ブレードオフテスト
破損したブレードに対するジェットエンジンの耐久性テスト
ブレードの保持とローターのアンバランス
ブレードアウト試験によるエンジンケースの損傷。写真提供：NASA
目的タービンエンジンの回転ファンとコンプレッサーブレードの故障が、重要な航空機システムに重大な故障を引き起こさないことを保証します。
年が始まった1964 （1964年）

ブレードオフ試験またはブレードアウト試験は、連邦航空局（FAA）およびその他の安全機関がジェットエンジンの安全性能を認証するために義務付けている航空安全試験の特定の形式です。この試験では、エンジンメーカーに対し、少なくとも2回の試験を実施し、エンジン内部でコンプレッサーまたはファンブレードが破損した場合、あるいはタービンブレードが破損した場合であっても、エンジンの外側の筐体から破片が飛び散ってエンジンの完全故障を引き起こすことなく、エンジンが耐えられることを確認する必要があります。

米国では、米国連邦規則集（CFR）第14編第33部サブパートF第33.94条「ブレード封じ込めおよびローターアンバランス試験」により、これらの試験が義務付けられている。[1] [2]同等の試験要件は、欧州航空安全機関（EASA）が発行するエンジン認証仕様書（CS-E）にも規定されている。

デザイン

民間ジェットエンジンの部品設計および認証において最も困難な要件の一つは、「ブレードアウト」と呼ばれるローター破損事象の影響を軽減することです。ブレードアウトは、航空機や乗客の壊滅的な損失につながる可能性があります。エンジンブレードアウトは、突然の速度変化によってローターの回転が変動し、ブレードに過度の応力がかかった状態、または繰り返しの周期的応力による疲労でブレードまたはブレード群が破損した場合に発生します。安全な運転を確保するためにローターダイナミクスとブレードアウト状態を試験することは、非常に費用がかかり、時間と労力がかかります。この試験では通常、試験中に指示に応じて爆発物を分離するために、少量の爆薬が埋め込まれた特別に準備されたコンプレッサーまたはタービンブレードが必要です。[3]

試験と基準では、ブレード破損後もエンジンの運転を継続する必要はなく、エンジンの外側ケーシングに破片が侵入しないこと、および停止中にエンジンが機体から剥がれるほどの振動がないこと（その他の破損がない限り）のみを要求している。[4]自動車技術者協会は、ブレード破損の件数を詳細にまとめた報告書を作成している。[5] [6]

ブレードアウト後の破片を封じ込める方法は2つある。1つは破片に耐えてそらすように設計されたハードウォール、もう1つは破片を捕らえて保持するように設計されたソフトウォールである。ハードウォールは1970年代にさかのぼる古い方法で、一般的に重い金属製のリングであるため、ソフトウォールよりも重くなる傾向がある。ソフトウォールは通常、アラミド繊維などの複合材料で作られた弾力性のある外側の封じ込め層を使用するため、複合層がわずかに膨張できるように大きなスペースが必要になる。さらに、硬い金属製のブレードを保持する硬い壁には通常、法外に重いリングが必要になるため、中空の金属製または複合材製のブレードでは硬い壁が使用されるのが一般的である。[7]

典型的な硬鋼製の封じ込めリングは、厚さが最大3⁄8インチ（9.5 mm）で、重量は410ポンド（190 kg）でした。[ 8] : 3, 5  1979年のNASAの研究では、デブリを捕捉する低抵抗層と、その周囲を封じ込め形状を維持し、残りのタービンブレードとのさらなる相互作用を最小限に抑える高抵抗層で囲まれた「層状封じ込め構造」が提案されました。[8] : 9–11 圧縮空気銃を使用して、ブレードの発射体をいくつかの異なる封じ込め設計に発射し、複合材料を組み込んだ「層状」コンセプト設計をテストしました。[8] : 33, 43–77 

1976年の研究では、ゼネラル・エレクトリックCF6エンジンとプラット・アンド・ホイットニーJT9Dエンジンの圧縮機およびタービン段における1枚羽根、2枚羽根、4枚羽根の破片からのエネルギーを封じ込めるために必要な装甲の評価が行われた。4枚羽根の破片が発生する可能性は低かったものの、それを封じ込めるには厚さ1.212インチ（30.8 mm）の鋼板が必要となり、エンジン1基あたり110～195ポンド（50～88 kg）の重量増加が見込まれた。この研究では、エンジン搭載型の封じ込めに加えて機体にも冗長装甲を追加できると結論付けられたが、3発エンジン機では2,500ポンド（1,100 kg）の、4発エンジン機では3,000ポンド（1,400 kg）の大幅な重量増加が見込まれた。[9] : 1–3 エンジン搭載装甲に関する関連研究では、4枚のブレードの破片に耐えるための格納容器の重量は、すでに提供されている510ポンド（230kg）の格納容器材料に加えて約410ポンド（190kg）増加する必要があると結論付けられました。そのほとんどはファンセクションに必要となります。[10] : 17–19 

歴史

アメリカ合衆国

1964年6月10日に発行された航空機エンジンの耐空性基準（14 CFR 33 ）の最初の発行では、パート33.19 [11]に「圧縮機とタービンローターケースの設計は、ローターの破損による損傷を封じ込めるようにしなければならない」という耐久性要件が含まれていました。[12]耐空性基準の要件への適合性を証明するためのガイダンスを提供するために、1965年、 [13]、1968年、[14]、1970年[15]に一連の代替勧告回覧（AC）が発行されました。 1965年のAC 33-1のガイダンスでは、「破損したローターブレードとステーターベーンを封じ込めるのに十分な耐パンク性ローターハウジングまたは独立した装甲」と、「損傷したローターブレードに典型的な大きなアンバランスが発生した場合に、停止期間および低速回転時に強度マージンを確保できる」ほどの強度を持つエンジンローターとベアリングが望ましいと述べられていましたが、異物吸入後の損傷軽減に重点が置かれていました。[13] 1970年までに、AC 33-1Bは封じ込めに関するより具体的な受入基準を提供し、「エンジンケーシングの重大な破裂または危険な変形、およびエンジンケースまたはシールドの縁を貫通または超えるブレードの飛散」を防止できるものでなければならないとされました。[15]

連邦航空局は1984年2月23日に耐空性基準の修正第10号を公布し、33.19の耐久性要件を修正した。この修正では、「圧縮機およびタービンローターケースの外側にあるローターブレードの破損によって生じた破片のエネルギーレベルと軌道を定義する必要がある」という追加事項が追加され、ブレードオフテストに関するいくつかの要件が勧告回覧から新しい規則（14 CFR 33.94）に移動された。[1] [16]

1989年7月19日のユナイテッド航空232便（UA232）事故に端を発し、航空機に深刻な損傷をもたらしたエンジンの不具合（エンジンの不具合）の履歴が検証された後、この格納要件と試験要件が課されました。この事故はファンブレードの脱落ではなく、ゼネラル・エレクトリック社製CF6エンジン2番（尾翼）のファンローターディスクの欠陥が原因で、操縦装置への油圧が失われ、機体は不時着しました。この事故を受けて作成された国家運輸安全委員会（NTSB）の調査報告書における勧告の一つは、14 CFR 33を改正し、エンジン部品の評価を義務付けることでした。この評価により、どの部品が破損・分離した場合に航空機の構造とシステムに重大な脅威を与える可能性があるかが特定されます。[17] : 106  UA232事故後、FAAは1990年6月18日にAC 33-5を発行しました。[4]

UA232事故は、新たな耐空性基準の安全分析要件にもつながり、第33.75部において「高エネルギーデブリの非封じ込め」を危険なエンジン影響として定義しました。[18]これは2007年9月4日の修正第24号によって追加されました。[19]また、修正第24号は、米国の基準と当時の欧州の基準を調和させました。[20] [21] AC 33-1Bは、新しい規則とACに置き換えられた後、2015年に廃止されました。[15]

ヨーロッパ

同等のブレードオフ試験要件は、統合航空当局（JAR-E）によって策定・発行された「圧縮機およびタービンブレードの故障：エンジンの統合航空要件（JAR-E） 」のサブパートE、セクション810に規定されている。[22] JAR-Eは、 2003年10月24日に欧州航空安全機関（ASA）によって最初に承認・発行された、同一の構成を持つエンジン認証仕様（CS-E）に置き換えられた。 [23] CS-EのサブパートEとセクション810は、ブレードオフ試験にも適用される。CS-E 810の修正6では、タービンエンジンの認証を受けるには、「故障後も単一の圧縮機またはタービンブレードが封じ込められ、ブレード故障後のエンジン停止前に発生する可能性のある他のエンジン損傷の結果として、危険なエンジン影響が生じないことが実証されなければならない」と規定されている。[24]

参照

参考文献

パブリックドメインこの記事には、アメリカ航空宇宙局 のウェブサイトまたは文書からのパブリック ドメイン マテリアルが組み込まれています。

  1. ^ 14 CFR 33.94に基づく
  2. ^ 「第33.94条 - ブレード封じ込めおよびローターのアンバランス試験（連邦規則集 第14編 - 航空宇宙）」www.govinfo.gov。連邦航空局。2008年1月1日。 2020年5月24日閲覧。
  3. ^ 「グレンでアレスIの設計と開発が進行中」。Aerospace Frontiers、NASAグレン研究センター、2007年1月19日。 2021年3月2日閲覧。 パブリックドメインこの記事には、パブリック ドメインであるこのソースからのテキストが組み込まれています。
  4. ^ ab 「AC 33-5：タービンエンジンローターブレードの封じ込め／耐久性」連邦航空局（FAA）1990年6月18日。 2021年3月10日閲覧。
  5. ^ 航空機エンジン格納容器に関する報告書、AIR4003（報告書）。SAEインターナショナル。1991年1月8日。 2021年3月10日閲覧。
  6. ^ 航空機エンジン格納容器に関する報告書、AIR1537A（報告書）。SAEインターナショナル。1996年8月1日。 2021年3月10日閲覧。
  7. ^ キース・ボタン（2018年7～8月）「エンジニアリング・ノートブック：ブレードアウトの抑制」エアロスペース・アメリカ誌。 2021年3月10日閲覧。
  8. ^ abc Stotler, CL; Coppa, AP (1979年7月). 複合材ファンブレードの閉じ込め、報告書番号NASA-CR-159544 (報告書). アメリカ航空宇宙局. 2021年3月10日閲覧。
  9. ^ Gunderson, CO (1977年7月). 機体エンジンローターブレードのコンテインメント改善に関する研究、報告書番号FAA-RD-77-44 (PDF) (報告書). 米国運輸省、連邦航空局. 2021年3月10日閲覧。
  10. ^ Heermann, Karl F.; McClure, Kenneth R.; Eriksson, Richard H. (1977年8月). タービンエンジンのローターブレードのコンテインメント改善に関する研究、報告書番号FAA-RD-77-100 (PDF) (報告書). 米国運輸省、連邦航空局. 2020年3月24日時点のオリジナルよりアーカイブ(PDF) 。 2021年3月10日閲覧。
  11. ^ 14 CFR 33.19
  12. ^ 29 FR 7453
  13. ^ ab 「AC 33-1：タービンエンジン異物摂取およびローターブレード封じ込め型式認証手順」連邦航空局、1965年6月24日。 2021年3月10日閲覧。
  14. ^ AC 33-1A: タービンエンジン異物混入およびローターブレード封じ込め型式認証手順、連邦航空局、1968年6月19日
  15. ^ abc 「AC 33-1B（キャンセル） - タービンエンジン異物摂取およびローターブレード封じ込め型式認証手順」連邦航空局、1970年4月22日。 2021年3月10日閲覧。
  16. ^ 49 FR 6851
  17. ^ 航空機事故報告書：ユナイテッド航空232便、マクドネル・ダグラスDC-10-10、スー・ゲートウェイ空港、アイオワ州スーシティ、1989年7月19日｜NTSB/AAR-90/06 (PDF) (報告書)。国家運輸安全委員会（NTSB）。1990年11月1日。 2021年3月10日閲覧。
  18. ^ 14 CFR 33.75
  19. ^ 72 FR 50867
  20. ^ 71 FR 5769
  21. ^ 71 FR 40675
  22. ^ 「エンジンに関する統合航空要件の修正第13号」（PDF）。統合航空当局。2004年11月1日。2006年5月26日時点のオリジナル（PDF）からアーカイブ。
  23. ^ 「CS-E / 初版」. 欧州航空安全機関. 2003年10月24日. 2021年3月10日閲覧。
  24. ^ 「CS-E改正6」欧州航空安全機関（ESA）2020年7月1日。 2021年3月10日閲覧。直接URL
  • トレント1000、ブレードオフテストを経て飛行準備完了、Flight Global、2007年5月8日
  • ロールス・ロイス - 技術への重点投資、2006年
  • 米国国家運輸安全委員会、航空機事故報告書 NTSB/AAR-90-06、1990 年 11 月 1 日。
  • YouTubeでのタービンエンジンブレードの故障テスト
  • YouTubeでの A380 ブレードオフテスト
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