應用。而俄羅斯破壞勢能法依據撞擊動力學理論公式推導而成，要求Ek≤W，W=Wb+Wm。其中Ek為斷葉動能；W為機匣破壞總勢能；Wb為機匣殼體彎曲變形功；Wm為擠壓剪切障礙物的功。研究表明，利用此法計算的結果偏于保守。隨著顯式非線性有限元計算技術的日益完善和計算機硬件水平的不斷提高，實現虛擬試驗的數值仿真在航空發動機包容性分析計算中得到越來越廣泛的應用。

因此，發展高推質比發動機和大型渦扇發動機，高強度、高韌性纖維纏繞增強的復合材料軟壁包容機匣是一種合適的選擇。而包容性設計主要以數值仿真結合部件試驗為主。

《國防科技名字大典》定義：機匣包容試驗是驗證機匣對折斷后飛出的轉子葉片包容能力的試驗。如果使用部門確認全部破壞零件均被包容，則認為該試驗滿意地完成。

試驗驗證通常分四步進行：第一步為打靶試驗，利用氫氣炮等裝置發射高速彈體撞擊靶板。此法相對簡單、成本低，可以用于檢測機匣材料的抗擊穿能力，但與真實機匣/葉片包容試驗的要求有一定偏離。第二步是在專門的高速旋轉試驗臺上進行部件試驗(component containment test)，取某一級風扇、壓氣機或渦輪葉盤和機匣安裝于高速旋轉試驗腔內，使葉片在預定的轉速范圍內從根部飛斷后撞擊機匣，以驗證機匣的包容能力。試驗具有相對成本低、周期短、試驗結果可以直接應用等優點。根據不同的研究目的，可進行單葉片或多葉片飛斷試驗。第三步是臺架試驗(rig test)，試驗裝置中包含發動機旋轉部件及安裝附件等，利用電機驅動增速齒輪箱后帶動試驗轉子。此項試驗在驗證機匣包容性的同時，驗證發動機安裝結構件承受沖擊載荷的能力；第四步是在室外試車臺上進行真實發動機風扇葉片的包容試驗 (full engine test)，以獲取航管部門頒發的適航許可證。由于試驗后發動機很難修復再使用，此破壞性試驗通常被安排為最后一項試驗。

     

近年來完成的幾次具有典型意義的試驗包括：羅-羅公司于2003年8月成功完成被空客A380客機選用的Trent 900發動機風扇葉片包容試驗；于2007年4月20日完成為波音787客機配套的Trent 1000發動機的包容試驗；GE公司則于2007年7月5日完成為波音787客機配套的GEnx發動機的包容試驗。

葉片扭曲的形狀和不均勻的速度分布，決定其與機匣的撞擊屬于非規則撞擊問題。由于軍事領域的迫切需求，許多研究者致力于彈靶撞擊問題研究，從綜述性的報告和論文中可以發現，大部分研究集中于圓柱形彈體以規則方式正撞或斜撞平靶板，特別是不同頭部形狀彈體破甲能力，也有部分研究關注不規則彈體撞擊，Corbett等和Gold smith綜述了不規則撞擊理論分析、數值計算和試驗方法等方面的研究成果；Knight等和Ambur等通過試驗與數值仿真相結合，研究葉片形碎片與靶板不規則撞擊過程；Lundin等試驗研究航空發動機碎片包容計算方法；范志強等通過平板條模型葉片與靶板的垂直撞擊試驗和數值仿真結合，研究機匣包容性破壞勢能法；Teng等則研究碎片在發動機包容結構撞擊表面啃出牙印凹痕的現象；Pereira等則研究熱處理對Inconel 718風扇包容材料抗擊穿能力的影響。這些彈靶撞擊試驗的研究成果可應用于機匣包容性設計方法研究的初始階段。

試驗驗證是一種最直接和有效的方法，但周期長、費用高。因此，應當在發動機研制前期采用打靶試驗、部件試驗結合數值仿真的方法，以加快研制速度和降低研制費用，避免為取得適航證而進行的真實發動機包容試驗出現失敗。

圖5 整機包容性仿真分析模型

     

金屬機匣受葉片撞擊后的破壞方式主要有鼓凸、穿孔、撕裂和整體失穩等，如圖6所示。其中撕裂破壞易出現在風扇機匣中，穿孔破壞則易出現在渦輪機匣中。

圖6 金屬機匣破壞方式

當機匣具有足夠強度時，可以將斷葉包容在機匣內部而只產生局部區域的鼓凸變形和刮擦。當機匣受到斷葉撞擊和其余葉片的連續刮擦時易引起整體失穩。葉片的破壞方式包括斷葉整體彎曲變形、其余葉片頭部撞擊彎曲變形、全部葉片斷裂成諸多碎塊等，如圖7所示。

圖7 葉片破壞方式

當葉片材料的沖擊韌性較差，某個葉片發生斷裂故障后飛出，若機匣包容性差，大量碎片擊穿機匣危及飛機安全；若機匣包容性好，則斷葉易卡在機匣內側打斷全部葉片，使發動機迅速失去動力。當葉片材料的沖擊韌性好，某個葉片斷裂飛出過程中，由于機匣包容性好，其他葉片僅頭部被打彎或前后緣被打出缺口，發動機仍能保持一定的動力堅持工作到飛機落地。這一點，在選擇航空發動機葉片材料時需認真對待。

纖維增強樹脂基層合復合材料機匣在葉片撞擊下，初始撞擊點產生纖維剪切斷裂失效，而周邊區域產生分層和撕裂失效。

先進復合材料及其制造技術已經成為減輕飛機質量和提高飛機性能的重要措施，目前50%的在役民用大涵道比渦扇發動機風扇包容機匣采用纖維纏繞增強結構。為滿足國際民航組織(ICAO)航空環境保護委員會(CA EP)《國際民用航空公約-附件16》中規定的噪聲控制和污染物排放要求，彼爾姆公司的PS-90A-76、CFM國際有限公司的LEAP X，GE公司的GEnx等在研發動機的風扇機匣或后沿機匣均采用復合材料結構。

圖8 典型航空發動機

我國民用大飛機發動機要取得國際適航證，高包容能力的輕質風扇機匣是必然的選擇。解決的途徑之一是參考羅-羅公司的Trent 900，Trent 1000及Trent XWB發動機，采用帶有環形加強筋的鈦合金整體機匣，如圖8(a)，具有質量輕、結構緊湊的特點。但要加工出直徑大于2m的鍛造薄壁鈦合金機匣工藝難度極高，目前只有美國公司掌握此項技術。

途徑之二是參考GEnx發動機，采用碳纖維增強全復合材料機匣，如圖8(b)，具有質量很輕的特點。但此類機匣仍處于驗證試驗階，其成本和工藝很難把握，研制風險極大，是未來發展的方向。

途徑之三是采用目前普遍使用的纖維纏繞復合材料機匣，如圖8(c)，具體結構如圖9，在風扇機匣外采用纏繞方式包裹多層韌性很好的纖維(如Kevlar)預浸料，并與機匣固化成一體。風扇機匣工作溫度一般在150℃以下，可以采用環氧樹脂或雙馬樹脂基體。纖維纏繞成形筒體結構件是一種先進的工藝方法，能充分發揮連續作業的特點。風扇機匣的制造工藝可以吸收復合材料外涵機匣、高壓儲氫容器、火箭發動機殼體等零部件的制造經驗。

圖9 纖維纏繞增強風扇包容機匣結構

研制復合材料包容機匣，首先需要建立相應的包容性設計方法。Akron大學Binienda教授領導的研究小組，進行復合材料風扇機匣模型樣品的撞擊試驗和數值分析方法研究；Arizona州立大學Mobasher和Rajan領導的小組則聯合NASA(美國航空航天局)格倫研究中心通過靜強度試驗和打靶試驗，結合數值仿真技術，研究復合材料機匣包容斷葉的可靠建模方法。與靜載荷及低速撞擊載荷不同，高速撞擊載荷作用下，纖維增強復合材料呈現出明顯的應變率相關的力學性能。因此，在纖維增強復合材料機匣包容能力分析過程中引入應變率相關材料本構模型是非常必要的。

     

此外，有限元模型對復合材料侵徹過程的數值仿真結果會產生較大影響。目前，復合材料有限元模型主要有連續體模型、準細觀模型和細觀模型等。連續體模型將復合材料簡化為各向異性的連續介質，在三維方向定義不同的材料性能參數，盡管與真實結構有較大差異，但使用方便。準細觀模型在單胞結構的基礎上得到復合材料整體力學性能。細觀模型根據纖維的真實空間布置建模，纖維和基體分別劃分有限元網格。細觀模型與真實結構完全一致，但有限元網格劃分極細，工作量極大，需要高性能計算機才能完成計算。因此，建立一種工程實用的建模方法滿足纖維增強復合材料機匣包容性分析具有重要意義。

因此，研制推質比高、質量輕、污染少的新一代航空發動機的包容機匣，需要在以下幾個方面加強研究：

1)通過改善金屬機匣的結構形狀提高其包容能力。Carney等的打靶試驗和數值仿真研究表明在機匣被撞擊區域采用徑向曲面可有效提高其抗撞擊吸能能力。但此種改良方法能否采用，需從制造工藝和費用、包容能力等方面加以綜合考慮。

2)纖維增強復合材料風扇包容機匣的低成本制造技術。高成本是長期以來制約纖維增強復合材料結構推廣應用的因素之一。采取低成本制造技術，可以實現纖維增強復合材料的優化應用。纖維絲或纖維束纏繞增強結構制造工藝技術要求高、抗撞擊分層能力差。三維編織結構具有極好的抗撞擊分層能力，但制造成本高。纖維束2-D編織布纏繞層合結構具有制造工藝簡單、成本低、抗撞擊分層能力好的特點，是風扇包容機匣的發展方向。

3)全復合材料風扇包容機匣的纏繞規律。它是最基本和最重要的工藝參數之一。GEnx風扇包容機匣，早期采用單線纖維絲纏繞造成整體結構剛度不足，后采用人字形編織帶疊合纏繞的方式解決此問題。

4)耐高溫復合材料機匣。研制耐高溫樹脂基體和耐氧化高強度纖維，將復合材料機匣由風扇和低壓壓氣機等冷端推廣應用到高壓壓氣機等熱端。

5)葉片包容過程的整機耦合動力學響應分析方法研究。葉片包容過程包含斷葉撞擊機匣、轉子突加不平衡響應、安裝結構沖擊損傷、整機結構振動等的耦合作用，需綜合多學科計算方法加以研究。

6)智能包容機匣(smart containment case)。在復合材料內嵌入多功能智能纖維實時診斷機匣損傷情況，并據此調整發動機的工作狀態，以避免危險事故的發生。

文章來源：兩機動力先行