航空发动机加力燃烧室内锥组件故障原因分析

2019-09-10刘风坤

企业科技与发展 2019年1期

【摘要】文章首先针对故障台份发动机的内锥组件进行检查，研究了锁紧垫圈、锥底及螺栓的失效形式，其次对加力燃烧室内锥组件的设计、制造情况进行复查，分析相关零部件是否存在设计不合理和制造质量问题，最后根据复查情况建立故障树，并对故障树的底端事件进行逐一分析排查，进而得到燃烧室内锥组件的故障原因。

【关键词】航空发动机；加力燃烧室；故障

【中图分类号】V231.2 【文献标识码】A 【文章编号】1674-0688（2019）01-0084-03

0 引言

某型航空发动机在车台进行PFRT（初始寿命）试车，停车例行检查时发现发动机加力燃烧室的内锥体组件（其所属整机位置如图1所示）上与后锥段后安装边连接的锥底沿圆周方向发生严重翘曲，锥底顺航方向正上方螺栓安装孔撕裂，顺航向2点和10点钟位置的连接螺栓脱落。本文将针对该故障现象开展设计工艺复查、故障原因分析等研究工作，为后续针对故障问题制定纠正措施提供依据。

1 故障件检查

本次试车的发动机共有4个台份，为对故障原因进行准确定位，分别对故障台份发动机的故障件和其余台份发动机的工作时间、加力工作时间及内锥组件使用情况进行统计和对比。故障台份发动的故障件检查情况如下。

（1）对残留的锁紧垫圈残骸检查，发现锁紧垫圈变形严重，表面布满网状裂纹，“脆化”严重，其弯折部分已明显烧蚀。

（2）对拆下的锥底检查发现其外缘沿圆周方向已产生严重的“波浪”形翘曲变形，锥底顺航向正上方12点位置的螺栓孔沿径向向外撕裂，其余5处螺栓孔均变为长圆孔，且孔边缘外侧存在较深的与螺栓头挤压、磨损痕迹。

（3）对拆下的螺栓检查，发现2点钟、10点钟位置螺栓在根部断裂，断口约1/3为新断面，其余为烧蚀面。所有螺栓根部均存在弯曲及缩颈现象。

从对各台份主机工作时间及锥底使用检查情况来看，锥底作为高温部件在使用过程中均存在高温下翘曲变形，其锁紧垫圈的烧蚀脱落数量和烧蚀严重的程度与发动机工作时间和加力工作时间存在直接联系，有必要结合已有的部件故障现象从设计角度出发开展深入的分析研究。

2 设计情况及制造质量复查

2.1 内锥组件结构[1]

在结构上内锥组件通过21件螺栓由安装边固定于涡轮后支撑内机匣上，为便于拆装锥体设计为分段结构，前后段之间通过12件螺栓连接，锥底由6件螺栓通过安装边固定于后加强段而构成内锥体组件，组件最大外轮廓为φ418 mm，总长为588 mm，内锥组件主要构件材料为高温合金[2]，为确保中心锥组件在高温环境下可靠地工作，在锥体壁面垂直法线的方向上开设了φ0.8 mm的气模冷却孔。由于内锥体本身置于高温燃气环境中工作，其轴向及周向温度梯度影响最为显著，极易导致变形、裂纹和烧蚀，并受高温热燃气腐蚀作用[3]。

2.2 实物状态及制造质量复查

设计人员在现场分别对001、002、003、004台份内锥组件中与锥底相配合安装边螺栓孔、锁紧孔等影响装配质量的主要尺寸进行实测，实际结果与设计图纸要求相符。

經过复查，第004台份发动机加力燃烧部件共办理不合格品审理单11份，未办理代料单。内锥体及下属零组件未办理过不合格品审理单、代料单和设计偏离文件，内锥组件实物状态符合设计图纸要求，产品无制造质量问题。

3 故障树梳理

本节针对锥底螺栓断裂、锥底屈曲变形和孔边开裂故障进行了故障树梳理，故障分析过程中发掘锁紧垫圈烧蚀、螺栓断裂、锥底螺栓孔开裂间的关系，从设计、制造及长试试验等方面梳理故障树底事件，分别建立故障树（如图2所示），并对梳理的故障树底端事件逐一进行排查，底端事件清单见表1、表2、表3。

4 结论

通过对三类故障相关底事件的梳理、分析，获得如下故障原因。

（1）由于加力燃烧室进口温度过高，燃油在高温条件下蒸发快，在内锥锥底燃烧回流区前移导致锥底尾部位置局部回火燃烧，锥底工作环境温度过高且不均匀，导致锥底热应力过大，且长期高温环境中由于材料屈服强度下降而发生蠕变翘曲。锥底在热应力和蠕变翘曲的综合作用下沿孔边产生裂纹并开裂。

（2）螺栓故障件发生弯曲、缩颈现象，表明材料在工作温度下，屈服强度已发生大幅度降低，导致零件发生塑性变形，工作温度超出材料使用温度，而锁紧垫圈的烧蚀、脱落引起螺栓受力情况恶化，进一步加速了失效过程，最终螺栓在材料耐温不足、受力恶化的共同作用下发生沿晶断裂。

（3）由于锁紧垫圈材料的耐温水平不足，工作温度超出长期使用温度，导致其发生沿晶断裂。

参考文献

[1]刘风坤，贾赟.航空发动机高压涡轮转子试验段静强度研究[J].中国设备工程，2017（12）.