0 引言

航空發(fā)動機是飛機的“心臟”[1-2]，是飛機的動力之源。發(fā)動機空中停車意味著飛機失去動力[3]，是航空安全事故征候之一[4]。及時發(fā)現(xiàn)缺陷，消除影響飛機安全隱患尤為重要[5-7]。某配裝雙發(fā)的直升機在工作時其中1臺發(fā)動機發(fā)生空中停車故障，將發(fā)動機分解檢查后發(fā)現(xiàn)導流盤破裂。國內(nèi)對發(fā)動機盤類件的破裂早已開展了研究。聶衛(wèi)健[8]從試驗用專用工裝設計方面開展渦槳發(fā)動機高壓渦輪盤破裂試驗故障分析；秦仕勇[9]、郭峰[10]等從加工工藝方面開展輪盤破裂分析研究；王浩然[11]、蔡全卓[12]從材料強度方面開展了某航空發(fā)動機輪盤破裂分析。

本文對該發(fā)動機空中停車故障進行調(diào)查分析，確定首斷件，對故障機理進行分析和驗證，并從裝配工藝方面制定了改進措施。

1 問題定位

1.1 結構介紹

該發(fā)動機是單轉(zhuǎn)子燃氣發(fā)生器、雙級動力渦輪、功率前輸出的渦軸發(fā)動機。燃氣發(fā)生器轉(zhuǎn)子由燃氣渦輪轉(zhuǎn)子組件和壓氣機轉(zhuǎn)子組成；燃氣渦輪轉(zhuǎn)子組件由限流環(huán)、鎖片、壓緊螺母、前篦齒封嚴環(huán)、導流盤、燃氣渦輪工作葉片、燃氣渦輪盤等零件組成，如圖1所示。

圖1 燃氣渦輪轉(zhuǎn)子組件

1.2 分解檢查

燃燒室機匣中心（約11點鐘位置）有1個約Φ6 mm的擊穿孔；3條穿透性裂紋，分別長約10、20、50 mm。排氣框架的正上方銘牌左側鉚釘脫落缺失；內(nèi)、外表面均有不同程度鼓包、凹坑現(xiàn)象。在3點鐘位置有1處“L”形擊穿，長約15 mm；在4點鐘位置內(nèi)部支板沿外緣上表面根部有另1處擊穿，長約13 mm。從排氣框架后部觀察，第2級工作葉片斷裂損傷一部分從根部斷裂，另一部分帶有參差不齊的葉身；動力渦輪第2級導向器葉片進、排氣邊均有擊傷缺口，最大處面積約15 mm×8 mm；動力渦輪第2級外環(huán)蜂窩嚴重刮摩，材料缺失，但蜂窩外環(huán)未見松動、脫落。

渦輪機匣和內(nèi)機匣各有1處被擊穿，呈向外擴散狀；與火焰筒相配處的內(nèi)機匣鳥嘴嚴重彎曲變形；火焰筒雙重環(huán)變形嚴重。3片嚴重擊傷的燃氣渦輪導向葉片卡在導葉內(nèi)支撐環(huán)與渦輪機匣之間，其余燃氣渦輪導向葉片均已脫出；導葉內(nèi)支撐環(huán)損傷嚴重且于3點鐘位置斷裂。

圖2 燃氣渦輪轉(zhuǎn)子

41片燃氣渦輪工作葉片均被嚴重擊傷，葉尖整體減短約1/3，如圖2所示；24片葉片后移，最大后移量約2.5 mm。導流盤和前篦齒封嚴環(huán)均脫落，壓緊螺母和止動鎖片完好、未松動，燃氣渦輪盤前幅板嚴重刮摩且明顯變色。導流盤破裂，屬于非包容的[13]，如圖3所示。前篦齒封嚴環(huán)斷裂成條狀，如圖4所示。

圖3 導流盤

圖4 前篦齒封嚴環(huán)

1.3 冶金分析

1.3.1 斷口分析

“斷口”分析在斷裂失效分析中十分重要[14]。對前篦齒封嚴環(huán)、導流盤、靜子封嚴環(huán)、壓緊螺母、燃氣渦輪轉(zhuǎn)子等5種零（部）件進行外觀照相與檢查、解剖、金相檢查和斷口分析。

前篦齒封嚴環(huán)材料缺失嚴重，殘骸為不規(guī)則彎曲長條狀，呈藍黑色，可見嚴重的磨損變形；殘骸前端局部未見可見斷口形貌，斷口為過載斷裂；磨損部位啄相存在完全及部分回熔。分析認為失效性質(zhì)為磨損失效。

導流盤破裂為4塊，4處斷口均起始于磨損臺階處，斷口粗糙，微觀為韌窩特征，為過載斷裂；在磨損臺階處有目視可見裂紋、晶粒長大、晶內(nèi)酌憶相部分回熔，溫度超過1000℃，硬度分布也顯示磨損部位均超溫。分析認為失效性質(zhì)為磨損導致的過載斷裂。

靜子封嚴環(huán)的前端無涂層形貌，局部基體磨損變形，寬約3.8 mm；靜子封嚴環(huán)的后端存在涂層形貌，長約17.7 mm，涂層表面黏附約1.28 mm×6.8 mm的GH4169合金。

燃氣渦輪盤軸頸、壓緊螺母可見不同程度的磨損，均為磨損失效。

1.3.2 首斷件判定

針對可能的首斷件，對斷裂故障原因進行分析，結合磨痕和溫度分布，確定首斷件[15]。

（1）前篦齒封嚴環(huán)的篦齒部位磨損程度最嚴重，已缺失，部分材料黏接在靜子封嚴環(huán)上。燃氣渦輪盤軸頸與前篦齒封嚴環(huán)配合部位表面存在明顯磨損。

圖5 磨損的前篦齒封嚴環(huán)與導流盤

（2）前篦齒封嚴環(huán)與導流盤在配合面上近外圓處出現(xiàn)均勻的磨損臺階，且臺階磨痕相互吻合（如圖5所示），前篦齒封嚴環(huán)壓緊與螺母在配合面上近外圓處也出現(xiàn)均勻的磨損臺階，表明前篦齒封嚴環(huán)與導流盤和壓緊螺母均存在相對運動，且前篦齒封嚴環(huán)已脹大。

（3）從溫度場分布來看，前篦齒封嚴環(huán)溫度最高，整體超溫，最高溫度超過1020℃。

（4）導流盤過載斷裂起始于磨損臺階處，并非正常最大應力位置，說明導流盤的斷裂是由磨損引起的，排除導流盤為首斷件。

綜上所述，分析認為首斷件為前篦齒封嚴環(huán)。

1.3.3 冶金分析結論

（1）前篦齒封嚴環(huán)、導流盤、靜子封嚴環(huán)、壓緊螺母等零件材質(zhì)及冶金質(zhì)量正常；

（2）故障首斷件為前篦齒封嚴環(huán)；

（3）前篦齒封嚴環(huán)失效性質(zhì)為磨損失效；

（4）導流盤為過載斷裂；

（5）故障件同批次前篦齒封嚴環(huán)、導流盤、靜子封嚴環(huán)材質(zhì)及冶金質(zhì)量符合相關技術條件要求；

（6）對碎屑狀殘骸進行能譜分析，未發(fā)現(xiàn)發(fā)動機之外的材料。

1.4 發(fā)參數(shù)據(jù)分析

對故障發(fā)動機發(fā)參數(shù)據(jù)進行分析，結論如下：

（1）發(fā)動機在不同日期試車時的停車自轉(zhuǎn)時間滿足要求，未見異常。

（2）發(fā)動機在不同大氣溫度下起動時，發(fā)動機點火轉(zhuǎn)速及點火時間、Ng轉(zhuǎn)速從0至38%的時間及Np至75%的時間基本一致，未見異常。

（3）與配裝同一飛機的發(fā)動機相比，故障機在不同時間開車，在空中慢車狀態(tài)運轉(zhuǎn)時的參數(shù)變化趨勢相同，未見異常。

1.5 質(zhì)量復查

按照質(zhì)量程序要求進行設計復查和實物質(zhì)量復查，未發(fā)現(xiàn)異常。

1.6 問題定位

組織召開部級發(fā)動機空中停車故障分析會，對問題進行定位：

（1）發(fā)動機空中停車的原因：導流盤破裂，引起發(fā)動機后部一系列零件二次損傷。

（2）導流盤破裂的原因：前篦齒封嚴環(huán)與導流盤之間發(fā)生異常劇烈磨損，使導流盤前端面出現(xiàn)裂紋，在高速旋轉(zhuǎn)下因強度不足而導致。

（3）前篦齒封嚴環(huán)與導流盤之間出現(xiàn)異常劇烈磨損的原因：前篦齒封嚴環(huán)和靜子封嚴環(huán)組件發(fā)生異常摩擦，前篦齒封嚴環(huán)和導流盤出現(xiàn)相對轉(zhuǎn)動。

2 機理分析

2.1 螺母擰緊力矩試驗及影響

進行壓緊螺母擰緊力矩異常試驗驗證。燃氣渦輪轉(zhuǎn)子組件壓緊螺母施加400～450 N·m后，對返廠的6臺發(fā)動機和在廠的3臺發(fā)動機的前篦齒封嚴環(huán)和導流盤的軸向壓縮量進行測算。檢查9臺發(fā)動機在3個狀態(tài)下的壓縮量，結果表明：

（1）9臺發(fā)動機燃氣渦輪轉(zhuǎn)子組件壓緊螺母的擰緊力矩均滿足設計要求。

（2）燃氣渦輪轉(zhuǎn)子組件重新裝配時，壓縮量有變小的趨勢。

（3）燃氣渦輪轉(zhuǎn)子組件更換壓緊螺母新件后，壓縮量明顯增大。其中1臺發(fā)動機重新裝配時，壓縮量由0.18～0.20 mm變?yōu)?.05～0.10 mm；更換新螺母后，壓縮量變?yōu)?.12～0.14 mm。

2.2 前篦齒封嚴環(huán)和導流盤接觸力及間隙計算分析

對燃氣渦輪轉(zhuǎn)子組件前篦齒封嚴環(huán)（見表1）、導流盤、渦輪盤和壓緊螺母組件接觸力及間隙進行有限元計算：在92%轉(zhuǎn)速（故障時刻轉(zhuǎn)速）時前篦齒封嚴環(huán)徑向出現(xiàn)0.05～0.07 mm的間隙；在裝配軸向壓縮量小于0.07 mm、92%轉(zhuǎn)速時出現(xiàn)軸向間隙，軸向預緊力消失。

表1 前篦齒封嚴環(huán)接觸力或間隙計算

2.3 故障機理

根據(jù)前篦齒封嚴環(huán)斷裂部件和疲勞試驗，部件和整機模擬試驗，以及螺母擰緊力矩試驗和計算分析，認為發(fā)動機機故障機理為：

在發(fā)動機返廠檢修時，燃氣渦輪轉(zhuǎn)子組件分解并重新裝配組件上的壓緊螺母、前篦齒封嚴環(huán)和導流盤等零件后，前篦齒封嚴環(huán)與導流盤在規(guī)定的壓緊螺母擰緊力矩下軸向壓縮量偏小，在高轉(zhuǎn)速狀態(tài)下出現(xiàn)軸向間隙，前篦齒封嚴環(huán)松動；同時，前篦齒封嚴環(huán)與靜子封嚴環(huán)徑向間隙不均勻，切向摩擦力增大，造成前篦齒封嚴環(huán)和導流盤相對轉(zhuǎn)動，劇烈摩擦，局部溫度升高，導致導流盤破裂。故障具有早期特征。

3 問題復現(xiàn)

3.1 部件模擬試驗

為驗證故障機理，查找故障原因，驗證故障模式，開展小擰緊力矩轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)、前篦齒封嚴環(huán)碰摩、前篦齒封嚴環(huán)斷裂模式模擬、帶預制缺口的前篦齒封嚴環(huán)裂紋擴展和帶預制劃痕的前篦齒封嚴環(huán)低循環(huán)等5種部件試驗。試驗結論如下：

（1）前篦齒封嚴環(huán)斷裂后，前篦齒封嚴環(huán)相配的對象件靜子封嚴環(huán)出現(xiàn)了喇叭口形狀，與故障發(fā)動機分解時靜子封嚴環(huán)損傷件出現(xiàn)的喇叭口形狀類似；

（2）前篦齒封嚴環(huán)斷裂后形成條狀物與發(fā)動機故障后前篦齒封嚴環(huán)形貌類似；

（3）前篦齒封嚴環(huán)斷裂后，在前篦齒封嚴環(huán)與導流盤黏合面，以及靜子封嚴環(huán)涂層均存在磨損現(xiàn)象。

3.2 整機模擬試驗

為驗證前篦齒封嚴環(huán)與導流盤在規(guī)定的壓緊螺母擰緊力矩下軸向壓縮量偏小、前篦齒封嚴環(huán)與靜子封嚴環(huán)徑向間隙不均勻?qū)收系挠绊?，進行了4次整機模擬試驗。其中，在第2次整機試驗中，換裝跳動0.5的靜子封嚴環(huán)，進一步調(diào)整壓緊螺母擰緊力矩為160 N·m，前篦齒封嚴環(huán)和導流盤的壓縮量為0.03～0.04 mm，并在壓緊螺母、前篦齒封嚴環(huán)、導流盤上標記周向位置。發(fā)動機按上述試車譜累計試車5 h 12 min，試車后分解，用塞尺檢查壓緊螺母與前篦齒封嚴環(huán)間出現(xiàn)0.04 mm的間隙，前篦齒封嚴環(huán)與導流盤的壓縮量變?yōu)?.08～0.10 mm，靜子封嚴環(huán)表面發(fā)生嚴重偏摩。

整機試驗驗證了前篦齒封嚴環(huán)與導流盤壓縮量偏小時松動的情況，與理論計算結果相符。

3.3 試驗結論

通過部件模擬試驗，復現(xiàn)了前篦齒封嚴環(huán)斷裂后各零件的磨損、變形情況；通過整機模擬試驗復現(xiàn)了在規(guī)定的壓緊螺母擰緊力矩下軸向壓縮量偏小，在高轉(zhuǎn)速狀態(tài)下出現(xiàn)軸向間隙，前篦齒封嚴環(huán)松動。部件和整機模擬試驗驗證了故障機理。

4 糾正措施

針對返廠檢修發(fā)動機存在的質(zhì)量隱患，增加檢查要求，制定主要糾正措施如下：

（1）壓緊螺母的擰緊力矩維持為400～450 N·m，增加前篦齒封嚴環(huán)和導流盤軸向壓縮量控制要求：返廠檢修發(fā)動機為0.17～0.28 mm，新機為0.20～0.28 mm。

（2）對燃氣渦輪工作葉片、雙篦齒封嚴環(huán)、篦齒封嚴環(huán)、導流盤、軸承螺母、壓緊螺母、渦輪盤、前篦齒封嚴環(huán)增加熒光檢查要求。

（3）針對返廠檢修發(fā)動機，增加靜子封嚴環(huán)組件2層涂層和5道篦齒的直徑和跳動，以及燃氣渦輪轉(zhuǎn)子葉尖尺寸的測量要求。

（4）分解前用標記筆對前篦齒封嚴環(huán)、導流盤、渦輪盤做標記，檢查通氣槽是否對正。

針對前篦齒封嚴環(huán)在制造過程中存在的質(zhì)量隱患，制定糾正措施如下：

（1）完善前篦齒封嚴環(huán)超聲檢查要求。

（2）完善前篦齒封嚴環(huán)倒圓倒角加工檢查要求：制作標準樣件，細化、優(yōu)化工藝方法。

5 結論

針對發(fā)動機空中停車故障，通過分解檢查、冶金分析、質(zhì)量復查、發(fā)參數(shù)據(jù)分析、試驗驗證等排故工作，得到以下結論：

（1）發(fā)動機空中停車的原因是導流盤破裂引起發(fā)動機后部一系列零件二次損傷所致。

（2）故障的原因是：返廠檢修重新裝配時，前篦齒封嚴環(huán)與導流盤在規(guī)定的壓緊螺母擰緊力矩下軸向壓縮量偏小，在高轉(zhuǎn)速狀態(tài)出現(xiàn)軸向間隙，前篦齒封嚴環(huán)松動；前篦齒封嚴環(huán)與靜子封嚴環(huán)徑向間隙不均勻，切向摩擦力增大，造成前篦齒封嚴環(huán)與導流盤相對轉(zhuǎn)動而劇烈摩擦，局部溫度升高，導致導流盤破裂。故障具有早期特征。