发动机典型故障的统计分析 毕业论文

发动机典型故障的统计分析 毕业论文 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 分类号 编 号 U D C 密 级 中国民航飞行学院 发动机典型故障的统计分析 目 Statistical analysis of typical faults of engine ngin? Fault analysis and maint?nanc? of 作者姓名 Aircraft 专业名称 航空工程学院 指导教师姓名及职称 提交日期 答辩日期 2013年6月08日 2013 年7月15日 答辩委员会主任 评 阅 人 年 月 日 2013 6 08 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 发动机典型故障的统计分析 摘 要 航空发动机属于高速旋转式机械，处于高转速)高负荷(高应力)和高温的环境下工作;发动机又由许多零组件构成，即其本身工作状况和外界环境都十分复杂，使发动机容易出现故障，因此航空发动机属于多发性故障的机械。由于航空发动机本身所具有的特点，其故障模式与排除故障的方法也都具有了一定的特殊性。本论文第一章介绍了航空发动机故障与可靠性，及故障分析与排故的一般方法，后面四章分别列举分析了四个故障(发动机喘振故障分析)压气机转子叶片故障分析)管路系统振动机制及故障分析、某发动机?级涡轮盘篦齿裂纹故障分析)，这些都是发动机的最典型的故障，也是比较容易发生故障的部分。 关键词:航空发动机，可靠性，故障，喘振，叶片，管路系统，涡轮盘篦齿，裂纹 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 Statistical analysis of typical faults of engine Abstract: Aviation engine belongs to the high-speed rotary machinery ， in the high speed， high load (high stress) and high temperature environment; The engine is composed of many components， the working condition and the external environment are very complex， the engine is prone to failure， Mechanical therefore engine belongs to multiple faults. Due to the characteristics of aviation engine itself has， So failure mode and troubleshooting method has certain particularity. The first chapter of the thesis introduces the aeroengine fault and reliability，and the general method of fault analysis and troubleshooting， the last four chapters analyze four fault(Analysis of engine fault diagnosis， Analysis of compressor rotor blade failure， Analysis of vibration mechanism and fault system pipeline， Analysis of an engine of turbine disk labyrinth crack fault)， these are the most typical breakdown of engine， Is more prone to failure of the part. Key Words: Engin，Reliability，Fault， Surge，Blade， Pipeline system，Turbine disc labyrinth， Crack 目 录 摘要 ............................................................................ ? Abstract ....................................................................... ? 第1章 绪论 ...................................................... 错误～未定义书签。1 1.1 发动机概述 .................................................. 错误～未定义书签。1 1.2 可靠性和故障 .................................................................. 2 1.2.1 可靠性 .................................................................. 2 1.2.2 故障 .................................................................... 3 1.3 故障分析与排故方法 ............................................................ 4 第2章 压气机喘振故障分析 .................................................. 7 2.1 喘振概述 ...................................................................... 7 2.2 喘振时的现象 .................................................................. 7 2.3 喘振的根本原因分析 ............................................................ 8 2.4 防喘措施及其优缺点分析 ....................................................... 10 2.4.1压气机中间级放气 ....................................................... 10 2.4.2可调进口导流叶片和静叶片 ............................................... 11 2.4.3双转子轴流压气机 ....................................................... 13 2.4.4气缸(机匣) 处理技术 .................................................... 14 第3章 压气机转子叶片故障分析 ............................................. 18 3.1 概述 ......................................................................... 18 3.2压气机转子叶片受环境影响的损伤特征和有关安全准则与 ....................... 19 3.3压气机转子叶片断裂失效分析 ................................................... 20 3.3.1压气机叶片断裂故障分析 ................................................. 20 3.3.2预防和排除叶片断裂故障的措施 ........................................... 25 第4章 液压管路系统振动故障分析 ........................................... 30 4.1发动机管路振动的危害 ......................................................... 30 4.2管路系统振动机制及故障诊断 ................................................... 31 4.2.1管路振动的分类 ......................................................... 31 4.2.2转子不平衡力和流体的脉动压力引起的振动 ................................. 31 4.2.3卡门旋涡引起的振动 ..................................................... 32 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 4.2.4液压管路系统的耦合振动 ................................................. 32 4.3 故障诊断及其研究方向 ......................................................... 33 4.4 结论 ......................................................................... 35 第5章 涡轮盘篦齿裂纹故障分析 ............................................. 36 5.1 概述 ......................................................................... 36 5.2某发动机?级涡轮盘篦齿裂纹故障分析 ........................................... 37 5.2.1篦齿应力分析 ............................................................ 37 5.2.2篦齿残余应力测量 ........................................................ 37 5.2.3带篦齿裂纹?级涡轮盘的低循环疲劳试验 .................................... 38 5.2.4篦齿裂纹萌生与扩展分析 .................................................. 39 5.2.5带篦齿裂纹?级涡轮盘超转储备系数估算 .................................... 40 5.2.6篦齿裂纹断口分析 ........................................................ 40 5.2.7该发动机的相关故障 ...................................................... 41 5.3预防与对策 ................................................................... 42 结论 ............................................................................. 45 致谢 ............................................................................ 46 参考文献 ......................................................................... 47 II 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 第1章 绪论 现代航空发动机要求我们必须满足“三性”，即适应性，可靠性和维修性。航空发动机作为飞机的心脏，其安全性和可靠性最为重要。没有一个强健的心脏，就无法为飞机这个庞大的身躯提供新鲜的血液，就无法支撑它遨游于天空。现代航空发动机在“三性”指标下，采取了很多的措施，其中最重要的环节就是减少故障率。发动机的故障与可靠性是矛盾的两个方面，要想提高可靠性，就必须减少故障和故障率。因此研究故障问题，有利于确保航空发动机的可靠的工作，有利于指导航空维修工作，有利于总结改进航空发动机的性能，对我们意义重大。 1.1 发动机概述 二十世纪以来，特别是第二次世界大战之后，航空和空间技术出现了飞跃式的发展，技术更新更是日新月异。现在，飞机已经成为一种重要的)不可缺少的作战武器和运输工具。飞机的飞行速度)高度)航程)载重量和机动作战的能力，也都已达到了相当高的水平。这些成就的取得，在很大程度上取决于动力装置——航空发动机的发展。 航空发动机可分为活塞式发动机和空气发动机，由于活塞发动机的性能已远远达不到人类国防的要求，在军用领域已几乎全部被淘汰，因此失去了进一步发展的机会。而在空气发动机中，燃气涡轮发动机是目前应用最广泛的发动机，它主要由压气机、燃烧室和涡轮组成。空气在压气机中被压缩后，进入燃烧室，与喷入的燃油混合燃烧，生成高温高压燃气。燃气在膨胀过程中驱动涡轮做高速旋转，将部分能量转变为涡轮机械能。涡轮带动压气机不断吸入空气并进行压缩，使发动机能连续工作。这就是燃气涡轮发动机工作的基本原理。压气机、燃烧室和涡轮这三大部件组成了燃气涡轮发动机的核心机，按核心机出口燃气可用能量的利用方式不同，燃气涡轮发动机分为涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺桨发动机、涡轮桨扇发动机、涡轮轴发动机和垂直起落发动机等。 发动机是体现飞机性能的主要部件。然而，发动机属于高温、高速)高负荷(高应力)旋转式机械;又由于发动机由许多零组件构成，即本身工作情况和外界环境都十分复杂，使发动机容易出现故障，因此航空发动机属于多发性故障的机械。发动机出现故障，特别是严重的故障时，会造成巨大的经济损失与恶劣的社会影响，是一件坏事;但 1 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 是如果能认真对待，进行细致分析，找出故障原因，坏事就能变成好事。这是因为找出故障的根源，是对发动机中的某些本质问题的进一步的了解，是一种知识财宝，不仅能举一反三地将它用于在役发动机的改进中，以提高其可靠性与性能，而且将丰富人们对发动机的认识，充实研制发动机的能力，从而能设计、制造出更好的发动机。 1.2 可靠性和故障 航空发动机集热力、气动、燃烧、传热、结构强度、控制与测试等多学科于一身，温度、压力、应力、间隙和腐蚀等工作条件非常苛刻，且对质量、可靠性、寿命等要求又极高。工作时在高温高压的环境中以高转速运转，所受的载荷复杂多变，且由于现代大推重比航空发动机的设计性能要求，使得其结构日趋单薄。因此航空发动机出现的故障模式多，故障出现的几率高，故障的危害大，使用寿命短。因此，航空发动机的可靠性是至关重要，同时也是航空发动机性能能否得到发挥的重要衡量指标。航空发动机的可靠性和故障是发动机用户 、维修单位、生产厂、设计研制单位和国家主管部门都十分关心的问题 。研究装备的可靠性是为了提高装备的完好性和任务的完成性，保障装备和人员的安全，减少寿命内的费用。 1.2.1 可靠性 [1]可靠性是指产品在规定的条件下和规定的时间内完成规定功能的能力。 对航空发动机而言 ，其可靠性是指:“在规定的飞行包线 、环境和使用条件下 ，在规定的寿命期内，无故障工作的能力”。可靠性是飞机的一种复杂特性，而不是一个孤立特性，它还与发动机的安全性，维修性，寿命，经济性和可用性紧密联系并相互影响，它是无故障特性、维修性、耐久性和贮存性的综合。无故障性是飞机在完成飞行任务期间能连续保持工作状态的一种特性。维修性是飞机对预报和发现故障与损坏产生的原因，并通过维护和修理保持和恢复工作状态的适应性的一种特性。维修性包含在飞机的一个更一般的特性即维修工艺性之中。维修工艺性是飞机对一切形式的维护和修理工作包括加油、充填、装卸等的适应性。耐久性是飞机按规定的维护和修理体制在达到极限状态之前能保持工作状态的一种特性。耐久性表征飞机在达到极限飞行时间和期限之前使用的经济合理性。贮存性是飞机在贮存和运输期间以及之后能保持无故障性耐久性和维修性指标的一种特性。 2 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 1.2.2 故障 一台航空发动机发展是伴随着故障的频繁发生、排除、再发生与再排除的过程，即使是比较成熟的航空发动机，在使用很长时间与积累了丰富经验后，也还会出现故障甚至是严重的故障。航空发动机的故障率很难有一个标准的统计数量，故障类型十分复杂，总体 [2]上可分为性能故障、结构强度故障及附件系统故障。从我国航空发动机的故障统计中发 现，发动机性能故障约占总故障的10%~20%;发动机结构强度故障约占总故障的60%~70%[3] 。 1(性能故障:多表现在发动机推力下降、转速摆动、耗油率过高、排气温度高、空中熄火和放炮等现象。其故障比例约占航空发动机总故障的10?~20?。性能故障多表现在发动机研制的早期，易于在厂内试车或出厂前发现和排除。有时发动机老化也出现性能故障，属于寿命后期的耗损故障。 2(结构强度故障:结构强度故障反映的方面极广，类型众多，且往往后果严重。大体上有强度不足而破坏与损伤，高周疲劳，低周疲劳，热疲劳损伤，蠕变与疲劳交互作用损伤现象等。 这些故障构成发动机主要故障事件，约占发动机总故障的60,,80,，故障比例相当高，对发动机的安全构成主要威胁。 3(附件系统故障:由于组成附件系统的零、组件形式比较多，其中有电子元器件、机械元器件、外购成品与器件等。故其故障现象，将依其各自特点进行分析。 故障率:指工作到某一时刻尚未发生故障产品或设备，在该时刻后的单位时间内发生故障的概率。为产品或设备可靠性的一种基本参数。 故障率可分为:平均故障率和瞬时故障率两种，其定义分别为: 1(平均故障率是在规定的条件下和规定的时间内，产品或设备的故障总数与寿命单位总数之比。 2(时故障率是在规定的条件下，工作到某时刻尚未发生故障的产品或设备，在该时刻后单位时间内发生故障的概率。 从故障分析的浴盆曲线(如图1-1)看出，可分为早期型，偶发型和损耗型故障。从发动机在全寿命期间故障发作的表现形式看，以偶发型故障最为严重。我国航空发动机的大多数严重故障多为使用寿命期间偶发型故障，偶发型故障事件所带来的损失往往 3 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 是难以估量的。发动机中的早期型故障为磨合型故障，属于设计、使用不合理的早期暴露，故障的存在和发作是合乎情理的，比较容易解决，只要故障判断准确，对症下药，就可以从根本上解除。损耗型故障又称老化故障，发生在使用后期或者发动机延寿阶段出现。 图1-1 故障浴盆曲线图 故障的发生与排除是要经过一个阶段时间的认识过程的，不能仅局限于在材质、工艺和操作几方面寻求原因，也不能认为出现一次就是偶然性故障，存以侥幸心理。大量的事实和血的教训告诉我们，对待故障，一开始就要引起足够的重视，要从故障产生的根源上找原因，要严肃对待每一环节，从内因分析故障和排除故障。随发动机生产批量的增加和使用无限期的增长，发动机的故障现象朝如下方面变化: 1(消耗型故障现象增多。 2(故障由冷端部件向热端部件转化，即热端部件故障现象与故障率增多。如近年来发生的涡轮叶片断裂，涡轮盘端面封严齿裂纹和导向器叶片变形等。 3(出现热疲劳，蠕变(叶片伸长)和疲劳，蠕变交互作用的疲劳现象。 4(出现转子系统故障。如发生压气机转子变形，串动，不平衡加大与轴承严重磨损等故障。 1.3 故障分析与排故方法 对故障研究分析和排故工作是一项综合的技术工程，不仅是研究故障现象和确定故障性质，更主要的是研究故障产生的原因，产生的环境以及排除方法。发动机故障分析与排故方法都有其一定规律和内在联系，通常可采用以下的步骤和方法，如图1-2所示。 4 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 图1-2 故障分析和排故方法 1(故障史调研 零组件发生故障，首先要对该零组件原始设计情况进行查阅、调查研究。查看是否存在有不合理的设计现象，是否存在潜在缺陷。查看其使用状态和使用环境等，同时了解该零件的故障历史、发生频率等内容。 2(故障现场调研 与使用环境。除对故对故障现场进行周密调研、记录并研究其故障现象、使用条件 障件进行详细现场现象记录外，应保护好故障件及其相关件。还应对操作人员,驾驶员,进行调查，记载故障发生前后的情况，了解人为因素的影响性质。 3(材质与金相分析 对故障的材质进行查对，检查该零件生产批次、力学特性、加工质量和零件的储存情况等。故障件的金相分析是十分重要的，通过金相分析可以决定该故障属何种模式和性质，如强度不足断裂，或高、低循环疲劳断裂等。 4(故障再现试验分析 零件故障除对偶然性故障不作故障再现分析外，为进行故障机理研究，对重复出现的故障必须进行故障再现试验。 5(故障机理理论分析 故障机理的理论分析是故障分析与排良好的效果。 6(故障机理的试验研究 故障机理的试验研究与故障机理的理论研究是故障分析中两项并行的重要工作。 5 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 故障机理的试验研究是以一定的试验方法，研究故障发生的原因、条件和现象。与理论研究并行以确定故障性质。故障机理试验研究可对故障件单独进行等效试验，或在专门的试验装置上进行模拟、等效试验，也可在发动机整机地面试车状态进行等效模拟与真实环境下的试验。这是一项比较复杂，但很有实效的试验工作。 7(排故措施与隔离措施 故障排除措施与隔离措施是故障分析的后期工作，当故障原因得以解释或找到后，依其机理和现象，采取相应排故措施。 排故措施依故障机理不同而异。例如对强度不足引起的故障，只需改变零件结构设计、可满足排故要求。如零件属共振疲劳，则可改变零件的固有频率，即从调频措施的内因或改变激振频率的外因两方面着手，目的是要避开共振状态。 8(改善后的实施考核 经故障分析提出排故措施后，还需装机进行实地考核，或进行发动机的飞行考核。经过排故的零件，一般情况下故障不会再出现，其可靠性提高。但有些不恰当的排故措施反而会使其可靠性降低，这样就得重新研究进行改进。所以说排故过程是产品可靠性增长的试验过程。 9(效果分析与使用信息反馈 经排故后的零件投入使用考核，要及时分析其使用效果，好则使用，否则还需要进一步改进。故障分析与排故中的所有反馈资料都十分宝贵，为该项产品或同类产品积累了经验和教训，可供新产品设计、老产品改进参考。 航空发动机零组件的故障分析与排故是一项系统工程，有着严密的科学性、现实性、实用性和经济性，是可靠性、安全性分析中的重要环节之一。 6 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 第2章 压气机喘振故障分析 随着民用航空业不断发展，航空器安全可靠性越来越受到重视，保障航空器的安全运行关乎生命财产。而在众多影响航空器安全的因素中，发动机喘振是造成航空器不安全重要因素之一。喘振是燃气涡轮发动机压气机一种不正常的工作现象，也是燃气涡轮发动机的特有故障。发动机喘振时，性能变差，而且严重的喘振是发动机的致命故障，可能导致发动机空中停车甚至发动机致命损坏。如果处置不当，使发动机在喘振工作条件下时间稍，压气机、涡轮等部件就会因高温和振动而严重损坏。研究分析发动机喘振的原因和条长 件，制定预防措施，尽可能减少发动机喘振的发生以及喘振一旦发生所带来的不良影响，确保航空发动机的安全可靠性。 2.1 喘振概述 一般来说，喘振是发动机的一种不正常工作状态，其主要发生的区域是在压气机。发动机喘振是一种沿压气机轴线方向发生的低频率、高振幅的振荡现象，是由压气机内的空气流量和压气机转速偏离设计状态过多而引发的。由于压气机是根据设计点的气动参数进行设计的，当工作在非设计状态时，各级的速度三角形和设计点不同， 即非设计点的参数与压气机的几何形状不协调， 这时各级的流量系数大大偏离了设计值，造成气流攻角 [4]过大或过小，从而产生了喘振。相关研究表明喘振可以分为两种:一种为由突变失速引起 [5]的压气机喘振;另一种为由渐变叶片排失速引起的压气机喘振。其中后者主要发生在单级或级数较少的压气机中，本文中不作重点讨论。喘振的后果严重，一旦压气机进入喘振状态，这种低频率高振幅的气流振荡成为一种很大的激振力来源，它会导致发动机机件的强烈机械振动和热端超温，并在很短的时间内造成机件的严重损坏， 所以在任何状态下都不允许压气机进入喘振区工作。 2.2 喘振时的现象 由于环境因素的影响，轻微的喘振是无法避免的，而一旦发生严重喘振时会出现发动机转速的忽大忽小、声音由尖哨转变为低沉、转速的下降、推力突然下降并且有大幅度的波动、排气温度急剧升高、有低沉噪音或放炮声、压气机气流倒流、发动机强烈振动、喷 7 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 火、气流中断熄火停车等现象，更甚者将使叶片在短时间内大量折断，乃至使整台压气机的叶片“剃光头”。 因此， 一旦发生上述现象， 必须立即采取措施， 使压气机退出喘振状态。反推力装置使用不当， 会造成超温; 当飞机滑跑速度很低时， 反推力装置仍在工作，则会造成 从而会造成喘振。喘震是表象，大多数的情况可以说排出的燃气又重新被吸入发动机， 成因是气流分离，更确切的说是附面层分离。诱发附面层分离的原因，在进气道喘振中，最重要的原因是攻角太大，导致气流在进气道的唇部发生分离，为避免这种分离现象发生，大家可以看到大型民用涡扇发动机的进气道表面内衬上有凹坑，就是为了把LAMINA 附面层转化为Turbulence 附面层，让附面层能够更常时间的粘在内壁上。在压气机喘振中，主要是激波诱发的附面层分离，这个比较复杂，但是可以通过对扇页形状的设计和使用增加附面层能量的各种方法去避免。发动机防喘系统故障，试车时尾风过大，油门运动过快，压气机叶片损伤。一句话就是各气流因为压力的关系在进气口或都压气机部分来回的不规择的涌动，并带动了激动切线在唇口和压气机前缘浮动(还有就是不正常的油气比，启动功率低，场温过高;滑行时，如果低速度滑行，打开反推装置也会造成压气机喘振。 2.3 喘振的根本原因分析 航空发动机是飞机的心脏，涡轮发动机广泛应用与航空领域，而喘振问题一直制约着涡轮发动机的发展，影响发动机的性能，甚至能造成发动机的损坏。多数情况下，压气机喘振的前奏是旋转失速。所谓旋转失速，就是站在绝对坐标系上观察时，失速区附着在压气机工作轮上以较低的转速、相同的方向旋转运动。旋转失速频率高、强度大，叶片易疲劳断裂，是引起喘振的直接原因。当压气机中某些级产生旋转失速，并进一步发展，使压气机整个通道受阻，阻碍前方气流流入，使气流拥塞在这些级的前方。与此同时，由于前方气流暂时堵塞，出口反压不断下降，当出口反压较低时，压气机堵塞状况被解除，被拥塞的气流克服了气体惯性，一拥而下，于是进入压气机的空气流量又超过了压气机后方所能排泄的流量，压气机后方空间里空气又“堆积”起来，反压又急剧升高，造成压气机内气流的再次分离堵塞。通过压气机的气流反复堵塞又畅通，使得通过压气机的流量大、流速高、可压缩的空气在本身惯量和压气机给予的巨大能量作用下产生了周期性振荡。由此可见，研究喘振首先要研究失速。失速是指由于冲角过大，气流在叶背处发生分离的现象。低转速、空气流量低、进口温度高、流场畸变、进气道结 8 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 冰、外来物都有可能造成冲角的改变，从而产生失速，如果失速的叶片过多就会导致压气机的喘振。这些导致失速的因素归结起来也就是表征压气机工作特性的四大参数，即转子转速、空气流量、进口总温和总压。 涡轮发动机发生喘振的原因可以用气流分离的形成和发展理论来说明发生喘振的根本原因是气流在涡轮发动机压气机的叶片通道内严重分离而造成的压气机不稳定工作现 [6]象，是涡轮发动机的工作状态严重的偏离了设计工作状态而引起的。下面分三种情况来分析。 1(当轴流式压气机处于设计工作状态时，压气机各级通道截面的变化完全符合空气容积流量变化的需要，空气能够无撞击地流入各级叶栅，因而叶栅通道不会发生气流分离现象。 2(当流量系数过大时，叶栅进口气流的冲角是负值，叶片的凹面将产生涡流，出现气流分离现象，但由于空气具有惯性，在流过弯曲面的叶片通道时，总有紧贴叶面凹面的趋势，这就有利于减弱和消除气流分离现象，即使发生分离，其涡流区也不易扩大，因而气流不容易分离。同时在冲角为负值的情况下，气流在叶栅内的流动方向改变不大，速度改变不大，压力提高不多，所以叶栅前后压力差较小，即使出现气流分离也不会引起大量气流倒流。 3(当流量系数过小时(小于设计值时)，压气机叶片进口的冲角为正值，气流冲向叶片的凹面，而在叶片的凸面产生涡流，出现气流分离现象。由于气流具有惯性，紧贴在叶片的凹面，而在凸面产生强烈的涡流并迅速发展，同时，在叶栅前后产生压力差，在叶栅和通道前后的压力差作用下，就会造成气流流动、分离、中断，而后再流动、再分离、再中断，周而复始的脉动现象，甚至气流还可能逆向冲出压气机，引起发动机喘振。 经过以上分析，可以得出结论:当流量系数大于或小于设计值时，在涡轮发动机压气机进口处会产生气流分离现象。但是流量系数过大所形成的涡流区不会继续扩大，而流量系数过小所形成的涡流区则会继续扩大，从而在叶轮旋转的作用下，产生强烈的分离，引 [7]起喘振。 为避免压气机出现失速和喘振，就必须改善压气机的工作特性，扩大稳定工作范围，合理控制流经压气机各级的空气流量，使之与流通能力相匹配，保持空气流动的平稳与连续。压气机在非设计状态下通过一些措施以保持与压气机几何形状相适应的速度三角形， 9 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 从而使冲角不要过大或过小。防止压气机失速和喘振常用的方法有放气机构(VBV)、可变静子叶片(VSV)和采用多转子。 2.4 防喘措施及其优缺点分析 目前国内外常采用的防喘措施主要有以下几种: 1(从压气机中间级放气或者末级放气。 2(可调进口导流叶片和静叶片 3(多转子技术 4(气缸(机匣) 处理技术 [5]下面对以上4 种方法分别进行介绍，并分析其优缺点和适用范围。 2.4 .1 压气机中间级放气 大量的试验和理论研究表明，从压气机中间级放气是最简便实用的防喘措施。 实践表明，燃机在小的换算转速工作时，压气机的不稳定工作特点是“前喘后堵”，即前面级压气机在大的正攻角下工作，后面级在大的负攻角下工作。针对这种工况特点，中间级放气是通过改变进压气机的气流轴向分速度C ，亦即改变压气机的空气流量Ga 的方1a [8]法来实现控制喘振的目的 。图2-1中给出了压气机放气机构防喘原理示意图，当压气机在较低换算转速范围内工作时，由中级放走部分空气到大气中去。这种方法的目的不仅是保持压气机的稳定工作，减小叶片的振动应力;同时也减小在燃机启动时所需要的外界启动机的功率。放气工作时，对于放气点的前面级有很明显的影响，它们常常工作在特性线 2-1中N点所示，此时叶片来流为大正攻角放气后由于流量增大气流轴向分速的左支，如图 度增加C增大;从图2-1中速度三角形可以看出轴向分速度增大后来流攻角变小叶片工作1a 恢复正常，此时工作特性点右移由N点变到M点。位于放气点下游的压气机末级，在低转速情况下，未放气时，工作于特性线右方，当放气孔打开时，由于此处空气流量减小，同时放气点上游的空气流量和空气密度的增大，末级增压比也有所加大，因而末级工作点向特性线左方移动。显然这时的级压比和效率都有所增大。 10 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 中间级放气法，一般是在多级压气机中气缸上开一圈或者几圈孔，用放气机构来控制放气开关，使部分空气流到大气中去，或使之回到压气机进口。放气机构主要形式有:放气带和放气活塞。 这种放气防喘方法，构造比较简单。但是由于放走了压气机前面级已经压缩过的空气 %,20%) ，它没有被利用，所以从能源利用和燃机效率来看是不(放气量约占总流量的15 利的。不过由于放气多在启动加速、退喘过程中，工作时间不长，所造成的损失尚不严重。所以常被应用于压比小于10 的航空发动机压气机以及地面用的燃气轮机中。而对于压比较高的燃气轮机，试验证明放气防喘的效果不是很明显，一般采用旋转进口导流叶片和静叶片的方法或采用双转子方法。 图2-1 压气机放气机构防喘原理示意图 2.4 .2 可调进口导流叶片和静叶片 旋转进口导流叶片和静叶片的防喘机理:通过旋转进口导流叶片，使其出气角改变，控制导流叶片出气角的大小和方向可以使流入第一级动叶的气流攻角处于正常位置，调节旋转前面级的静叶片出气角可以使这些静叶片后的动叶处于满意的工况下工作，因而可以避免喘振，并使压气机偏离设计工况下仍能保持正常工作。 11 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 从速度三角形分析，用旋转静叶片防止喘振的方法，就是在非设计工况时改变压气机速度三角形上的预旋(改变C) 来改变冲角i ，使气流速度W1的方向，保持在设计值附近，1u 部分地消除喘振。在图2-2中给出了如果进口导流叶片不能转动，当工作轮转速不变，气流轴向速度C 发生变化(即来流流量发生变化) 时叶型上气流的冲角所发生的改变。从图2-21a 中可以看出在流量大于或小于设计流量时，转子叶片的来流攻角将小于或等于0 ，此时叶片压、吸力面就会发生不同程度的分离，严重时可能导致压气机喘振。 图2-3表示借助于适当的转动导流叶片安装角可以使气流流入工作轮叶片通道内的相对速度方向在流量变化时保持不变，这就保证了转子叶片在非设计工况下都可以工作在设计状态附近，从而消除了喘振。 可调进口导流叶片和静叶叶片，作为多级轴流压气机的防喘措施之一，其优点突出，不仅达到防喘措施，而其非设计工况下效率高，同时还可以改善燃机的加速性，又适用于高增压比压气机，所以这种防喘调节机构广泛地应用于80 年代新发展的压气机设计中，同时在大型风机中也得到很好的应用，如陕西鼓风机厂在这种理论指导下已成功研制出全静叶可调的大型鼓风机。 鉴于该方法广泛的工程应用前景，国内外许多学者、专家都在这方面开展了大量的探索研究，并取得许多卓有成效的理论和试验成果。我国张健等应用试验的方法，在设计转速下，通过试验调节一台三级轴流压气机各级组合，找到了压气机的一组最佳角度匹配。 12 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 试验结果分析表明，静叶角度的改变对压气机性能有着极为明显的影响，采用最佳角度匹配，最高绝热效率提高了7.4个百分点，稳定工作裕度也有显著的增加。对于如何改善低速状态下的压气机性能，夏联等进行了一台七级轴流高压压气机的静叶调节试验研究。试验结果分析表明:在低速状态下，通过静叶角度优化调节能有效地改善压气机性能，拓宽稳 并且，压气机低速性能受静叶可调角度的配比影响很大。静叶角度调节技术定工作范围; 与其他技术相结合，能更有效地改善压气机性能。楚武利等通过试验研究了带导叶的单级轴流压气机在进口导叶无预旋、全叶高预旋2度和叶顶端部预旋2度时，压气机总性能、基元性能及失速边界的变化情况。对比分析了三种导叶在不同转速下的性能曲线，结果表明导叶预旋对压气机在非设计转速下有很好的扩稳效果;进一步研究发现:利用端弯技术可以推迟轴流压气机不稳定流动的发生，扩大压气机稳定工作范围。另外西北工业大学的范 [5]非达等也在这方面开展了大量工作并取得良好的效果 。 但这种防喘措施结构比较复杂，特别是对多级静叶调节实现起来更加困难。此外从气动方面来看，这种方法只能着重改善气流沿叶高某一半径上的流动情况，对整个叶片的三维流动不能很好的兼顾，例如照顾了平均半径就不能很好地照顾叶尖和叶根。 2.4 .3 双转子轴流压气机 采用双转子压气机是通过改变圆周速度U的一种防喘措施，目前在高性能航空发动机中的高增压比轴流压气机中得到广泛应用。根据试验研究和理论分析表明，当压气机增压比不超过4.0,4.5 时，在非设计状态下，压气机的各级还能相当协调的工作，不至于发生喘振。当压气机压比提高到6,7时，就需要在压气机中间级设计放气机构的同时可以与旋转第一级导流叶片的方法并用。当增压比达到10,20 时在航空发动机上多采用双转子压气机。 当转速下降时，会使压气机增压比减小，偏离设计状态。这时压气机前几级进口流量系数变小，冲角增大。后面级进口流量系数增大，冲角变为负值，如图2-4 中所示，因此 13 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 前面级压气机消耗功与后面级的比值，要比设计状态偏大。即前面级压气机“变重”，后面级“变轻”。压气机由涡轮带动，对涡轮而言当转速减小时，高压涡轮和低压涡轮所发出功的比例，或者不变或者增大。 在后一种情况下低压涡轮发出的功不足，而高压涡轮的功有富余，从而使压气机工作情况恶化。采用双转子方案时，由于低压压气机“重”则涡轮带不动压气机使得低压压气机转速下降，高压压气机轻则转速增加，结果使得低压压气机气流轴向分速度Ca 和高压压气机轴向分速度Ca 与圆周速度U 自动趋于协调，如图2-5 中所示，从而消除喘振发生的可能。由于双转子压气机具有一系列的优点，可以在较宽广的范围内工作，而且可以保持较高的效率，不容易发生喘振，适应性好，容易起动，因此在现代航空燃气轮机中应用广泛，在现代涡轮风扇发动机中，还成功地研制出三转子压气机，比如2006年9 月试飞由罗-罗公司研制定型的装备在A380 大型客机的Trent900发动机就是采用三转子压气机形式。多转子压气机的最大缺点就是结构复杂，相应制造成本高，危险系数高。 2.4 .4 气缸(机匣) 处理技术 气缸处理是从20世纪60 年代末开始发现的，这种方法的发现起源于一个试验的误操作。Hartmann 等详述了气缸处理的实验室发现过程:对于进口畸变的压气机转子，研究者们原进行3 种状态下转子尖部的放气实验，放气的位置位于转子的正顶部，放气孔为圆形直孔，呈蜂窝状布置。放气量为实际流量的4 %。在设计转速下，通过放气能使转子的稳定工作裕度提高l5%左右。当按实验#操作规程#进行到第3种放气状态时，蜂窝状放气 14 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 系统意外地没有打开，放气量为零。令研究者们吃惊的是，即使放气量为零，蜂窝状的气缸仍使转子的稳定工作裕度提高10% 左右，由此第1次提出了“气缸处理”的概念。 从气缸处理概念提出以来，国内外的学者就对它高度关注，一批批专家学者在这方面开展了大量的研究工作， 并取得了卓有成效的成果。近年来西北工业大学楚武利教授研 研究表明:通过气缸究小组以及北航的袁巍、周盛等专家在这方面开展了大量研究工作， 处理可以大幅度提高压气机稳定裕度，防止压气机喘振的发生。 气缸处理形式主要有以下几种: 1(缝式结构:缝式结构可分为轴向缝、叶片角缝和斜缝式气缸处理结构，如图2-6所示。其结构的最大特点是缝的长度比缝的宽度大得多;早期研究表明这种气缸处理方式可以有效地克服径向间隙的影响，并能提高7 %左右的失速裕度，但是压气机效率损失较大。最新研究表明，采用合适的开缝形式可以使稳定裕度提高50 %左右，但仍不能克服效率损失的问题。 图2-6 三种不同的气缸开缝形式 2(周向槽结构:这种开槽形式的主要特点是结构简单;开槽面积是总面积的三分之二，槽宽是齿宽的两倍，如图7 所示。大量研究表明，周向槽气缸在保证效率损失不大的情况下可以获得6 %左右的失速裕度的改进量。 15 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 图2-7 周向槽和轴向斜槽处理气缸结构示意图 斜槽气缸包括轴向斜槽和圆弧斜槽，北京航空航天大学研究表明:在3(斜槽气缸: 一台轮毂比为0. 49 的单转子轴流风机上，圆弧斜槽处理气缸使风机的失速裕度提高了27 %。轴向斜槽处理结构示意图如图2-7中所示。另外还有小叶片处理气缸和凹槽导流叶片式气缸处理形式，在此不一一列举。 气缸处理防喘的主要机理:针对叶片尖部流动在接近失速时由于出口压力提高，负荷增大，同时叶片尖部位置的加载位置前移迫使叶尖泄漏涡转向相邻叶片的压力面形成大的阻塞，而阻塞使得位势作用又使来流速度更低、攻角更大、负荷更高，直至发生大范围的叶片失速从而引起整个压气机喘振，采用气缸处理措施可以抑制叶尖泄漏涡的发展和扩散，调整叶片尖部流动情况，改善来流攻角使叶片尖部的工作在设计点附近从而抑制叶片的失速，消除压气机喘振现象。 通过上述分析可以得出以下几点结论: 1(压气机喘振是指沿轴向的低频、高振幅(能量) 、破坏性极强的不稳定流动; 2(通道中逆压梯度下叶片吸力面发生失速，特别是叶片尖部的失速是导致压气机喘振的主要因素; 3(中间级放气作为一种防喘措施，其构造简单，可操作性强常被用在压比小于10 的压气机中; 4(可调静叶技术作为多级轴流压气机的防喘措施之一，其优点突出，不仅达到防喘措施，而其非设计工况下效率高，同时还可以改善燃机的加速性，又适用于高增压比压气机，所以这种防喘调节机构广泛地应用于80 年代新发展的压气机设计中，同时在大型风机中也得到很好的应用; 16 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 5(双转子压气机可以在较宽广的范围内工作而保持较高的效率，不容易发生喘振，适应性好，容易起动，因此在现在航空燃气轮机中应用广泛; 6(气缸处理是一种通过控制叶片尖部流动来实现防止压气机喘振的方法，这种方法实用性强，能够大幅度提升压气机的稳定工作范围，因此得到了国内外专家学者的关注。 17 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 第3章 压气机叶片故障分析 叶片是航空发动机的重要部件之一，由于功能的关系，其所处的工作环境是十分严峻的，受有较高的离心负荷、气动负荷、高温和大气温差负荷以及振动的交变负荷等。其中压气机叶片还受进气道外来物的冲击，受风沙、潮湿空气的侵蚀，使叶片产生故障的几率更是大大增加。虽然随着气动设计技术、结构技术和材料技术的不断发展，叶片技术也得到了飞速的发展，给航空发动机风扇和压气机带来一系列益处，包括级增压比将更高、结 最终使风扇实现单级化，压构将更紧凑、质量将更轻、气动稳定性将更好、费用将更低， [9]气机级数显著减少。但是，发动机叶片是飞机的关键部件，其工作环境恶劣，因此，失 [10]效概率也相对较高。据统计，振动故障率占发动机中总故障的60%以上，而叶片故障占振动故障的70%以上。 3.1 概述 压气机转子叶片是航空发动机机构件中的主要零部件之一，不仅体现在对整机性能的影响很大，而且还由于数量多、形体单薄，以及受到载荷状况严酷和工作环境复杂的影响，致使其在发动机中一直被列为故障率最高的构件之一。统计资料表明，涡轮转子叶片断裂 [11]是导致燃气涡轮发动机重大事故发生的主要原因之一。 在航空涡轮喷气发动机中，压气机转子叶片位处最高沿，加上结构、数量和受载的特殊性，一直是受环境影响最敏感、损伤频次最严重、故障模式最繁多、后果影响最突出的构件之一。叶片的故障和故障模式随不同的工作环境影响有所不同。常见的故障现象有:外物损伤、强度不足和高低周疲劳损伤。其中以疲劳损伤为多。正因为如此，国内外有关文献和标准都之分重视它们的工作状况，不论使用、维修，乃至设计、制造，都曾为此有明确的要求。在我国编制的《航空涡喷、涡扇发动机结构设计准则,研究报告,》第三分册,叶片,中明确指出，在仅有的五条设计准则中，环境因素的影响就占了两条,外物吸入与空气腐蚀,。可见，考虑使用环境的影响，以及提高其抗有害外来,内在,因素的能力，已成为压气机转子叶片设计中不可缺少的重要因素，并且，愈来愈受到人们的重视;同时，还使人清楚地意识到它们对其他设计准则,高、低循环疲劳和静态强度,所带来的重要影响，乃至威胁到叶片在使用过程中耐久性、可靠性，以及 18 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 发动机的安全性。事实上，多年来由于一直强调对低循环疲劳的重视和警惕，以及我国现役机型结构改进技术的日趋完善，低循环疲劳破坏的发生几率降低了，但是，它们的高循环疲劳和表面腐蚀损伤却变得越来越严重了。当前，这样的态势也已成为国内外同行们的共识。 3.2 压气机转子叶片受环境影响的损伤特征和有关安全准则与标准 特性尺寸 由 大 到 小 砂粒与腐蚀外因分类 大鸟、布片 小鸟、橡胶与冰片等 小石子、小零件等 气氛等 多片倒伏、变形撕裂、缺损与鼓包、表面损伤与损伤特征 变形、鼓包与撕裂 和折断 凹坑等 裂纹 (1)限制撞击点处塑性(1)限制撞击范围内 (1)限制叶根应变形对于其翼弦的比的应变; 注意疲劳强设计准则 变; 率; (2)当前后缘出现撕度的安全储 (2)限制位移 (2)限制撞击范围内的裂、缺损时叶片不折备 应变 断 (1)叶片间撞击能 量传递与重新分(1)残余变形; 叶片及其前 配; (2)可能的“最大”后缘剩余疲学术研究 残余变形 (2)残余变形; 应力集中时的承载劳强度的动 (3) “最大”动力能力 态变化 效应 (1)防止丧失叶(1)明确维修 (1)?3时具有一K型; 量的极限值; T(1)不失速、不喘振; (2)相邻叶片不相(2)监视与限个场站检查期; 规范要求 (2)防止丧失叶型，注 碰; 制维修间隔(2)明确维修量的极意叶型效率 (3)凸肩不搭接和期内的表面限值 松脱 损伤程度 19 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 表3-1压气机转子叶片受环境影响的损伤特征和有关安全准则与标准 上表3-1所示汇集了压气机转子叶片受各种环境因素影响而形成的损伤，以及相关研究、标准等的特点。不难看出，所有的损伤事件尽管都具有随机性，但是，却又都具有明显的特征。前三类损伤是由外物损伤所致，他们的共同特点为:“事件发生是偶然的，过程进展是快捷的，或者是不稳定的，而相应的处置措施则是以控制转捩点或极限状态作为基本出发点，重视后果，不细究过程”;然而，对于第四类俗称由环境因素影响所致的表面损伤，其特点则表现为:“事件发生是必然的，过程进展是缓慢的，或者是相对稳定的，而对应的处置措施则是以监控状态发展为基本出发点，密切监视和跟踪过程的动态变化”。显然，前三类损伤是突发性的，他们的发生除了可以通过加强外场管理而避免外，通常都是按视情维修处理;而第四类损伤，不仅表明了其发生是不可避免的常见现象，而且还由于存在着一定的演变过程和形成时间，因此相应的损伤特征必然是呈渐变的，不太引人注意，所以，通常都是在发动机进行定时翻修时才被发现，而进行相应的处置。可见，认清这些损伤模式的形成特点，以及掌握处置措施的基本思路，不论在学术上，还是在工程上，都具有重要的实用价值。 3.3 压气机转子叶片断裂失效分析 航空装备失效分析是一项专门的学科， 旨在经过分析， 判断失效事件的原因， 找出失效的机理与规律， 进而为提高航空产品的质量与可靠性水平、主动预防和主动改进提 [12]供依据。本文以某发动机二级压气机叶片断裂故障为例进行失效分析， 找出叶片断裂的原因，制定防止叶片断裂及叶片延寿的主要措施。 3.3.1 压气机叶片断裂故障分析 [13]某型发动机二级压气机叶片历史上出现过多次叶尖掉角故障 。近几年来又出现了新的故障模式，叶片折断部位在进气边侧及叶片上部，裂纹位于叶片中部，并沿叶身纵向扩展，最后叶尖沿水平方向全部撕裂。该种叶片发生的进、排气边叶尖掉块故障，经研究表明，这种故障主要是叶片在慢车转速及最大转速工况下，叶片产生二扭共振。但与这次故障相比存在明显差异:断裂部位不同;掉块大小不一样，后者明显大于前者;裂纹走向不一致。新型故障折断部位较大，是一种严重危及飞行安全的失效模式。 20 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 1(断口金相及扫描电镜分析 故障件的断口可以分两个区域， 瞬时断裂区和疲劳区;裂纹起源于叶盆中上部，已看不到断裂源区的原始形貌特征;裂纹沿叶高方向纵向扩展，最后靠近叶尖上部飞出，断裂飞出部分约占整个叶片的1/ 3 左右，断口型面呈“S”型，疲劳区面积约占整个断口面 疲劳条带密集，具有典型的高循环疲劳破坏特征。断口局部有积的60%。疲劳特征清晰， 明显的擦伤痕迹，叶盆表面距底部30 mm以上的部位有锈蚀斑点，叶背没有。用扫描电镜观察，叶片的表面质量很差，有微小裂纹、夹杂物以及空洞等缺陷，这些是诱发叶盆中部萌生疲劳裂纹的重要因素。 2(材料分析 分析材料的成分、热处理情况，材质中有无杂质、疵点、损伤，是在故障分析中的一项很重要的工作。由于没有使用原先规定的材料， 或者材料的化学成分或热处理状态等不符合规定的要求等，极有可能是造成故障的主要原因。在此情况下，材料的机械性能不能满足设计的要求，如果选择的材料耐蚀性差，还可能由于局部腐蚀导致过早破断。 3(工艺分析 有许多故障是属于工艺问题引起的，因此，必须检查故障件是否存在工艺缺陷。一般需要从制造毛坯质量、热处理、机械加工及检验等几个方面加以考虑。一些故障件毛坯在其锻、铸成型过程中，因为环境及操作方法等原因会出现裂纹、浮渣、气泡等缺陷，造成毛坯质量达不到规定的要求，在工作时暴露造成故障。从热处理方面分析，应检查故障件的表面硬度和中心硬度是否满足技术要求，查阅热处理温度是否合适，镀层是否合适等等。从机械加工方面考虑。应检查加工是否符合图纸技术要求，有否超差;修磨方式和方法是否规范; 表面是否有划伤等等。重点检查故障件的圆角、导角等应力集中较大的部位。对于出现故障的零件，还需从检验的角度加以考虑，看看是否存在被遗漏的工艺检查项目等等。 4(强度核算 发动机在设计过程中都进行过强度计算，然而在发生故障后应该进行强度核算。这是因为:第一，对故障件， 特别是肇事故障件进行强度核算，可以判别发生的故障是否由于强度不够造成的，以进一步缩小故障的分析范围。第二，过去在发动机设计过程中使用的强度计算方法，可能已经过时，需要用新的方法进一步进行核算。例如，使用有限元方法代替过去进行设计时所采用的传统强度计算方法以进一步进行验证，而且随着计算机技 21 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 术的提高，可以通过细分有限元网格进行更精确的计算， 特别是对于构件上易于出现应力集中的敏感区(如台阶、沟槽、孔等)，可以区别于其它区域而进行更细致的有限元网格划分和进行强度计算及核算。有时在进行强度核算后，还要辅以必要的试验(在实际条件下，例如空中飞行时用贴应变片的方法测量)，以验证强度核算的准确度及故障件的实际工作情况。 5(使用情况调研 对发生故障的发动机进行使用情况(包括工况、工作环境、气候等)的调研是非常必要的。因为许多发动机的故障是由于使用情况引起的。航空发动机，尤其是军用航空发动机恶劣而多变的使用情况，常常是造成故障发生的直接原因。例如，国产歼7、歼轰7飞机的使用在沿海和内陆故障的表现就不同。在沿海附近使用的飞机曾出现发动机零件被腐蚀的现象，而内陆使用的飞机却没有此故障现象。权衡比较后，很容易找到故障的原因，即沿海区域带有盐分的潮湿空气会腐蚀发动机一些零件。针对此故障机理采取叶片表而防护技术(如铝件的阳极化等)以防止类似故障的发生。因此，在故障分析中必须对发动机使用情况进行调研。 6(结构分析 结构分析在故障分析中起着独特而重要的作用。对故障系统进行结构分析，可以总体判断故障件结构及相关联件结构的合理性。例如某发动机转子(见图3-2) 工作一段时间后发生长螺钉不能分解的故障。该长螺钉的作用是将转子紧固在一起。通过对该转子进行结构分析， 发现因为螺钉太长，工艺上不能保证其与转子轴线重合(见图3-3)，这样螺钉头与首级轮盘中心法兰盘呈点接触;另外，螺钉头与相配零件采用同一种材料，很容易造成粘连。这是故障发生的根本原因所在。为排除此故障，在螺钉头下加一铜制或镀铜的钢制 [14]球形垫圈，相应在轮盘中心法兰盘加工一球窝，即可排除这一故障，见图3-4所示。 图3-1 转子安装结构图 22 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 图3-2 故障机理示意图 图3-3 改进措施 7(综合分析 综合分析是对以上分析方法的全面采用和总结。一些故障的原因不是唯一的，客观上要求故障分析人员一方面在分析过程中从多种角度、采用多种手段分析故障的全过程， 另一方面，在故障原因明确后，对故障进行总结性的全面分析，可以获得有益的工程经验。 1)疲劳寿命分析 为定性分析叶片第10 阶振型A 处疲劳破坏的可能性， 用振动安全系数法分析图3-5 [ 14] 中A，B，C和D( 其中A，B，D位于叶盆，C位于叶背) 4 处疲劳寿命情况。 图3-4 第10 阶相对振动应力及最大主应力方向图 23 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 图3-5 修正的Goo dman 图 图3-6 是叶片修正的Goodman 图，图中Ks为相应循环次数下分散系数;Kc为应力集 I中系数;Kb为强度极限分散系数。由EGD-3 标准选取各系数。离心应力σ 是转速为0.8 额m II’定( 9800. 1 r/min) 时的计算值， 通过图3-3得到σ ;采用相对振动应力计算值σ 乘以系aa I’数K ，认为Kσ是叶片的实际振动应力; 计算各点叶片相对振动应力的安全系数 a II’N ?= σ / ( K?σ) aa 下表3-2 为叶片A，B，C和D 点安全系数计算值。B(位于叶盆叶尖)的安全系数略小于A 处，但相差不大[NA/NB=(0.5394/K)/(0.4259/K)=1.26]，使用经验表明，叶盆中部(A附近)打伤或腐蚀的几率较大，存在A 处寿命短的可能性;C处NC小于NA，但是C处位于叶背， 实践表明叶盆表面打伤或腐蚀等损伤的几率和程度远大于叶背表面，所以A先于C损坏的几率很高;A和D的振动安全系数非常接近。因此，位于叶盆中部的A处疲劳破坏的可能性与其它3点相当。 III离心力/σ MPa 位置 疲劳极限/σ MPa 振动应力K. σ MPa 安全系数N1 备注 maa A 166. 1 309. 3 573. 4K 0. 5394/ K 叶盆 B 54. 2 360. 3 846. 0K 0. 4259/ K 叶盆 C 0. 0 385. 0 899. 9K 0. 4278/ K 叶盆 D 65. 6 355. 4 689. 3K 0. 5156/ K 叶盆 注:?可以是相对振动应力较大位置A , B, C, D 四处。 表3-2 相对振动应力安全系数对比 2)台架动应力测量 24 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 在发动机工作转速范围内，存在有2500Hz，3500Hz，5600Hz和6620Hz左右4个主要振型的共振。激振源是36个一级整流叶片，在进、排气边掉角部位的相对振动应力可以达到142.9,208MPa，这是叶片断裂的根本原因，特别是5600Hz 高阶复合振型在0.8 额定转速附近很容易发生共振， 该频率对应叶片的第10阶振型。在台架动应力测量中发现，当n1= (0.8 额定转速范围内)，测得振动应力为142.9 MPa，叶片动频为5770 Hz，该9739 r/ min时 振型节线位于叶尖顶部距进气边9mm处，从测试得到的频率值及节线位置分析，该振型即为叶片的第10阶振型，且在发动机常用工作转速下发生共振。再一次从台架试验角度说明第10阶振型是很危险的振型。 通过以上的分析， 明确了二级压气机叶片断裂的失效机理是:叶片第10阶振型在0.8 额定转速附近发生共振是故障的内因;叶盆表面的缺陷是导致裂纹重要的诱发因素。第10 阶振型导致叶片疲劳破坏， 在国内还是首次出现，国外也未见过相关报道，打破了以往工程界所认同的只有低阶振型才能引起疲劳破坏的传统观念， 对叶片振动故障模式的研究以及新机种的研制具有重要的工程使用价值。 3.3.2 预防和排除叶片断裂故障的措施 裂纹是叶片失效的重要因素，而裂纹失效是由多种损伤综合影响和积累所致，所以也是叶片寿终的主要表现。其主要由海水气氛、空气污染和环境风沙等引起的表面磨蚀损伤累积所致，并且通常以发生在叶盆和前、后缘的表现为最严重。 压气机转子叶片在工作环境中，往往易遭受化学或电化学腐蚀损伤，其主要损伤形式有点腐蚀、应力腐蚀、晶间腐蚀、剥蚀和高温腐蚀等。如果叶片表面遭受上述形式的腐蚀损伤正好处在最大应力部位，则疲劳裂纹往往会在这些损伤处萌生，从而大大降低叶片的疲劳强度。 压气机工作时受到各种激振力的作用，如果某激振力的频率等于叶片的自振频率，叶片便产生共振，此时叶片振动剧烈。若叶片长时间在共振状态下工作，将很容易产生疲劳损伤。导致叶片共振的主要原因之一是尾流激振。对压气机转子叶片而言，第一级叶片尾流激振主要由进气道的变形和进气整流支板产生，第一级后面各级叶片尾流激振主要由前面级的静子叶片引起。 [15]为预防和排除叶片断裂故障，应采取如下措施: 25 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 1(生产过程的质量控制 1)重视叶片的设计 ?正确分析几何形状复杂的叶片的应力分布，防止造成局部应力过高，造成叶片的强度不足而失效。 ?避免叶片因共振而造成超载断裂失效。 ?应避免叶片工作温度范围内所承受的主要载荷类型、大小与材料主要抗力指标不匹配而造成超载失效。 ?对钛合金一类的压气机叶片，设计时应考虑其损伤容限，及加工缺陷对叶片抗力的影响，提高其抗疲劳强度。 2)加强原材料的质量监控 锻制叶片的铝合金棒料必须是定点生产厂家的产品，并严格进行原材料的入厂复验。 3)严格控制制造过程 ?注意模具的鉴定、试模及划线检查;保证润滑剂的干净;严格监控热处理炉温均匀性和控制精度。 ?增加涂漆工艺，增强防腐能力。 ?提高叶片表面完整性，防止叶片发生早期失效。可利用喷丸强化和强化组织来提高叶片表面的完整性。 2(发动机的使用维护 1)严格按照《使用维护说明书》等要求正确使用维护发动机。不许发动机在共振转速范围内连续运转。 2)保持停机坪和跑道的干净，严格管理工具和零件，防止杂物掉入机内打坏叶片。 3)地勤人员要经常从进气道和机匣上的观察孔检查铝叶片是否有裂纹或严重腐蚀。一旦发现此类问题，发动机应立即停飞返厂排故。 4)合理调配使用发动机，使每台发动机每年工作100h以上，尤其在高温、高湿地区服役的发动机要避免长期停放，从而预防腐蚀失效。 5)合理维护和使用对提高涡轮叶片的疲劳强度也具有重要意义。 严禁频繁地起动和停车，因为在规定寿命内发动机起动次数越多，叶片材料抗疲劳性能降低就越多。尽量避免出现高频的载荷波动，防止造成低周疲劳破坏和高低周复合疲劳破坏。 26 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 3(叶片修理技术 采用先进的叶片修理技术，修复叶片表面以及内部的缺陷，恢复甚至增强其原有的性能等，这都将大大降低发动机的寿命周期费用，有效提高其经济性。目前国内外在涡轮叶片修理中所应用的工艺和技术主要有以下几种。 1) 表面损伤的修理 如果经检验，叶片表面的微小裂纹或者由烧蚀、腐蚀所导致的缺陷尺度在允许修理范围内，则对其进行修补。目前先进的修补方法有以下几种。 ?活化扩散愈合法:这是美国GE公司开发的一种以钎焊为基础的发动机热端部件延寿手段。其原理及工艺特点是借助低熔点焊接合金把高温合金粉末"注入"裂纹中，通过液相烧结使焊接合金同时向高温合金粉末和基体金属中扩散，从而使裂纹得到愈合。用这种工艺可修理大约1.30mm宽的裂纹和不大于1.50mm的缺陷。活化扩散愈合法的显微金相检验表明，基体金属与修理后获得的金属都具有均匀的材质并有相近的物理性质。用于修补的混合物的组分、比例很重要，对修补的质量有决定性作用，其配方由维护手册中给出或由试验所得。 ?激光熔覆法:利用一定功率密度的激光束照射(扫描)覆于裂纹、缺陷处的合金粉末，使之完全融化，而基材金属表层微熔，冷凝后在基材表面形成一个低稀释度的包覆层，从而弥合裂纹及缺陷。激光熔覆的熔化主要发生在外加的纯金属或合金中，基材表层微熔的目的是使之与外加金属达到冶金结合，以增强包覆层与基材的结合力，并防止其他元素与包覆元素相互扩散而改变包覆层的成分和性能。激光熔覆所获得的包覆层组织细小，一般无气孔和空穴。 2)叶顶的修复 对于叶片受损(主要是磨损、腐蚀和硫化)的顶部，可用等离子电弧焊及钨极惰性气体保护焊来修复，即先堆焊上合适的材料，再磨削到所要求的叶片高度。钴基合金抗热腐蚀性能好，是一种合适的堆焊材料。美国GE公司采用René142合金作为叶尖修复材料，采用堆焊法之前先将叶片在氮气中加热至高温以避免微裂纹的产生。经验表明，René142合金结合此工艺修复的叶片具有良好的结构完整性。除焊修外，低压等离子喷涂MCrAlY涂层，已成功地用于修复叶片的顶部了，涂层厚度为2.03mm。JT8D、JT9D发动机叶片上用于密封的篦齿损伤后，也用上述的堆焊修复方法。在磨剩的残根上堆焊，可用等离子电弧焊、电子束焊或达波法惰性气体保护焊等焊接方法。 当用焊接方法修 27 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 补叶片时，若叶片后缘或顶部的冷却孔被堵塞或在孔边产生了裂纹，可以先将孔焊死，再用高能电子束或激光束钻孔。 3)热静压 热静压是将叶片保持在1000,1200?温度和100,200Mpa压力的热等压条件下， 可用于以下目的修复: ?消除焊后存在于金属中的内应力; ?冶金成分退化修复，涡轮叶片在工作过程中会沿晶界出现脆生相，将降低叶片的塑性和强度，热静压固溶处理可有效恢复叶片结构的退化情况; ?低循环疲劳的修复; ?蠕变损坏的修复。热静压可恢复叶片原有的强度极限和延伸率，延长蠕变断裂寿命。 4)喷丸强化 喷丸是以高速弹丸流撞击受喷工件表面，在受喷材料的再结晶温度下进行的一种冷加工方法。叶片喷丸强化可提高抗疲劳和抗应力腐蚀性能。它是利用高速弹丸在撞击叶片时，叶片表面迅速伸长，从而引起表层材料在一定深度范围内的塑性流动塑性变形 。变形层的深度取决于弹丸撞击程度和工件材料的力学性能，通常变形层深度可达0.12mm,0.75mm。改变喷丸参数，也可以得到合适的变层深度。当喷丸引起叶片表层材料塑性变形时，与表层相邻的次表层材料也将由于表层变形而变形。但与表层相比较，次表层的变形程度较小，未达到该材料屈服点而保持弹性变形状态，因此，表层与次表层的这种不均匀塑性变形，能引起材料受喷后的残余应力场(即应力分布)的改变。试验表明，喷丸后表层呈现残余压缩应力，而在一定深度的次表层则为拉伸应力。表层的残余压缩应力可比次表层的拉伸应力高达数倍。这种残余应力分步模式很有利于疲劳强度和抗应力腐蚀性能的提高。叶根处的喷丸尤为重要，通过残余压力场，增加表面残余压应力，使表面实际承受的交变拉应力水平降低，提高抗疲劳性能，避免裂纹的生成。 5)涂层修复 许多性能先进的航空发动机涡轮叶片已应用涂层技术提高其抗氧化、抗腐蚀、耐磨、耐高温性能以及涡轮的气动效率，但叶片在使用过程中涂层会不同程度地缺损，因此，在叶片修理时都要对防护涂层进行修复，一般都要将原涂层剥落，重新涂覆新的涂层。另外，原没有涂层的涡轮叶片，也可以在叶片基体表面涂覆防护涂层，以提高叶片的工 28 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 作可靠性和使用寿命。目前，涡轮叶片所应用的涂层种类主要有抗氧化耐腐蚀涂层、MCrAlY金属基陶瓷热障涂层、耐磨涂层主要用于叶冠和叶根 、封严涂层等，所采用的涂层制备工艺主要有以下几种。 ?扩散渗金属法:将某种防腐蚀金属的化学成分在高温下从填充物中释放，转移到部件上并扩散到里面，形成部件防腐的致密层。 ?热喷涂工艺:采用气体、液体燃料或电弧、等离子弧作热源，将金属、合金、金属陶瓷、氧化物、碳化物等喷涂材料加热到熔融或半熔融状态，通过高速气流使其雾化、喷射沉积到工件表面而形成附着牢固的表层的方法。 ?物理沉积工艺及化学相沉积工艺:通过金属或化学成分的蒸气相迁移到基体金属表面。此工艺受到工装设备的限制，应用较少。 总之，由于涡轮叶片工作环境恶劣、合金材料价格贵，其机械状态检测和修理受到航空动力界更多的重视。多年的实践表明，先进的修理技术在航空发动机涡轮叶片的维修中的广泛应用，在很大程度上有效提高了发动机的航线工作可靠性，降低了全寿命费用。当然，采用何种检测技术及修理工艺，也要充分考虑维修的经济性，因此，工艺复杂的维修技术一般只用于合金材料昂贵、制造工艺难度大的叶片。目前，在我国，航空发动机涡轮叶片的机上孔探检查已广泛使用，但叶片的先进的修理技术应用不多，这与我国自己制造的发动机叶片材料并不十分昂贵有关。但随着新型高性能的发动机研制生产，也将采用先进的涡轮叶片材料和制造工艺，这会使涡轮叶片的造价大幅增加。因此，对于国产航空发动机来说，涡轮叶片精确检测与先进修理技术也有着非常广阔的应用前景。 29 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 第4章 液压管路系统振动故障分析 航空发动机管路，主要用于液压油、燃油、滑油和空气等介质的输送，是航空发动机附件装置的重要组成部分。航空发动机外部管路除个别单独与机匣或附件器件相连自成体系外，大多数直接或通过卡箍彼此相连，液压油、燃油和滑油管路把各个附件器件连接起来，构成较为复杂的管路系统。液压油管路在所有管路中所占比例最大，液压管路外形多样，结构复杂。管路系统被称为航天发动机的“心血管”，是保证发动机可靠工作的重要 本章以航空发动机液压管路系统组成部分，其结构完整性的要求与整个发动机相一致 。 为研究对象，分析了液压管路系统振动机制及故障诊断等内容，并总结归纳了管路系统振动机理的研究将趋向。分析管路振动的激励因素和管路的振动机制，为进一步掌握液压管路系统振动故障机制和管路维修提供理论支持。 4.1 发动机管路振动的危害 长期以来，航空发动机管路系统的振动故障问题十分突出。由于安装、焊接和相互耦合等原因，特别是由于机匣的强烈振动以及温度、压力等外部环境剧烈变化的影响，管路系统经常会发生各种各样的振动故障，从而造成严重事故。例如，液压系统变量柱塞泵的压力脉动引起燃油管路振动超标、裂管;机匣上液压管路由于振动导致管路断裂，引发火灾;冲击压力波与燃油流动的耦合诱发系统过载振动，最终导致燃油导管接连发生裂纹漏油故障;燃油管路振动破坏造成起火事故等。典型案例有:某涡喷发动机定型试飞时发生油管破裂，造成二级事故;某涡扇发动机试飞返回时发现加油管破裂，此外还出现过多起管路与卡箍以及管路与管接头的振动故障等。某型号飞机装在发动机机匣上的液压泵出口处的液压导管断裂漏油，将具有600?高温的冷气管燃烧，回火到6号飞机油箱，引起一场严重火灾。以往的调查研究表明，航空发动机的故障大多数是由管路的破裂引起的，而管路振动是引起破裂的主要原因之一。 30 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 4.2 管路系统振动机制及故障诊断 4.2.1 管路振动的分类 按对系统的激励类型分为:自由振动、受迫振动、自激振动和参数振动。发动机液压管路系统的振动，主要考虑强迫振动和自激振动两种。管路的强迫振动是指管路在外界或内部的周期性(或随机性)机械载荷或流体载荷下产生的振动。管路的自激振动是指管路内部的流动介质和管路的运动相耦合而形成的振荡激励所产生的振动，通常又称之为振动 [16]失稳。对发动机液压管路系统振动在最起初主要考虑的因素是发动机转子的不平衡力、液压油路中流体的压力脉动，然后是液压管路系统的耦合振动机理的研究。解决振动问题 [17] 的一般途径如图4-1 所示。 图4-1 解决振动问题的途径 4.2.2 转子不平衡力和流体的脉动压力引起的振动 在研究的初期，转子不平衡力和流体的脉动压力是研究者主要考虑的因素。其中，转子的不平衡力是由转子的失衡造成的，而转子的失衡是指由于离心力的作用对它的轴承施加速度、力或运动时的转子存在的状态。失衡又有3 种类型:静失衡、力偶失衡、动失衡。 [18]失衡的主要原因是有回转中心的质量分布不均匀造成的。由于制造精度、装配精度的限制发动机转子的失衡是不可避免的，当转子高速转动时，就会产生周期的不平衡力，不平衡力的大小取决于转子不平衡量的大小和和转子转速的高低。因此，这种转子不平衡力就作为一种周期激励最后作用在管路系统上。激励频率 :f = n / 60(n 为发动机的转子转速)。输送流体(燃油、滑油)的管路由于供油泵(齿轮泵、柱塞泵)的作用，会使管内的流体 31 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 的压力产生周期性的变化。这种流体的压力脉动在管路的弯径处和变径处将产生作用在管路上的周期性激励。流体脉动压力的激振频率为 f = kn / 60(k 为泵的齿数或柱塞数;n 为泵的转速)。 4.2.3 卡门旋涡引起的振动 [18]在一些结构复杂的管路系统中，也可能出现卡门旋涡引起的振动，在很早以前卡门旋涡就引起很多振动专家兴趣。将圆柱体至于均匀流场中，如图4-2 所示，从圆柱体的两侧流出互为交替的规则形涡街，在圆柱体的后面形成一对旋涡，Leonardo da Vinci 曾对这种旋涡做了正确的描述，其后，Strouhal 和Benard 等人进行了试验观察，最后T.Von 卡门第一个从理论上得以证明。涡街的宽度b与旋涡的间隔a，其满足b=0.281a 时形成稳定的涡街，之后人们称这种漩涡为卡门漩涡。卡门旋涡引起的振动现象非常复杂，可引起强迫振动和自激振动，由于各研究者的数据差异较大，叙述统一的结果是非常困难的。 图4-2 卡门旋涡 4.2.4 液压管路系统的耦合振动 近几年液压管路系统的振动把流固耦合振动作为重要因素，即管路内流体与管路之间的耦合振动。液压管路系统一般是通过卡箍与发动机壳相对固定的。除了发动机机壳通过卡箍使液压管路的发生强迫振动，还有液压管路系统内部输送液体的流量、压力脉动对液压管路系统也产生强迫振动外，如果这种压力脉动频率与液压管路系统负载阻抗的谐振频率接近，将产生谐振，脉动的流量和压力激励液压管路系统产生机械振动，从而形成了流体与管路之间的耦合振动问题。流体管道流固耦合的振动问题的解法有两种，一是把固体振动看作是主振体，流体作为附连质量与系统振动，同时，流体也可作为系统的阻尼而存 32 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 在，从而建立振动问题求解模型;二是将固体和流体分别看作是一个系统内的两个子系统，分别建立固体的动力学方程和流体的动力学方程，然后在流体与固体的耦合边界上，采用动态子结构(或模态综合)法，进行必要的坐标减缩，得到流固耦合系统振动问题求解模型。目前采用的方法主要有基于达朗伯原理的牛顿法、基于哈密尔顿原理的能量法以及有限元法。在建模分析过程中，对于管内径远远小于管长度的输流直管段，假设为梁模型是合理有效的， 由管的约束的不同，管的轴线分可伸长、不可伸长。目前液压管路的固定方式根据实际主要简化为四种理想模型，如图4-3 所示，悬臂输流管由于轴向不受拉力，通常假定管子轴线是不可伸缩的;两端支承管道轴线的长度要发生变化，一般按轴线可伸长假设来建立模型。支承管道轴线的长度要发生变化，一般按轴线可伸长假设来建立模型。 图4-3 理想支撑管道模型 4.3 故障诊断及其研究方向 目前现有可行的理论和方法可以归纳为两大类:一类是基于不同的信号分析原理并结合人工智能等方法的定性诊断，另一类是基于系统模型(包括物理、数学或控制模型以及组合模型)的定量诊断。目前大多数管路振动故障诊断方法都属于前者。基于信号分析的定性诊断方法存在着如下不足:它无法全面反映管路振动特征，无法定量刻画故障程度，不易确定故障位置以及故障演变过程，无法确定故障的根本原因是结构问题还是附件器件问题或是流体参数变化问题等。 航空发动机外部管路除个别单独与机匣或附件相连自成系统外，大多数彼此直接相连 33 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 或通过卡箍相连，形成复杂的管路系统，振动模态相对复杂。影响管路系统的振动因素较多，主要包括来自管路系统中油压的脉动、发动机内部转子系统激振(包括转子不平衡、齿轮撞击、旋转件装配不当等)、输送流体的流量脉动引起激振、气体激振(进气道气流畸变、 [19]压气机放气或喘振燃烧室燃烧不均或振荡燃烧、噪声激振等 ，振动环境的频带较宽， 非线性因素大量存在。 通过分析管路振动的激励因素和管路的振动机制，可以为进一步掌握液压管路系统振动故障机制提供理论支持。 从非线性振动角度对管路系统的振动故障机制进行研究，是十分重要的。国内针对液压管路系统的振动故障机制及特征也取得了不少具体的研究成果。综合考虑附件器件的振动情况，总结管路系统的振动固有特性和响应特征，对照各种故障对系统振动特性的影响，实现对主要振动故障的正向分析，这在理论上和诊断应用上都具有重要意义。 由于发动机试车和飞机试飞对安全问题的严格要求，虽然个别故障可以在一定程度上人为地复现，但是一般很难收集到有关航空发动机更多的故障数据。管路系统故障模式集必须建立在全面而合理的耦合振动分析基础上，利用先进的振动测试技术，通过对比判断，才有可能实现。 从航空发动机管路系统振动分析、状态监测和故障诊断的角度，能够直接测量引起振动故障的参数数据、获取的有用信息参数愈多、愈真实，才能够更容易地得到正确的分析结果和诊断结论 。目前国内外通常采用应变计和压电式振动传感器相结合的方式对发动机振动特性进行测试，即在液压管路系统、机匣和附件器件上布点，测量几十个或者最多上百个位置上的动应变和振动数据。传统测试方法的测点位置有限，且只能在试车台上进行，局限性十分明显。 近年来人们在探索基于管路振动模型的定量诊断方法。例如，针对某型飞机在使用中燃油系统导管发生裂纹漏油现象，通过对实测振动数据进行处理分析，分析充液管路振动的动态特性，找到了故障原因。采用有限体积法，对管路系统工作过程进行了一维数值仿真，为管路系统的设计、故障诊断、优化等提供指导。提出了根据测量残差变化改进滤波收敛速度与稳定性的方法，仿真结果表明，平方根UKF估计算法是一种有效的发动机气路部件健康参数估计与故障诊断方法。 在振动故障机制分析和故障模式研究的基础上，利用先进的传感器进行多点多参数测试，开展管路系统的振动故障诊断方法的研究，可实现复杂管路系统振动故障的定量诊断。 34 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 总之，综合考虑附件器件的振动情况，总结管路系统的振动固有特性和响应特征，对照各种故障对系统振动特性的影响，实现对主要振动故障的正向分析，这在理论上和诊断应用上都具有重要意义。 4. 4 结论 虽然发动机液压管路系统振动研究历史并不算短，但是一直没有形成一套完整的理论，研究的侧重方向有很大的不同，近几年随着各相关学科的发展，加速了其振动机理的研究步伐。借鉴已有的成果和当今其他学科的发展可以预测，管路系统振动机理的研究将趋向以下几个方面: 1(管路系统的非线性振动的数学模型与分析方法; 2(耦合振动的考虑范围要扩展，发动机壳与管路之间的耦合振动，管路与管路之间的耦合振动和输送流体与管路之间的耦合振动等; 3(趋向于建立一个液压管路系统的振动状态监测、故障分析、趋势分析和维修决策的专家系统。 航空发动机管路系统的振动直接影响航空发动机附件器件工作的可靠性，进而影响航空发动机的可靠性与安全性。为了避免由于航空发动机液压管路系统振动所导致的严重事故发生，改善航空发动机液压管路系统的动特性，提高可靠性，迫切需要对这些振动故障的产生机制、故障特征以及相应的设计处理方法和监测诊断方法进行深入研究。 35 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 第5章 涡轮盘篦齿裂纹故障分析 航空发动机涡轮盘是发动机的主要受力部件之一，结构复杂，转速高，有腐蚀介质作用，工作温度高，且轮缘和轮心间的温差也很大，工作条件十分恶劣。涡轮盘一旦破裂，造成的后果往往是灾难性的。为了保证发动机和飞机的安全可靠的工作，应从结构、强度、振动、工艺和材料方面采取积极的措施，尽力减少涡轮盘发生的故障。 根据统计，涡轮盘主要常见故障有:涡轮盘外径伸长变形，涡轮盘腹板屈曲变形，低循环疲劳裂纹的萌生和扩展，以及由于共振而产生的开裂破坏等。主要常见的故障模式有:变形，腐蚀裂纹，和破裂等。涡轮盘故障的种类较多，产生的机理也比较复杂，且具有很大的危险性，因此涡轮盘故障的分析对发动机的研究、设计、生产和维修来说是巨大的挑战。 5.1 概述 案例:外场不完全的统计表明，大约有3%的某机?级涡轮盘由于篦齿裂纹，不到规定的使用寿命就报废了。这既造成了经济上很大的浪费， 且频繁地检查裂纹更换涡轮盘也会降低飞机的出勤率。因此，该涡轮盘的篦齿裂纹是一个急待解决的问题。本章根据对该涡轮盘外场使用调查、对其在不同工况下作的应力分析、对其篦齿进行的残余应力测量、对带篦齿裂纹的?级涡轮盘作的裂纹扩展试验、对其篦齿裂纹作的断口分析以及同行们此前对相关故障作的分析，对该盘篦齿裂纹故障作一初步探讨， 期望能找到该篦齿裂纹萌生和扩展的原因， 确定篦齿裂纹的临界长度和篦齿的低循环疲劳寿命。 通过对某发动机?级涡轮盘篦齿裂纹所进行的统计表明: 因?级涡轮盘篦齿产生裂纹，占11.5%;因篦齿裂纹超标而涡轮盘报废，占4.1%。其中甲型机级涡轮盘篦齿产生裂纹的占3.4%，但没有因篦齿裂纹超标而报废涡轮盘;乙型机?级涡轮盘篦齿产生裂纹的占15.7%;因篦齿裂纹超标而报废涡轮盘的占6.1%。可见乙型机?级涡轮盘产生篦齿裂纹的几率和失效率均比甲型机高得多。按累计工作时间统计， 当累计工作时间大于350h以后，涡轮盘失效率明显增加。 36 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 5.2 某发动机?级涡轮盘篦齿裂纹故障分析 5.2.1 篦齿应力分析 [1]根据该?级涡轮盘标准循环参数，轴对称应力计算表明: 起动后第202s，虽然离心力引起篦齿处一个较大的周向拉应力(以第2齿齿尖为例，下同) ，约363MPa，但温差导致该处一个更大的周向压应力，约979MPa。综合考虑离心应力和热应力，在该处仍存在较大的周向压应力， 约616MPa。在738?时，GH4133盘材拉伸的σ平均值为679MPa;存活0.2 率为90%的σ为626MPa;存活率为99%的σ为611MPa。假设GH4133盘材压缩的σ也取0.20.20.2上述值，则在篦齿尖压缩屈服的几率34燃气涡轮试验与研究 1999年第12卷第4期只占3%左右。若假设起动后第202s篦齿处温度提高12?，温度最高处达750?，则温差导致该处的周向压应力达1004MPa。离心应力应是不变的，综合考虑离心应力和热应力，则在该处实际的周向压应力达641MPa。在750?，GH4133 盘材的σ平均值为668MPa;存活率为90%0.2 的σ为615MPa;存活率为99%的σ为600MPa;则在篦齿尖压缩屈服的几率升高到23%左0.20.2 右了。由此，明显得出下面的结论: 在标准循环下工作，该盘篦齿尖在周向压应力下屈服的几率比较小;但随着篦齿处温度的不大的升高，篦齿尖在周向压应力下屈服的几率却会提高很多。 5.2.2 篦齿残余应力测量 为了与上述篦齿应力分析的结果进行对比，采用两种办法分别对装机工作200h以上的无篦齿裂纹和有篦齿裂纹两类?级涡轮盘进行了篦齿残余应力测量。 被测量件是2个对无篦齿裂纹的I级涡轮盘进行篦齿残余应力测量采用的是X衍射法，从发动机上分解下来的高压涡轮转子，测量部位是靠冷气的第1齿齿尖外侧面，任取相隔120b的3个测点。2个盘上分别测得最大残余拉应力为93MPa和176MPa，并不大。 对有篦齿裂纹的?级涡轮盘进行的残余应力测量是这样做的:选取1个已工作200h，在篦齿尖有大量径向深不超过3.1mm小裂纹，尚未达到报废标准的旧盘(1号发动机)，再选取2 个已工作200h 以上，篦齿裂纹已达到报废标准的旧盘(2、3号发动机)，仔细测量这3个盘的3道封严篦齿的直径并记录。然后在距篦齿环排气端面约17mm 处将整个篦齿环小心切下， 再仔细测量3道封严篦齿的直径并记录于表5-1。由表5-1可见:在盘上测得的篦 37 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 齿直径普遍大于篦齿环从盘上切下后测得的篦齿直径。由此，可以粗略估算出含裂纹篦齿残余拉应力，其值也列于表5-1中。必须说明，表5-1这样估算篦齿残余拉应力的作法是定性的、近似的，仅仅对?级涡轮盘篦齿这一特定的结构形式和部位。 表5-1 含裂纹篦齿的直径测量记录和残余拉应力 对比无篦齿裂纹和有篦齿裂纹两类?级涡轮盘在篦齿处所测得的残余拉应力，可见含裂纹篦齿的残余拉应力比不含裂纹篦齿的残余拉应力高得多。由表5-1还可见:同是含裂纹篦齿，仅在齿尖有大量径向深不超过3.1mm小裂纹的篦齿，平均残余拉应力高达797MPa。不仅在齿尖有大量裂纹，且多处已穿透篦齿环， 形成轴向长10mm~17mm穿透裂纹篦齿， 其平均残余拉应力要低一些，为516MPa左右。因此，有理由设想，篦齿上出现多处穿透篦齿环的裂纹， 且裂纹轴向长度超过10mm以后，已使篦齿处的残余拉应力有一部分释放了。由此，可以进一步推测:含裂纹篦齿在出现裂纹前的残余拉应力应比表5-1所列数值更大， 该更大的残余拉应力在一定的条件下就成了篦齿尖萌生径向裂纹的主要原因。 5.2.3 带篦齿裂纹?级涡轮盘的低循环疲劳试验 进行低循环疲劳试验的带篦齿裂纹?级涡轮盘来自1号发动机。其上的篦齿裂纹主 要产生在第2齿齿尖，大约有115 条，大多裂纹径向深1mm左右，最深的1条裂纹径向深达3.1mm。 38 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 低循环疲劳( 转速循环) 试验初期，第2齿齿尖裂纹扩展比较快，第743 次循环后开箱检查，发现第2齿齿尖裂纹已达齿根，且有向第1、3 齿扩展的趋势，这说明篦齿裂纹在径向已深达3.5mm，明显扩展了。 带篦齿裂纹?级涡轮盘的低循环疲劳试验总共进行了6047个转速循环。试后的检查发: 第2 齿上比较长的径向裂纹有124条，其中径向深度超过3.5mm的有5~10条，第3齿上现 也有5条裂纹。总之，篦齿裂纹与第743次循环后的检查结果相比，没有特别显著的变化。 [1]参考文献 详细介绍了该试验转子和试验参数设计、试验概况和试验结果。 5.2.4 篦齿裂纹萌生与扩展分析 前述表明:完全在标准循环下工作的该?级涡轮盘，在篦齿尖是很难有机会萌生径 向裂纹的，即使萌生了径向裂纹，也是很难快速扩展的。 如果?级涡轮盘一旦在非标准循环下工作，例如，短时燃烧室局部排气温度过高、燃气倒灌，或?级涡轮盘篦齿与?级导向叶片下缘板封严环相碰磨(外场调查已经发现，与?级涡轮盘篦齿相对的?级导向叶片下缘板封严环上有大量深0.8mm~ 1.0mm的凹槽，证明篦齿在工作过程中曾与之反复碰磨过) ，均会导致I 级涡轮盘篦齿局部温度迅速升高。在盘心的温度还来不及跟随升高的情况下，篦齿与盘心之间产生一个比标准循环下起动后第202s 更大的温度梯度，使篦齿处产生一个更大的周向压应力;同时， 篦齿处的局部高温， 也会导致该处材料的σ迅速下降。上述两个因素的共同作用会导致篦齿处更大范围的压0. 2 缩屈服，从而在发动机转速停止后引起篦齿尖更大的残余拉应力。在一定条件下，这个更大的周向残余拉应力就引起了篦齿裂纹的萌生和继续扩展。 从断裂力学出发的估算表明:对于篦齿齿尖深为1.0mm、1. 5mm 和2.0mm 的径向裂纹，其尖端的应力强度因子，均低于GH4133材料的断裂韧性，且在标准循环时不会失稳扩展;其扩展速率也低，在8000个标准循环之内， 总的裂纹扩展量也超不过2.0mm，与许多?级涡轮盘服役过程中篦齿齿尖裂纹快速扩展的事实也是不相吻合的。由此，考虑到试验前齿尖的残余周向拉应力要比裂纹扩展后大一些，则有理由认为:篦齿齿尖的残余周向拉应力不仅是引起齿尖裂纹萌生的主要原因之一，也是齿尖裂纹扩展的主要原因之一。 39 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 5.2.5 带篦齿裂纹?级涡轮盘超转储备系数估算 在较高的转速时，篦齿处的温度总是较高的。应力分析表明，篦齿在周向承受压应力。篦齿处的径向裂纹，均不影响其承受周向压应力，故篦齿裂纹对?级涡轮盘超转储备系数应无大的影响。 现考虑?级涡轮盘在长时间服役后，从某一个径向销孔孔边起裂，至进气端面裂透，如图5-1 所示。在这种情况下，不管是否带篦齿裂纹，?级涡轮盘超转储备系数均会降低，至少降低1.1%。如果新盘超转储备系数为1.220，则将降低到1.207。为了安全，作一种最保守的估计，设?级涡轮盘既带销孔边穿透裂纹，又带篦齿裂纹，并设该篦齿裂纹在篦齿 17mm，对应于裂纹前缘分别到达第2齿齿根、环上径向穿透， 轴向长分别取6mm、10mm和 第3齿齿根和篦齿环根部，则盘的超转储备系数从1.220分别降低为1.205、1.204 和1.201。 图5-1 ?级涡轮盘裂纹断面示意图 5.2.6 篦齿裂纹断口分析 对表5-1所列3台发动机的?级涡轮盘篦齿裂纹，各选3个最长或较长的裂纹，进行了 裂纹断口分析，结果如下: (1号发动机?级涡轮盘篦齿裂纹的3个断口表面经高温氧化呈深灰色， 断裂从表面1 多处起源向内扩展， 扩展阶段可见典型疲劳特征， 局部出现/龟裂0 (见图5-2) ， 表明断裂是在热应力作用下形成的， 属热疲劳断裂失效。 2(2 号发动机?级涡轮盘所取3 条篦齿裂纹断口特征相同。以一最长裂纹为例，其起源于三个齿的齿端表面， 扩展过程中交汇形成台阶。交汇处均距中间齿较远而距另两齿较近，即中间齿裂纹扩展最充分，而且在其断口上氧化最为严重，得出裂纹最先从中间齿的齿尖表面起源。由于严重氧化，源区难以分辨。图5-3为中间齿裂纹扩展前期呈疲劳条 40 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 带的二次裂纹，上面覆盖一层氧化产物，表明断裂是在热应力作用下形成的，属热疲劳断裂失效。 图5-2 篦齿断口的龟裂及疲劳条带特征 图5-3 第2齿裂纹扩展前期疲劳特征的 二次裂纹( 表面覆盖氧化产物) 图5-4 裂纹扩展区疲劳条带及氧化特征 3(3 号发动机?级涡轮盘所取3 条篦齿裂纹断口特征也相似。亦以一最长裂纹为 例，裂纹分别从三个齿的齿端表面起源，中间齿裂纹扩展最为充分，氧化最严重，裂纹最先从中间齿齿端表面起源。图5-4 所示裂纹扩展区为疲劳条带断裂特征，上面覆盖一层氧化产物， 表明断裂是在热应力作用下形成的，属热疲劳断裂失效。 5.2.7 该发动机的相关故障 由于发动机是一个性能与结构相统一的整体，不同的故障之间不可能没有一点联系，几个故障之间具有因果关系的例子并不鲜见。结构强度故障的起因可能并不在结构强度方面， 而在性能等非结构强度方面。 41 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 该?级涡轮盘多年来因陆续发现篦齿裂纹超标而报废，应属于多发的典型结构强度故障。通过前述对篦齿的裂纹统计、应力分析、残余应力测量、断口分析和盘的低循环疲劳试验， 促使人们推测: 篦齿裂纹产生和扩展的主要因素是相同的，即由于某个原因，例如，短时燃烧室局部排气温度过高，或燃气倒灌;或?级涡轮盘篦齿与?级导向叶片下缘 ?的高温，且相对轮心的温差同时也超过了500?， 板封严环相碰磨;或篦齿经受了超过738 而盘的物理转速却不超过11425r/min，导致篦齿处产生一个很大的周向压应力。该处材料的屈服极限却因高温而降低，从而在该处产生一个足够大的周向残余拉应力，将引起篦齿径向裂纹的萌生和扩展。对典型篦齿裂纹的断口分析已经从一个方面证实了这一推测。 ?级涡轮盘篦齿处是否真的有可能经历过超过738?的高温呢? 下面企图通过列举该系列发动机的相关故障来回答这一问题: 在实践中发现，在工厂内试车合格的发动机在外场装机后排气温度就比厂内高约20~30 ?。在飞行中作静升限爬升，飞动高度，飞大Ma 数和飞机转弯时，排气温度都将进一步升高。外场调查还发现该系列?导叶片变形严重的 *乙型发动机性能被不同程度的调高了，导致T3由1009?上升至1032 ?。与?级涡轮盘篦齿相对的?导叶片，进气边局部瞬时高温的温度甚至达1250 ?左右。分析表明:采取提高*T3 100?的办法来提高发动机的性能，使该系列乙型发动机高温部件安全裕度变小。结论:与?级涡轮盘篦齿相对的?导叶片变形的主要原因是由局部瞬时产生高温所致。?导叶片烧伤故障为该系列发动机常见故障， 在大修厂中常可见。该故障产生原因是由于局部产生高温造成。根据上述参考文献的分析和结论， 可见在该系列的一部分发动机中，或在一部分发动机的某一特定的服役期，其?级涡轮盘篦齿处完全可能出现瞬时高温、反复瞬时高温和局部高温。该高温超过738 ? ， 且相对轮心的温差同时也超过了500 ? 。 5.3 预防与对策 由上文分析可知，该发动机?级涡轮盘篦齿裂纹产生与扩展的主要原因如下: 由于 *部分发动机采取提高涡轮前温度( T3) 100 ?的办法来提高发动机的性能，或由于部分发动机性能在出厂时被不同程度的调高了，或短时燃烧室局部排气温度过高，或燃气倒灌，或?级涡轮盘篦齿与?级导向叶片下缘板封严环相碰磨，或造成一部分发动机在某特定的服役期，或在某特定的飞行工况，其?级涡轮盘篦齿处出现反复瞬时高温和局部高温，该高温超过738 ?，且相对轮心的温差同时也超过了500 ?。篦齿处材料性能在高温下迅速下 42 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 降， 热应力导致篦齿处材料严重压缩屈服，齿尖产生较大的残余拉应力。该残余拉应力在一定条件下使篦齿尖首先萌生大量裂纹，继而在一定条件下使这些径向裂纹扩展，形成穿透篦齿环的轴向裂纹。该轴向裂纹长度最终超过现行判废标准，导致?级涡轮盘的大量报废。如果能控制?级涡轮盘篦齿处工作温度不超过738 ?，则篦齿尖是很难萌生径向裂 在8000个标准循环以内， 该裂纹也是难以扩展致纹的。即使在篦齿尖萌生了径向裂纹， 穿透篦齿环。该盘篦齿环上现有的轴向穿透裂纹，只要其轴向长度不超过17mm，应不会危及该盘轮缘上扇形锁板的工作可靠性，也不会危及该盘的安全工作。 涡轮盘篦齿一旦产生裂纹，后果极为严重。为了杜绝此类故障的产生，根据对?级 [21]涡轮盘篦齿裂纹故障的分析，采用以下对策: 1(严格落实外厂检查措施 裂纹的产生和扩展是一个连续的过程，符合量变到质变的发展规律，有一定的周期。因此，新制造、大修或检修出厂发动机装机后，经过一定的飞行时间，按照工艺要求，利用涡流检测的方法重点检查裂纹危险位置有无裂纹。 2(改进涡轮盘的材料 现在粉末冶金技术已被大量用于涡轮盘的制作中，粉末冶金是指将金属粉末放入模具中压制成型后，再经烧结而制成各种金属制品的工艺方法。粉末冶金材料在冶金过程中，通过弥散相，热压过烧结等方法在晶界和亚晶界等面缺陷引起的强化和韧化反应，在材料内部生成类似蜂窝结构的显微强化组织，强度提高了15%;同时这种高度的面缺陷具有抑制裂纹产生障碍裂纹扩展的作用，且粉末冶金材料能达到很高的表面光洁度，这些都极大地增强了材料抵抗疲劳的强度。 3(改进篦齿盘的制造加工工艺 疲劳裂纹的萌生一般都形成于零件的表面，所以要注意提高零件的表面质量，表面越光洁平滑，零件的疲劳强度越高。当零件表面的敏感位置存在加工缺陷时，就会引起应力集中，加速产生显微裂纹。通过表面喷丸强化和机械抛光途径提高篦齿盘的表面质量。 4(改进篦齿盘的检修工艺 结合发动机大修或检修，对篦齿盘均压孔裂纹故障位置进行射线、着色渗透等多种无损检测，共同验证裂纹的有无。对没有倒圆或者倒圆不够的均压孔边进行补充倒圆和抛光，提高危险位置的疲劳强度。 43 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 5(改进篦齿盘的装配工艺 对高压转子的装备采用分段压紧等工艺，尽可能地减小篦齿盘的振动强度、幅度，从而避免篦齿盘在运行状态下由于振动产生的交变应力。 6(检查和监控发动机振动值 利用检测数据和飞参数据，综合分析变化趋势，间接判断振动对篦齿盘状态的影响，有异常时要查明原因进行调整，适当缩短涡流探伤周期增加检查频次。 结论 通过以上分析研究，获得了大量发动机故障方面的信息，对整个故障分析过程进行回顾和展望，从总体审视故障分析的全过程，明确故障发生的原因，在此基础上提出改进措施，达到最终解决故障的目的。更深一层次上讲，可以通过对故障的全面总结，得到故障本身对我们的启示，获得宝贵的经验财富，用以指导发动机的设计，研制，加工，维修和使用工作，达到举一反三的效果。 本文在对可靠性和故障的相关知识概括的介绍之后，总结了故障分析和排除故障的一般方法，为下文的具体案例提供基础，然后分别列举了发动机的四个典型故障，多角度分析其故障产生的机理，总结归纳处理故障的一般方法。 本文主要的成果如下: 1(介绍了可靠性和故障的相关概念，并为故障分析和排故过程提供了一个较为系统的方案和流程。并对航空发动机的四个典型故障分别具体分析。 2(对航空发动机压气机喘振进行了详细的介绍，指出压气机喘振是指沿轴向的低频、高振幅(能量) 、破坏性极强的不稳定流动;对各防喘措施的优缺点做出了简要的描述比较分析，总结归纳出相应结论。 3(结合国内压气机转子叶片受环境影响的损伤特征和有关安全准则与标准，对压气机转子叶片断裂失效进行分析，得出故障原因，在生产过程，使用维护，修理技术方面来控制叶片质量，防止断裂。 4(对管路振动危害进行了阐述，分析引起液压管路振动的3种机制， 借鉴已有的成果和当今其他学科的发展预测了液压管路振动研究的方向. 5(用相应的实际例子对涡轮盘篦齿裂纹故障进行了分析，结合收集的资料研究总结了其预防和对策。 44 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 对一些有代表性的故障进行认真全面的分析，认清故障本质，总结分析方法和解决措施是具有重要意义的。通过计算和试验分析找出故障原因，排除故障，汲取经验，提高认识，为日后排故、改进、新设计积累技术储备。最终提高发动机的可靠性、耐久性和性能。由国内外航空发动机发展的经验表明，对于高科技十分集中的航空发动机故障的发生的绝对的，在研制过程中应正确对待使坏事变好事。在故障的分析和排除的过程中认真对待，实事求是，不推卸责任是解决问题的关键。 45 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 致谢 经过了近两个月的学习和努力，我终于完成了《发动机典型故障的统计分析》的设计论文。从开始接到论文题目到大量资料的搜集，再到论文的完成，每走一步对我来说都是新的尝试与挑战，这也是我在大学期间独立完成的最大的项目。两年充实的学习生活，使我收获颇丰，但是依然感觉到自己有很多的知识没有了解掌握。接到论文题目后，在指导老师的点拨下，下载查看了大量相关的资料和书籍，让自己头脑中模糊的概念逐渐清晰，使自己非常稚嫩设计一步步完善起来，每一次改进都是我学习的收获，每一次的完善使我兴奋不已。到现在为止虽然我的设计还很不成熟，还有很多不足之处，但都有是我的劳动成果。我相信其中的酸甜苦辣最终都会化为甜美的甘泉。 在论文的写作过程中遇到了无数的困难和障碍，都在同学和老师的帮助下度过了。尤其要强烈感谢我的论文指导老师—刘爱中老师，他对我进行了无私的指导和帮助，不厌其烦的帮助我进行论文的改进。 感谢这篇论文所涉及到的各位学者。如果没有各位学者的研究成果的帮助和启发，我将很难完成本篇论文的写作。 感谢所有关心、支持、帮助过我的良师益友。 向在百忙中抽出时间对本文进行评审并提出宝贵的各位专家表示衷心地感谢～ 由于我的学术水平有限，所写论文难免有不足之处，恳请各位老师和学友批评和指正～ 46 中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文 参考文献 [1] 何成铭 吴纬 朱志杰 机械系统可靠性设计若干问题探讨 装甲兵工程学院学报 2006 20 [2] 李庆杰 PW4000发动机振动故障研究 西北工业大学硕士毕业论文 2005 [3] 尚建亮 飞机地面空调车齿轮箱的故障诊断 沈阳航空工业学院硕士毕业论文 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