某型飞机发动机前罩圈铆钉头裂纹和脱落故障诊断与分析

刘龙园，张 斌，付细能，张向前

（1.航空工业洪都，江西 南昌，330024；2.空装驻南昌地区军事代表室，江西 南昌，330024）

0 引 言

航空发动机是飞机的 “心脏” ，是航空机械设备中故障率最高、调整最复杂、维护工作量最大的系统，其工作状态的好坏直接影响到飞机的安全可靠与运行[1]。

某型飞机在使用过程中，出现了前罩圈（用于连接飞机进气道和发动机端面的过渡段）铆钉头裂纹和脱落的故障，如图1和图2所示，铆钉头脱落进入发动机，可能引起发动机叶片损伤。

1 发动机前罩圈铆钉头裂纹和脱落故障原因分析

1.1 发动机前罩圈结构

前罩圈是进气道与发动机之间的过渡段，用于实现发动机与进气通道气流的平滑过渡。

图1 发动机前罩圈铆钉头脱落故障示意图

沿航向，前罩圈通过带板（LY12-δ1.2 铝板）与进气道后端连接（第1、2 圈铆钉与进气道后端连接，第3、4 圈铆钉与前罩圈连接）； 第6 圈铆钉与30 框连接，第5、7 圈铆钉与加强型材铆接；铆钉均为HB6316-3×L，材料为LY10，每圈铆钉约80 个，如图3 所示。

图2 发动机前罩圈铆钉头裂纹故障示意图

1.2 发动机前罩圈铆钉头裂纹和脱落故障原因

国内其他飞机进气道铆钉均采用HB8066-4×8铆钉和1.5mm 厚蒙皮的设计，目前暂未出现铆钉头脱落的现象，而某型飞机发动机前罩圈采用铆钉均为HB6316-3×L，蒙皮厚度为1.2mm，铝板出现铆钉裂纹和脱落，从而可定位发动机前罩圈铆钉头裂纹和脱落的原因如下：

图3 前罩圈结构及铆钉脱落分布

1）前罩圈蒙皮厚度和铆钉选用不匹配，在锪窝铆接时产生 “刀口” 现象，如图4 所示，易对铆钉表面造成损伤。另外，由于锪窝深度存在一定的分散性，形成 “刀口” 的程度不同，使用过程中对铆钉造成的损伤程度也不完全相同，从而造成发动机前罩圈铆钉铆接质量具有分散性。

图4 “刀口” 现象

2）某型飞机进气道载荷与发动机前罩圈载荷一致，某型飞机进气道选用HB8066-4×L 铆钉，未出现铆钉头裂纹和脱落现象，而发动机前罩圈出现铆钉头裂纹和脱落现象，说明HB6316-3×L 铆钉拉脱力不够，选用不合理，满足不了进气道气流交变载荷和噪声作用下的疲劳强度要求，出现裂纹和脱落。

在发动机状态改变或飞行条件发生变化导致进气道气流压力交变和发动机噪声载荷作用下，前罩圈蒙皮会产生鼓动，蒙皮 “刀口” 易损伤铆钉，且铆钉拉脱力偏小时，在上述载荷作用下，易导致铆钉头出现疲劳裂纹和脱落。

2 发动机前罩圈铆钉头裂纹和脱落解决措施

根据上述故障的产生原因，借鉴国内其他飞机和某型飞机进气道铆接设计 （采用1.5mm 厚度蒙皮及HB8066-4×L 铆钉）情况，对于某型飞机前罩圈铆钉头裂纹和脱落问题，采取以下改进措施：

1）增加前罩圈蒙皮厚度，由1.2mm 改为1.5mm，向流道内增加0.3mm，材料牌号不变；

2）将前罩圈蒙皮铆钉由HB6316-3×L改 为HB8066-4×L。（HB6316-3×L 铆钉可承受的拉力为563.5N，单面最小破坏剪力为1725N；HB8066-4×L 铆钉可承受的拉力为3386N，单面最小破坏剪力为3080N，分别是原铆钉的6.0 倍和1.78倍）；

3）进气道后端蒙皮不更换，由于进气道后端蒙皮第1 圈铆钉和第2 圈铆钉已按HB6316-3×L 锪窝，需特制铆钉头并重新锪窝，如图5 所示，该特制铆钉头角度由90°改为100°，铆钉头直径由5.7mm 改为6.2±0.1mm，其余技术要求与HB8066-4×L 铆钉一致，特制铆钉尺寸及技术要求见图6。

图5 特制铆钉锪窝

图6 特制铆钉尺寸和技术要求

3 措施方案强度分析

3.1 前罩圈与HB8066-4×L 铆钉强度

在有限元模型中将铆钉单元直径由3mm 改为4mm，蒙皮厚度有1.2mm 改为1.5mm。

压力情况和吸力情况下蒙皮应力云图分别见图7 和图8。

图7 压力情况应力云图

图8 吸力情况应力云图

蒙皮材料：LY12 σb=390MPa，最大应力见图7，σ=95.6MPa

铆钉载荷最大载荷：

模型共510 个铆钉单元，吸力情况最大剪力为30210 单元（剪力120.9N，轴力-36.5N），最大轴力为30224 单元（剪力31.6N，轴力45.8N）；压力情况最大剪力为30210 单元（剪力324.6N，轴力98.1N），最大轴力为30367 单元（剪力256.4N，轴力-122.7N）。单元位于蒙皮圆筒搭接附近。

铆钉HB8066-4×L 单面最小破坏剪力为3080N，单只HB6316-3×L 铆钉头抗拉载荷为3386N。

铆钉剪切安全余量大于3：

铆钉抗拉安全余量大于3:

3.2 特制铆钉强度

由于特制铆钉是参照HB8066-4×L 铆钉进行设计，仅铆钉头圆锥面角由90°改为100°，铆钉头直径由5.7mm 改为6.2±0.1mm，其他尺寸相同。铆钉受剪时，特制铆钉的剪切面面积相同，挤压面积稍大于标准铆钉，特制铆钉承载能力稍强。

4 验证情况

某型飞机发动机前罩圈机上更换工作在工厂某架飞机上进行了更换通路和工艺可行性实施，改装结果表明，前罩圈机上更换工艺可行。某架飞机改装结束后进行多架次飞行验证，未出现发动机前罩圈铆钉头裂纹和脱落现象。

5 结 论

针对某型飞机发动机前罩圈铆钉头裂纹和脱落故障现象，通过对比其他飞机类似结构，发现某型飞机发动机前罩圈铆钉直径选用过小和蒙皮选用过薄，在锪窝铆接时产生 “刀口” 现象，在发动机状态改变或飞行条件发生变化导致进气道气流压力交变和发动机噪声载荷作用下，前罩圈蒙皮会产生鼓动，蒙皮 “刀口” 损伤铆钉外表面；同时，长时间在进气道气流压力交变和发动机噪声的载荷作用下，铆钉头也会出现疲劳裂纹和脱落。

某型飞机发动机前罩圈通过选用牌号为HB8066、直径为4mm 的铆钉和蒙皮厚度增加为1.5mm 的解决措施，经理论分析、工艺改装验证和空中飞行验证，解决了发动机前罩圈铆钉脱落的故障。