含鳥撞變形葉片的壓氣機(jī)氣動(dòng)性能數(shù)值模擬

劉雙麗，陳 偉，3，王志強(qiáng)，3，羅 剛

（1.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，2.機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室：南京 210016；3.遼寧省航空發(fā)動(dòng)機(jī)沖擊動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽(yáng) 110015）

0 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入飛鳥后，不但可能發(fā)生嚴(yán)重的機(jī)械損傷，同時(shí)極易導(dǎo)致整機(jī)性能惡化，推力降低甚至停車，危及飛行安全。為避免上述危險(xiǎn)，各國(guó)適航管理機(jī)構(gòu)頒布了適航規(guī)章，如美國(guó)FAR33部，歐洲的CSE800，中國(guó)的CCAR33部等，以法規(guī)形式規(guī)定了航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入飛鳥后應(yīng)具備的最低安全工作能力，如吸入中鳥后需要維持75%推力，吸入大型群鳥后需要維持50%推力等標(biāo)志性要求。長(zhǎng)期以來，圍繞航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸鳥后風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片的損傷、部件或整機(jī)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)、適航符合性設(shè)計(jì)與驗(yàn)證等開展了大量研究，逐漸意識(shí)到發(fā)動(dòng)機(jī)吸鳥后的結(jié)構(gòu)損傷引發(fā)的氣動(dòng)性能變化，可能是導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)性能惡化和失去推力或工作能力的重要原因，因此針對(duì)變形受損葉片或受損部件的氣動(dòng)性能持續(xù)進(jìn)行了相關(guān)研究。Imregun等采用穩(wěn)態(tài)CFD分析方法進(jìn)行了計(jì)算流體力學(xué)/有限元法（CFD/FEM）耦合計(jì)算，對(duì)人為假設(shè)的鳥撞擊損傷葉片的氣彈穩(wěn)定性問題進(jìn)行了研究；Kim等研究了70%轉(zhuǎn)速下受到不同形式損傷的風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片的氣動(dòng)穩(wěn)定性；Bohari等通過在Rotor67轉(zhuǎn)子葉片的前緣部分假設(shè)模擬鳥撞損傷變形，采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)方法獲取了風(fēng)扇在不同轉(zhuǎn)速下的特性變化；Li等研究了Rotor67轉(zhuǎn)子葉尖鳥撞損傷對(duì)旋轉(zhuǎn)失速與喘振裕度的影響；Muir等對(duì)某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇在起飛階段鳥撞的氣動(dòng)問題進(jìn)行了研究；楊杰等基于SPH法鳥撞擊發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇數(shù)值模擬技術(shù)，應(yīng)用NUMACA流體計(jì)算軟件開展了受損葉片的流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算；羅剛等建立了含有3聯(lián)受損葉片的整級(jí)風(fēng)扇CFD模型，對(duì)整級(jí)風(fēng)扇氣動(dòng)性能變化進(jìn)行了預(yù)估；陸嘉華等在平面葉柵試驗(yàn)驗(yàn)證的基礎(chǔ)上，采用數(shù)值模擬方法研究了中鳥對(duì)典型風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片造成損傷后導(dǎo)致的風(fēng)扇氣動(dòng)性能變化。

綜上所述，國(guó)外以高精度數(shù)值模擬方法為主，開展了較為深入的研究；國(guó)內(nèi)開展了部分建模、數(shù)值模擬與平面葉柵試驗(yàn)驗(yàn)證工作，其他研究絕大部分仍停留在抗鳥撞結(jié)構(gòu)分析與設(shè)計(jì)領(lǐng)域，對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)吸鳥后導(dǎo)致壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子部件的氣動(dòng)性能變化和整機(jī)性能降低過程缺乏了解，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能惡化的作用機(jī)理不夠明確，在發(fā)動(dòng)機(jī)吸鳥后氣動(dòng)性能變化的高精度虛擬分析手段亟需掌握。

本文針對(duì)含有鳥撞變形葉片風(fēng)扇/壓氣機(jī)氣動(dòng)性能分析的需求，建立了NASA Rotor37轉(zhuǎn)子在鳥撞前后的氣動(dòng)性能CFD分析模型，開展了數(shù)值模擬，采用試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了方法驗(yàn)證，并開展了對(duì)比分析與方法流程研究工作。

1 鳥撞變形葉片的幾何建模

1.1 葉片模型選取

為研究壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片受到鳥撞發(fā)生變形后其氣動(dòng)性能的變化，本文選擇了NASA公開的Rotor37轉(zhuǎn)子葉片作為研究對(duì)象，Rotor37轉(zhuǎn)子是NASA Glenn Research Center于20世紀(jì)70年代設(shè)計(jì)的低展弦比的核心壓氣機(jī)跨聲速第1級(jí)轉(zhuǎn)子，其整級(jí)具有36片葉片，葉尖相對(duì)馬赫數(shù)為1.48，轉(zhuǎn)速為17188 r/min，該轉(zhuǎn)子的性能參數(shù)在跨聲速壓氣機(jī)中具有典型性，并有詳細(xì)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，可作為數(shù)值模擬方法的有效驗(yàn)證依據(jù)。Rotor37轉(zhuǎn)子單片葉片幾何模型如圖1所示。

圖1 Rotor37轉(zhuǎn)子單片葉片幾何模型

1.2 葉片幾何建模流程

采用基于跡線提取的半自動(dòng)建模方法建立適用于氣動(dòng)性能分析的變形葉片幾何輸入模型。首先建立鳥撞葉片的有限元模型，在建模分網(wǎng)時(shí)排布葉片跡線的節(jié)點(diǎn)編號(hào)；隨后在沖擊動(dòng)力學(xué)分析軟件LS-DYNA中開展鳥撞葉片瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析，輸出含有上述跡線節(jié)點(diǎn)坐標(biāo)的文件，通過對(duì)節(jié)點(diǎn)編號(hào)進(jìn)行編程排布，生成符合氣動(dòng)分析軟件NUMECA適用的GEOMTURBO文件，導(dǎo)入NUMECA中生成幾何模型。鳥撞變形葉片的幾何建模流程如圖2所示。

圖2 鳥撞變形葉片的幾何建模流程

1.3 鳥撞變形葉片的幾何模型

建立了小鳥撞擊含2聯(lián)葉片的Rotor37轉(zhuǎn)子葉片有限元模型，將Rotor37轉(zhuǎn)子撞擊前的2聯(lián)葉片幾何模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，選用Solid164實(shí)體單元，采用SPH方法進(jìn)行鳥體建模，將鳥體設(shè)置為長(zhǎng)徑比為2的圓柱體模擬鳥，由于葉片尺寸較小，因此取鳥體質(zhì)量為9 g。鳥體撞擊位置設(shè)置在50%葉高，鳥體與葉片間采用點(diǎn)面侵徹接觸方式，對(duì)葉片進(jìn)行根部約束及旋轉(zhuǎn)狀態(tài)設(shè)置，鳥體以100 m/s的入射速度被100%轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)的葉片切割。在建模時(shí)，對(duì)葉片網(wǎng)格加密區(qū)域的跡線進(jìn)行了節(jié)點(diǎn)編號(hào)，所建立的有限元模型如圖3所示。

葉片材料采用PLASTIC_KINEMATIC模型，具體參數(shù)見表1。鳥體采用彈塑性水動(dòng)力本構(gòu)模型與多項(xiàng)式方程描述其大變形特征。鳥體材料參數(shù)見表2。

圖3 NASA rotor37轉(zhuǎn)子的鳥撞有限元模型

表1 葉片材料參數(shù)（TC4）

表2 鳥體材料參數(shù)

葉片受到鳥撞的數(shù)值模擬殘余變形網(wǎng)格模型如圖4所示。

圖4 鳥撞葉片的數(shù)值模擬殘余變形網(wǎng)格模型

從圖中可見，模擬圓柱鳥體沿發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣方向撞擊葉片，在撞擊位置使葉片前緣發(fā)生了波浪形鼓包變形，其中受到鳥體撞擊的葉片中間部位的殘余變形幅值最大，對(duì)該模型的變形跡線節(jié)點(diǎn)進(jìn)行編程排布，生成GEOMTURBO文件并導(dǎo)入NUMECA中建立含變形葉片的整級(jí)葉片幾何模型，如圖5所示。

圖5 含變形葉片的整級(jí)葉片幾何模型

從圖中可見，模型包含了1片鳥撞后變形的葉片和35片完好葉片，構(gòu)成了整級(jí)葉片氣動(dòng)分析用幾何模型。

2 鳥撞變形葉片的氣動(dòng)性能數(shù)值模擬方法

2.1 含變形葉片的整級(jí)葉片流場(chǎng)計(jì)算模型的CFD網(wǎng)格劃分

對(duì)整級(jí)葉片幾何模型（圖5）進(jìn)行全3維的黏性流場(chǎng)計(jì)算用CFD網(wǎng)格劃分，針對(duì)受損轉(zhuǎn)子的網(wǎng)格劃分采用NUMECA軟件中的IGG-Autogrid5模塊。葉片區(qū)域網(wǎng)格的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)采用O4H型，葉片上、下游網(wǎng)格為H型，葉尖徑向間隙內(nèi)網(wǎng)格為蝶形。第1層網(wǎng)格厚度為0.003 mm，徑向設(shè)置了73個(gè)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)，葉尖徑向間隙內(nèi)設(shè)置了13個(gè)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)。該受損轉(zhuǎn)子整級(jí)36片葉片通道的總網(wǎng)格量約為4166萬。網(wǎng)格劃分結(jié)果見表3并如圖6所示。

表3 含變形葉片的Rotor37轉(zhuǎn)子整級(jí)葉片的計(jì)算域網(wǎng)格參數(shù)

2.2 數(shù)值模擬方法

數(shù)值模擬和分析目的在于計(jì)算含變形葉片的壓氣機(jī)穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)性能，為保證計(jì)算的效率和穩(wěn)定性，采用定常計(jì)算的方法，開展含變形葉片的全通道全3維流場(chǎng)數(shù)值模擬。受到鳥撞受損后的Rotor37轉(zhuǎn)子整級(jí)全3維流場(chǎng)數(shù)值模擬采用NUMECA軟件中的Fine/Turbo模塊完成。采用時(shí)間推進(jìn)法求解3維雷諾平均的NS方程，時(shí)間項(xiàng)采用4階Runge-Kutta法迭代求解，空間離散采用2階精度的中心差分格式進(jìn)行，湍流模型選用S-A模型。Rotor37整級(jí)全3維流場(chǎng)定常數(shù)值模擬結(jié)果的可靠性采用文獻(xiàn)[22]中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行驗(yàn)證。

圖6 受損Rotor37轉(zhuǎn)子整級(jí)葉片流場(chǎng)計(jì)算網(wǎng)格

3 含鳥撞變形葉片的壓氣機(jī)氣動(dòng)性能數(shù)值模擬結(jié)果分析

3.1 Rotor37轉(zhuǎn)子鳥撞前后氣動(dòng)特性對(duì)比

Rotor37轉(zhuǎn)子受到鳥撞受損前后的氣動(dòng)性能對(duì)比如圖7所示。圖中黑色方點(diǎn)為文獻(xiàn)[22]給出的試驗(yàn)測(cè)量得到的完好Rotor37轉(zhuǎn)子特性，藍(lán)線為計(jì)算得到的完好轉(zhuǎn)子的氣動(dòng)特性，橙線為計(jì)算得到的受到鳥撞后轉(zhuǎn)子的氣動(dòng)特性。

圖7 Rotor37轉(zhuǎn)子受到鳥撞受損前后氣動(dòng)性能對(duì)比

從圖中可見，鳥撞導(dǎo)致葉片變形后，該轉(zhuǎn)子的氣動(dòng)性能明顯降低，在所有能穩(wěn)定工作的流量狀態(tài)下，受到鳥撞后轉(zhuǎn)子的壓比和效率都要明顯小于鳥撞前的，相關(guān)參數(shù)變化結(jié)果見表4。

表4 鳥撞前后轉(zhuǎn)子氣動(dòng)特征參數(shù)對(duì)比

從表中可見，數(shù)值模擬獲得的轉(zhuǎn)子受到鳥撞前的特性與試驗(yàn)結(jié)果比較接近，說明本文所采用的數(shù)值模擬方法是可靠的。而從鳥撞前后數(shù)值模擬獲得的轉(zhuǎn)子氣動(dòng)特性的對(duì)比可見，鳥撞后的轉(zhuǎn)子氣動(dòng)性能較撞擊前的雖然明顯降低，但是鳥撞前后的特性變化規(guī)律一致，說明該數(shù)值模擬結(jié)果能夠較合理地反映出含有變形葉片的轉(zhuǎn)子氣動(dòng)性能影響的一般規(guī)律，說明本文針對(duì)受損葉片所采用的氣動(dòng)性能計(jì)算方法較為有效。

3.2 鳥撞后的Rotor37轉(zhuǎn)子流場(chǎng)分析

3.2.1 堵塞和最大效率工況下的流場(chǎng)分析

在堵塞工況和最大效率工況下，Rotor37轉(zhuǎn)子受到鳥撞后不同軸向截面相對(duì)馬赫數(shù)分布分別如圖8、9所示。圖中的4個(gè)軸向截面分別位于轉(zhuǎn)子上游、葉排中間、轉(zhuǎn)子下游以及計(jì)算域出口。

圖8 Rotor37轉(zhuǎn)子受到鳥撞后不同軸向截面相對(duì)馬赫數(shù)分布（堵塞工況）

圖9 Rotor37轉(zhuǎn)子受到鳥撞后不同軸向截面相對(duì)馬赫數(shù)分布（最大效率工況）

從圖8中可見，整體而言，在該狀態(tài)下轉(zhuǎn)子通道內(nèi)的流動(dòng)狀態(tài)較好。在遠(yuǎn)離變形葉片的區(qū)域，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)較為一致，流動(dòng)的周向不均勻性并不顯著。但是在變形葉片區(qū)域，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)還是呈現(xiàn)出了明顯不同。主要表現(xiàn)為在變形葉片的吸力面與相鄰葉片壓力面所形成的通道內(nèi)存在大范圍的低速區(qū)，其產(chǎn)生原因是葉片變形后，相應(yīng)徑向位置處的葉型幾何進(jìn)口角大幅增大，有的甚至超過90°（圖6（d）的54%葉高位置），導(dǎo)致氣流攻角也大幅增大，從而引發(fā)了受損葉片吸力面附面層的流動(dòng)分離，堵塞了葉片通道，降低了整個(gè)轉(zhuǎn)子的流動(dòng)能力，進(jìn)而使轉(zhuǎn)子在堵塞工況下的流量減小，這與圖7中的結(jié)果一致。進(jìn)一步觀察受損葉片通道中低速區(qū)的發(fā)展可見，在該狀態(tài)下隨著氣流向下游的發(fā)展，在主流的摻混作用下，該低速區(qū)的影響逐漸減弱，在轉(zhuǎn)子下游截面，其速度已得到明顯提升。再觀察計(jì)算域出口截面發(fā)現(xiàn)，出口截面的相對(duì)馬赫數(shù)分布已比較均勻，上游低速區(qū)的影響已基本消失。

對(duì)比圖8、9可見，在最大效率工況以及堵塞工況下，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)并沒有明顯變化，主要特點(diǎn)還是表現(xiàn)為在變形葉片附近的流動(dòng)受到了葉片變形帶來的影響；而在遠(yuǎn)離變形葉片的區(qū)域，各通道內(nèi)流動(dòng)的一致性較好。由于受損葉片的變形使來流攻角增大，導(dǎo)致氣流在受損葉片吸力面附近形成了大范圍的分離區(qū)。

在堵塞工況下不同S流面的相對(duì)馬赫數(shù)分布如圖10所示。結(jié)合圖8、10可見，由于該受損葉片的變形位置主要在40%葉高以上，在葉根附近沒有明顯變形。從圖10（a）中可見，在10%葉高位置，受損葉片通道的流動(dòng)狀態(tài)相對(duì)較好，未出現(xiàn)明顯的附面層分離現(xiàn)象；而從圖10（b）、（c）中可見，在54%葉高以及95%葉高處由于葉片變形嚴(yán)重，都出現(xiàn)了由附面層分離導(dǎo)致的低速流動(dòng)區(qū)域。從圖10中還可見，3個(gè)不同葉高截面上等熵馬赫數(shù)分布由于受到受損葉片通道堵塞的影響，受損葉片前緣上游弓形激波的形態(tài)和位置與其它葉片也有明顯區(qū)別，通道的堵塞作用類似于提高了激波后的反壓，使得激波強(qiáng)度增大，激波后的馬赫數(shù)出現(xiàn)了明顯降低；該葉片弓形激波的位置相比于其它葉片前緣的激波更靠近上游；與受損葉片左側(cè)相鄰的約5個(gè)葉片通道（與轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)方向相反）的流動(dòng)都受到了該葉片上游弓形激波的左支——外伸激波的影響，其上游的來流馬赫數(shù)也相應(yīng)偏低；由于受損葉片外伸激波減弱，在受損葉片左側(cè)第6個(gè)葉片通道上游，激波后的馬赫數(shù)迅速提高，形成了局部高馬赫數(shù)區(qū)域；雖然受損葉片吸力面附面層的分離發(fā)生在通道上部，但是其形成的堵塞作用卻是3維的，因?yàn)樵?0%葉高截面上也可以看到，其前緣的外伸激波強(qiáng)度較大，激波后的馬赫數(shù)出現(xiàn)了明顯降低，說明通道內(nèi)附面層分離引起的堵塞作用是空間3維的。

圖10 在堵塞工況下不同S1流面的相對(duì)馬赫數(shù)分布

3.2.2 近失穩(wěn)工況下的流場(chǎng)分析

Rotor37轉(zhuǎn)子在受到鳥撞后在近失穩(wěn)工況下不同軸向截面相對(duì)馬赫數(shù)分布如圖11所示。

Rotor37轉(zhuǎn)子在受到鳥撞后，在近失穩(wěn)工況下不同S流面相對(duì)馬赫數(shù)分布、變形葉片區(qū)域和遠(yuǎn)離變形葉片區(qū)域相對(duì)馬赫數(shù)為0.2的等值面分別如圖12~14所示。

圖11 Rotor37轉(zhuǎn)子在受到鳥撞后近失穩(wěn)工況下不同軸向截面相對(duì)馬赫數(shù)分布

圖12 Rotor37轉(zhuǎn)子在受到鳥撞后在近失穩(wěn)工況下變形葉片附近區(qū)域相對(duì)馬赫數(shù)為0.2的等值面

與前2種工況相比，在近失穩(wěn)工況下，Rotor37轉(zhuǎn)子內(nèi)的流動(dòng)發(fā)生了較明顯變化。主要表現(xiàn)為：在該工況下，變形葉片通道內(nèi)的低速區(qū)范圍明顯增大，并且在其相鄰?fù)ǖ纼?nèi)的近葉尖區(qū)域也出現(xiàn)了貫穿整個(gè)通道的低速區(qū)。從圖12中的變形葉片區(qū)域的低馬赫數(shù)等值面的位置和形狀可見，2個(gè)通道的低速區(qū)在葉片下游連成了較大區(qū)域的低速團(tuán)。從圖13（c）中可見，出現(xiàn)這一現(xiàn)象的原因應(yīng)該是，隨著該轉(zhuǎn)子的節(jié)流，轉(zhuǎn)子下游的背壓逐漸增大，轉(zhuǎn)子上游的激波強(qiáng)度也逐漸增大，波后馬赫數(shù)逐漸降低，攻角進(jìn)一步增大，導(dǎo)致分離區(qū)也進(jìn)一步增大。

圖13 Rotor37轉(zhuǎn)子在受到鳥撞后在近失穩(wěn)工況下不同S1流面相對(duì)馬赫數(shù)分布

圖14 Rotor37轉(zhuǎn)子在受到鳥撞后在近失穩(wěn)工況下遠(yuǎn)離變形葉片區(qū)域相對(duì)馬赫數(shù)為0.2的等值面

另外，從圖11、13（c）以及圖14中可見，在近失穩(wěn)工況下，與變形葉片間隔4個(gè)葉片通道（與轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)方向相反）的葉尖區(qū)域也出現(xiàn)了大范圍的低速區(qū)。該低速區(qū)占據(jù)的周向范圍較大，約6個(gè)葉片通道。這可能是因?yàn)槭艿阶冃稳~片上游外伸激波影響的區(qū)域來流馬赫數(shù)較小，而該外伸激波影響開始消失的區(qū)域的流速又突然增大，導(dǎo)致這些位置處的葉片前緣激波強(qiáng)度增大，在葉尖泄漏流的共同影響下，這些葉片通道內(nèi)的流動(dòng)狀態(tài)惡化，引起了流動(dòng)的分離，形成了大范圍的低速區(qū)。同樣，這些區(qū)域的低速區(qū)也會(huì)引起流道的堵塞，其作用類似于受損葉片通道內(nèi)的低速區(qū)，從而進(jìn)一步導(dǎo)致在間隔了若干個(gè)葉片通道后，又形成了1個(gè)葉尖局部低速區(qū)。這些葉尖局部低速區(qū)與失速團(tuán)的形式非常接近，其存在導(dǎo)致該轉(zhuǎn)子很快進(jìn)入失穩(wěn)工況。此外，這些低速區(qū)的存在也導(dǎo)致總壓損失和熵的增大，使得該轉(zhuǎn)子的壓比和效率明顯降低，這與圖7給出的該受損轉(zhuǎn)子的性能變化情況吻合。

以上針對(duì)Rotor37轉(zhuǎn)子受到鳥撞前后的氣動(dòng)性能以及3種典型工況下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析表明，本文針對(duì)含鳥撞變形葉片的Rotor37轉(zhuǎn)子所采用的全通道全3維黏性流場(chǎng)數(shù)值模擬方法可行，其結(jié)果合理，利用該方法可以較準(zhǔn)確地計(jì)算出含變形葉片轉(zhuǎn)子內(nèi)部的流場(chǎng)細(xì)節(jié)，并獲得其氣動(dòng)性能的變化特性。

4 結(jié)論

（1）本文發(fā)展的鳥撞變形葉片的幾何建模流程可有效建立含有變形葉片的風(fēng)扇/壓氣機(jī)氣動(dòng)分析幾何模型；

（2）Rotor37轉(zhuǎn)子氣動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證了本文提出的氣動(dòng)性能數(shù)值模擬方法合理有效；

（3）Rotor37轉(zhuǎn)子鳥撞前后的氣動(dòng)性能特征參數(shù)變化以及3種典型工況下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析表明，在本文構(gòu)建的鳥撞葉片變形條件下，該轉(zhuǎn)子的壓比、效率等氣動(dòng)性能特征參數(shù)明顯降低，穩(wěn)定工作邊界明顯縮減；

（4）數(shù)值模擬結(jié)果表明，攻角增大導(dǎo)致的局部氣流分離及并發(fā)的低速流動(dòng)行為的耦合是轉(zhuǎn)子氣動(dòng)性能惡化與轉(zhuǎn)子進(jìn)入失穩(wěn)工況的主要原因。