朱建鋒　薛春娟

摘 要：燃氣渦輪起動裝置在使用中出現噴火爆燃故障，嚴重威脅用戶人身、財產安全，本課題從起動裝置的使用工況、工作特性、系統(tǒng)結構，結合故障發(fā)生時的現象展開分析研究，確定故障原因，制定可行性改進措施，消除安全隱患，及時有效預防用戶人身財產安全，保證試飛任務安全進行，同時對產品在后期服務保障工作中提供故障診斷依據。

關鍵詞：排氣口；爆燃；分析改進

中圖分類號：TM573 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2018）07-0054-05

1 引言

該型燃氣渦輪起動裝置配裝某型大發(fā)在外場服役過程中，起動點火時排氣口處瞬間噴出明火爆燃，并伴有白煙冒出現象，這必然嚴重影響了戰(zhàn)事訓練飛行任務，本文通過故障現象結合理論分析找出故障源，對涉及到的故障點進行分析討論，在現有結構基礎上確定優(yōu)化改進方案，并通過實際工況進一步驗證其可靠性，達到了預期效果，下面就以一臺故障起動裝置展開實例分析如下。

2 故障現象

燃氣渦輪起動裝置在地面正常起動大發(fā)過程中排氣口處瞬間出現明火爆燃，并冒出大量的白煙，嚴重時會從排氣口處噴出細小金屬顆粒，造成動力渦輪轉子卡滯。經梳理，截止目前共有13臺起動裝置在使用中出現類似這樣的現象。從13臺起動裝置外場故障發(fā)生時的現象分析，有兩種故障模式，即動力渦輪導向器機匣上的隔熱屏、壓緊螺母及鎖片脫落或者隔熱屏、壓緊螺母及鎖片脫落，造成動力渦輪轉子卡滯現象。

3 分解檢查

3.1 目視檢查

（1）目視檢查起動裝置內部所有滑油密封件包括密封膠圈、封嚴篦齒、石墨環(huán)、軸承蓋板等，未見破損或漏裝。

（2）動力渦輪導向器機匣滑油腔石墨封嚴裝置非工作面有少許積碳，工作面光滑未見異常。

（3）減速器機匣滑油腔中的石墨封嚴裝置非工作面局部變色，工作面光滑未見異常。

（4）附件傳動機匣中心孔封嚴鋁硅涂層有輕微接觸印痕，情況屬正常。

3.2 石墨封嚴裝置密封性試驗

按圖樣要求，對動力渦輪導向器機匣、減速器機匣滑油腔封嚴用石墨封嚴裝置進行了密封性試驗，檢查情況正常。

3.3 動力渦輪導向器機匣密封性檢查

對動力渦輪導向器機匣中的滑油腔及內部滑油管路密封性檢查發(fā)現一號焊縫周圍存在密集起氣泡，同時此處附著有大量的黑色積碳和少量油跡。

3.4 零件故檢情況

（1）隔熱屏定位槽磨損拉傷，見圖1。

（2）壓緊螺母緊固齒根部周向被擠壓磨損整圈，出現金屬位移，且斷裂，見圖2。

（3）鎖緊壓緊螺母的4個T型鎖片僅有1個完整，但扭曲變形，2個斷裂，其中一邊斷裂未找到實物，另一個未找到，見圖3。

（4）動力渦輪導向器機匣一號焊縫整圈裂紋，見圖4。

3.5 燃滑油泵調節(jié)器性能錄取及滑油回油試驗

本機燃調在承制廠進行了性能錄取試驗，以及滑油泵回油能力試驗，考慮到燃油流量的測量精度，從錄取的數據來看，燃調供油規(guī)律基本符合技術規(guī)定要求。由表1可見，燃調一級滑油回油泵試驗實測值雖小于要求值（900L/h），但仍遠大于起動裝置的滑油供油能力（增壓泵全流量420L/h），不會引起起動裝置滑油腔回油不暢。

根據故障發(fā)生時的現象和整機分解零件受損以及驗證情況來看，初步判斷整機排氣口噴火、爆燃原因為起動裝置內部滑油系統(tǒng)回油不暢或封嚴失效所致。

4 冶金分析

4.1 外觀檢查

動力渦輪導向器機匣：表面呈淺棕色，一號焊縫中心區(qū)域可見一條貫穿焊縫周向的裂紋，焊縫附近無異常磨損、擊傷等缺陷。（見圖4）

鎖片：鎖片表面呈棕色，鎖片翻轉R部位無異常，一端“T”形臺階斷裂，兩端“T”臺階轉接部位可見明顯擠壓痕跡?？看舐菽敢粋染郣部位約3mm處存在兩道平行的掛擦痕跡，深度約為0.2mm。鎖片翻轉R部位擠壓變形明顯，兩端“T”形臺階均斷裂，斷裂的“T”形臺階轉接部位可見明顯擠壓痕跡（見圖3）。

4.2 斷口分析

動力渦輪導向器機匣：為疲勞斷裂，斷面呈棕色，疲勞起始于零件第一道焊縫根部，為線源，見圖5，源區(qū)存在大量擦傷痕跡，擴展區(qū)平坦，可見明顯疲勞條帶。

壓緊螺母縱向斷口基本與軸向呈45°方向，斷面部位可見明顯的縮頸現象，斷面較粗糙，擦傷嚴重，無疲勞特征，在掃描電鏡下觀察，斷口微觀特征為韌窩。

1#鎖片：為疲勞斷裂，斷面平坦，呈棕色，斷裂起始于鎖片“T”形臺階轉接部位表面，為線源，見圖6，源區(qū)擦傷嚴重，擴展區(qū)可見明顯疲勞條帶。

3#鎖片：R部位擠壓變形嚴重，無斷裂特征；兩端“T”形臺階部位斷裂均為疲勞斷裂，斷裂起始于“T”形臺階轉接部位表面，為線源，見圖7，源區(qū)擦傷嚴重，擴展區(qū)可見明顯疲勞條帶。

4.3 金相分析

動力渦輪導向器機匣：焊縫熔寬為3.4mm，有效熔深為1.2mm，存在未焊透現象，動力渦輪導向器及內罩組合顯微組織正常。

鎖片：沿鎖片軸向剖切進行金相檢查，晶粒度為4級，存在大量孿晶，顯微組織為奧氏體+碳化物+少量形變馬氏體。

4.4 成份分析

對斷裂動力渦輪導向器機匣（材質為K4648）、內罩組合（材質為GH648）及鎖片材質進行分析（鎖片為能譜分析，動力渦輪導向器機匣組件為化學分析），結果均符合相關技術條件要求。

4.5 測試硬度

0.2HV193、0.2HV196、0.2HV191滿足技術條件要求。

4.6 冶金結論

動力渦輪導向器機匣、鎖片材質及冶金質量正常，渦輪導向器機匣一號焊縫及鎖片斷裂均為疲勞斷裂，壓緊螺母斷裂性質為過載斷裂。

5 滑油系統(tǒng)工作原理及封嚴結構

5.1 滑油系統(tǒng)工作原理

潤滑系統(tǒng)是用來保證起動裝置軸承和齒輪的潤滑與冷卻，起動裝置滑油系統(tǒng)不是獨立的，它與飛機發(fā)動機共用一個滑油箱，主要由燃滑油泵調節(jié)器、減速器回油泵、粗油濾、噴嘴及外部管路組成。

5.2 回油系統(tǒng)

附件傳動機匣、燃氣渦輪軸承腔及減速器腔各設有一個回油泵，并且附件傳動機匣及減速器腔出口還分別設有粗油濾以保護回油泵，三個回油泵的回油匯合后送到飛機外置附件機匣。

5.3 減速器輸出超越離合器的潤滑

減速器輸出超越離合器的潤滑是由飛機發(fā)動機滑油系統(tǒng)提供滑油，滑油從飛機外置附件機匣進入，潤滑后的滑油直接漏回飛機外置附件機匣。

5.4 滑油系統(tǒng)封嚴結構

5.4.1 附件機匣滑油腔封嚴結構

附件傳動機匣滑油腔封嚴結構如圖8，包括兩道封嚴篦齒，在輸出軸上采用皮碗密封，接合面及固定密封處采用的是密封墊和O型膠圈密封。

5.4.2 動力渦輪導向器機匣、減速器機匣滑油腔封嚴結構

動力渦輪導向器機匣、減速器機匣滑油腔封嚴結構如圖9、圖10，均為石墨接觸式動態(tài)封嚴結構、及軸承蓋板靜態(tài)密封。起動裝置正常工作時，通過接觸式石墨并引入壓氣機后封嚴氣體將滑油腔與外界隔離。如圖10所示，減速器機匣滑油腔與輸出軸離合器腔被皮碗、膠圈及軸承蓋板隔開，成為2個獨立的密封腔體。

結合圖8、9、10以及第3.4條零件故檢情況可知，三大滑油腔體封嚴結構設計合理，封嚴膠圈及蓖齒完好，起動裝置工作中不存在滑油泄露，由表2中各機匣滑油供回油比關系，不會導致滑油系統(tǒng)堵塞而從封嚴處泄露造成冒煙噴火現象。

6 原因分析

綜合以上目視檢查、試驗驗證、冶金分析可判定起動裝置排氣口噴火爆燃現象為動力渦輪渦輪軸承滑油腔一號焊縫裂紋密封失效所致。

（1）從分解的銅墊圈壓痕表象來看，銅墊圈壓入封嚴槽底部相對較少，隔熱屏底部邊緣0.3mm的凸臺與銅墊圈的接觸面過小，導向器封嚴槽深0.3mm，（原型機槽深0.52mm），銅墊圈的壓痕很淺，造成整個封嚴面接觸面積少，封嚴效果不佳。從分解的情況看，隔熱屏處有約1/4弧長區(qū)域處有大量積碳，在使用中起動裝置只會出現輕微的冒煙現象，不會造成明火，但這是后期出現明火乃至大量白煙的前兆。（見圖11）

（2）隔熱屏壓緊螺母上的鎖片安裝不到位，擰緊壓緊螺母時外螺紋必將會剪切鎖片，致使鎖片表面損傷，由于振動應力和熱應力的影響，在損傷處會產生裂紋，經過一定的工作時間后，鎖片從損傷處斷裂失效，失去鎖緊力后壓緊螺母松動，隔熱屏失去壓緊力。（見圖12）

未預彎鎖片R1按公式R1= SQRT（R2-（L/2）2）-t計算

其中：R=Ф72+0.19 0/2，L=16±0.35，t=0.5±0.05（鎖片厚度）

計算得：R1max=34.7866，R1min=34.5095

未預彎鎖片與壓緊螺母外徑配合間隙δ=R1-D2/2（D2為螺母外徑Ф70（0-0.18））

則δmax=R1max=34.7866-69.82/2=-0.1234

δmin=34.5095-70/2=-0.4905

結論：計算結果表明，鎖片在未預彎情況下，鎖片與壓緊螺母外徑螺紋處存在干涉。

（3）動力渦輪導向器機匣一號焊縫處金相分析檢查（見圖13），測量一號焊縫有效熔深1.6mm，1.5mm，存在未焊透現象。該焊縫處壁厚2mm，計算可得未焊透為0.4、0.5mm，1號焊縫填料較少，焊縫強度不夠，在轉子的徑向應力和振動應力作用下，一號焊縫未焊透處出現疲勞裂紋，致使隔熱屏處后移，造成轉靜子間隙向變小趨勢發(fā)展。

（4）動力渦輪導向器機匣一號焊縫裂紋后，轉靜子間隙尺寸變化，前面分析T型鎖片失去鎖緊力后壓緊螺母出現松動，在振動應力的作用下反向旋轉松脫，M70×1-5h6h壓緊螺母每旋轉1圈后移1mm，加之動力渦輪導向器一號焊縫裂紋后的變化量，同時，由于起動裝置熱態(tài)下轉靜子間隙會進一步較小，由于起動次數頻繁，起動中燃氣渦輪轉子軸向顫動，加之高溫高壓燃氣的沖擊，加快了動力渦輪導向器一號焊縫處裂紋的擴展，必然致使軸承座腔體變形且后移，進而縮小了與轉子間的間隙。

（5）隨著動力渦輪導向器機匣一號焊縫裂紋的繼續(xù)擴展惡化，動力渦輪轉子輪盤中心Φ65尺寸處與壓緊螺母內徑Φ63擠壓接觸碰磨，且壓緊螺母的松動方向與動力渦輪轉子的正常工作旋轉方向一致，從圖1、2、3看隔熱屏、壓緊螺母以及T型鎖片受損表象判斷，瞬間外沖擊力大，來自于高速旋轉的動力渦輪轉子瞬間施加力矩破壞鎖緊力，最終導致隔熱屏徹底脫落，滑油大量泄漏到排氣口處，滑油遇高溫燃燒，排氣口處必然會出現大量的噴火現象，停車后冒白煙，當再次起動時將會出現爆燃現象。

7 結論

綜合以上分析得出，燃氣渦輪起動裝置排氣口噴火、爆燃主要原因為動力渦輪導向器機匣一號焊縫裂紋后腔體滑油泄露所致。

8 措施

（1）對動力渦輪導向器機匣軸承座處60°的V型槽更改為寬度為1.0±0.1、深度為0.6±0.1封嚴槽，使得寬2.5的銅墊子能完全壓入槽內，起到良好的密封效果，并將壓緊螺母的擰緊力矩由98N.m～100N.m增加至200～210N.m，保證此處的最佳封嚴效果。（見圖14）

（2）裝配鎖片時，首先目視檢查或用3～5倍放大鏡檢查鎖片正反兩面是否存在異常微裂紋等現象，再對T型鎖片左右兩腳預彎一定的弧度，同時涂抹少量凡士林，使得完全切合在動力渦輪導向器機匣的鎖片槽內，然后手工旋緊壓緊螺母到不動為止后，而后再將壓緊螺母手動退出，并目視檢查鎖片表面是否有壓緊螺母旋轉造成的表面劃傷痕跡，無異常后方可裝配，通過200N.m力矩緊固壓緊螺母后，再次手動鎖片應在鎖片槽內動作，表明鎖緊鎖片未被壓緊螺母的螺牙擠壓剪貼。

（3）優(yōu)化動力渦輪導向器一號焊縫的焊接工藝，采用HGH3113焊絲、雙層焊接工藝，第一層焊接（焊接電流60～70A）完冷卻后，刷光焊縫表面的氧化色，并用丙酮擦拭干凈進行第二層焊接（31±3A），為保證有效熔深≥3mm，焊接第二層時采用小電流焊接，有效避免一號焊縫裂紋，阻止了裂紋后造成轉靜子間隙變小而發(fā)生碰磨現象，導致鎖片瞬間松脫或斷裂，引起隔熱屏脫落漏油。

9 效果驗證

優(yōu)化動力渦輪導向器機匣一號焊縫焊接工藝貫改后，并在批產交付長試機上完成了1000次起動長試考核，過程中未見噴火爆燃現象，根據分解檢查情況來看，改進后的動力渦輪導向器機匣一號焊縫未見裂紋，轉靜子未出現碰磨現象，截止目前已累計配套裝機120余臺交付外場使用，最長起動次數為610次，至今未因類似起動噴火爆燃故障而返廠檢查，確保用戶使用安全，減少了起動裝置返廠臺數。

參考文獻

[1]航空維修與工程，2012，（1）：50-52.

[2]某型燃氣渦輪起動裝置技術說明書，608研究所 XX66ASM-1第一版.

[3]某型燃氣渦輪起動裝置使用維護手冊，608研究所 XX66.SM.1080.