航空发动机典型故障分析报告.docx
《航空发动机典型故障分析报告.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《航空发动机典型故障分析报告.docx（21页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。
航空发动机典型故障分析报告
第1章绪论
1、1发动机概述·································2
1、2可靠性与故障·······························2
1、2、1可靠性····································2
1、2、2故障······································2
1、2、3故障分析与排故方法························3
第2章压气机喘振故障分析
2、1概述·······································5
2、2喘振时的现象·······························5
2、3喘振的根本原因·····························5
2、4压气机的防喘措施···························6
第3章压气机转子叶片故障分析
3、1概述·······································9
3、2压气机转子叶片受环境影响的损伤特征与有关安全准则与标准········································9
3、3压气机转子叶片故障模式及其分析·············10
3、3、1WP7系列压气机转子叶片现行检查标准﹙含判废标准﹚···········································10
3、4WP7系列报废叶片主要失效模式统计分析·····12
第4章发动机篦齿盘均压孔裂纹故障分析及预防
4、1概述······································14
4、2篦齿盘结构与工作状态分析··················14
4、2、1结构分析·································14
4、2、2工作状态分析·····························14
4、2、2、1工作温度高·····························14
4、2、2、2工作转速高·····························14
4、2、2、3易产生振动·····························14
4、3裂纹特征与产生原因分析···················15
4、3、1裂纹特征·································15
4、3、2裂纹原因分析·····························15
4、4结论·····································16
结束语···········································17
致谢·············································18
文献·············································19
第1章绪论
1、1发动机概述
二十世纪以来,特别就是第二次世界大战以后,航空与空间技术有了飞跃的发展。
现在,飞机已经成为一种重要的﹑不可缺少的作战武器与运输工具。
飞机的飞行速度﹑高度﹑航程﹑载重量与机动作战的能力,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的发展。
然而,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）与高温环境下工作的;发动机就是飞机的心脏,就是体现飞机性能的主要部件。
又由于发动机由许多零组件构成,即本身工作情况与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。
经过多年的努力,在航空领域工作的研究人员已经了解与解决了发动机许多故障,然而,一些故障还就是无法完全解决的,只能尽量减少故障对飞机的危害。
本论文列举出发动机几种典型故障,并且尽可能的根据科学研究数据来研究分析这几种故障,给出科学的预防故障与排故方法。
1、2可靠性与故障
1、2、1可靠性
产品在规定的条件下与规定的时间内,完成规定功能的能力为产品的可靠性。
所谓产品,就是指任何元器件、零部件、组件、设备、分系统或系统。
规定条件主要指环境条件与使用条件,如产品在工作中所承受的应力水平、温度、振动与腐蚀环境等。
规定时间就是指广义时间,除产品的工作小时外,还可指其循环次数等。
1、2、2故障
产品或产品的一部分不能或将不能完成预定功能的事件或状态。
对某些产品如电子元器件、弹药等称失效。
产品的故障:
a、在规定的条件下,不能完成其规定的功能;
b、在规定的条件下,一个或几个性能参数不能保持在规定的范围内;
c、在规定的应力范围内工作时,发生产品的机械零部件、结构件或元器件的破裂、断裂、卡死等损坏状态,从而导致产品不能满足其规定功能。
故障率:
指工作到时刻t尚未发生故障产品,在该时刻后的单位时间内发生故障的概率。
为产品可靠性的一种基本参数。
故障率可分为:
均故障率与瞬时故障率两种,其定义分别为:
⑴平均故障率就是在规定的条件下与规定的时间内,产品的故障总数与寿命单位总数之比,用
表示。
＝
﹙1∕寿命单位﹡﹚
式中:
r—故障总数
—第i个产品发生故障前的寿命单位
⑵时故障率就是在规定的条件下,工作到某时刻尚未发生故障的产品,在该时刻后单位时间内发生故障的概率。
用
＝
式中:
—到t时刻尚未发生故障的产品数
—t时刻后
时间内故障的产品数
故障类别:
从总体结构上将故障分为:
性能故障、结构强度故障与附件系统故障。
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、空中熄火与放炮等现象。
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与排除。
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。
1、2、3故障分析与排故方法。
发动机故障分析与排故方法都有其一定规律与内在联系,通常可采用以下的步骤与方法,如图1-1所示。
图1-1故障分析与排故方法
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。
查瞧就是否存在有不合理的设计现象,就是否存在潜在缺陷。
查瞧其使用状态与使用环境等,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。
对故障现场进行周密调研、记录并研究其故障现象、使用条件与使用环境。
除对故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、加工质量与零件的储存情况等。
故障件的金相分析就是十分重要的,通过金相分析可以决定该故障属何种模式与性质,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就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就是故障分析中两项并行的重要工作。
故障机理的试验研究就是以一定的试验方法,研究故障发生的原因、条件与现象。
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。
这就是一项比较复杂,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就是故障分析的后期工作,当故障原因得以解释或找到后,依其机理与现象,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,目的就是要避开共振状态。
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。
所以说排故过程就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与教训,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就是一项系统工程,有着严密的科学性、现实性、实用性与经济性,就是可靠性、安全性分析中的重要环节之一。
第二章压气机喘振故障分析
2、1概述
喘振就是气流沿压气机轴线方向发生的低频率、高振幅的振荡现象。
这种低频率高振幅的气流振荡就是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与热端超温,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
发动机的声音由尖哨转变为低沉;发动机的振动加大;压气机出口总压与流量大幅度的波动;转速不稳定,推力突然下降并且有大幅度的波动;发动机的排气温度升高,造成超温;严重时会发生放炮,气流中断而发生熄火停车。
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,则会造成排出的燃气又重新被吸入发动机,从而会造成喘振。
喘震就是表象,大多数的情况可以说成因就是气流分离,更确切的说就是附面层分离（boundarylayerseparation）、诱发附面层分离的原因,在进气道喘振中,最重要的原因就是攻角太大,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,大家可以瞧到大型民用涡扇发动机的进气道表面内衬上有凹坑,就就是为了把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,主要就是激波诱发的附面层分离,这个比较复杂,但就是可以通过对扇页形状的设计与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与压气机前缘浮动.还有就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
由于气流攻角过大,使气流在大多数叶片的叶背处发生分离、
喘振的物机理过程就是:
空气流量下降,气流攻角增加,当流量减少到一定程度时,流入动叶的气流攻角大于设计值,于就是在动叶叶背出现气流分离,流量下降越多,分离区扩展越大,当分离区扩展到整个压气机叶栅通道时,压气机叶栅完全失去扩压能力,这时,动叶再也没有能力将气流压向后方,克服后面较强的反压,于就是,流量急剧下降,不仅如此,由于动叶叶栅失去扩压能力,后面高压气体还可能通过分离的叶栅通道倒流至压气机的前方,或由于叶栅通道堵塞,气流瞬时中断,倒流的结果,使压气机后面的反压降得很低,整个压气机流路在这一瞬间就变得“很通畅”,而且由于压气机仍保持原来的转速,于就是瞬时大量气流被重新吸入压气机,压气机恢复“正常”流动与工作,流入动叶的气流由负攻角很快增加到设计值,压气机后面也建立起了高压气流,这就是喘振过程中气流重新吸入状态。
然而,由于发生喘振的流路条件并没有改变,因此,随着压气机后面反压的不断升高,压气机流量又开始减小,直到分离区扩展至整个叶栅通道,叶栅再次失去扩压能力,压气机后面的高压气体再次向前倒流或瞬时中断,如此周而复始地进行下去。
2、4压气机的防喘措施
由于压气机的设计就是根据设计点的气动参数进行设计的,当工作状况偏离设计点时,各级的速度三角形也与设计点的不同,也就就是非设计点参数与压气机的几何形状不协调。
这就是各级的流量系数大大地偏离了设计值,从而造成攻角过大或者过小,于就是就产生了喘振或者堵塞。
防止压气机喘振的措施,主要就是如何使压气机各级在非设计状态下,都能够保持与压气机几何形状相适应的速度三角形,也就就是就是攻角不要过大或过小。
改善的途径一方面从气动设计着手,另一方面就是增加调节机构,就是压气机叶片或者流路的几何形状能够随着工作状况而改变,以便适应参数不同的工作状况。
目前,在增设可调机构的措施方面,经常采用的方法有下列几种。
⑴压气机中间级放气
现在简述一下从压气机中间级放气以排除喘振的机理。
当打开放气系统时,由于减少了空气流路的阻力,所以位于放气系统之前的压气机级的空气流量就增加了。
因而前面级的轴向速度就增大,气流攻角减少,从而避免了发生喘振而保持稳定工作。
由图1-2所示的第一级特性可见,由N点变到M点。
此外,放气系统后面的各级空气流量都由于放气而减少,于就是气流攻角增加,使其脱离堵塞状态,由N点变到M点工作。
因此,放气的后果就是使前后各级都朝着有利的工作状态变化,使工作协调,从而大大改善了压气机的特性,保证了发动机安全可靠地工作。
图1-2放气机构防喘原理示意图
中间放气防喘的方法机构简单,在增压比小于10的多级轴流式压气机中效果很好。
除放气防喘之外,还可以减少发动机起动时的起动功率。
但就是有一个很大的缺点,就就是将15～25﹪的压缩空气放掉而没有利用。
这就意味着供给压气机的一部分机械能,白白地被浪费掉,结果使得放气时发动机推力减少,燃油消耗率增大,涡轮前温度升高。
由于放气的采用,引起放气截面上气流的重新组织,并且可能发生局部气流分离与叶片振动。
这就需要在设计放气机构时加以注意。
为了防止上述现象的产生,可以加大放气孔区域中级与级的间隙,并要求尽量能沿着整个圆周均匀放气。
⑵可转动的进气导流叶片与整流器叶片
可转动的进气导流叶片与整流器叶片防喘原理就是通过改变导向器叶片角度来改变工作叶轮进口处的绝对速度的方向,也就就是改变预旋量,从而改变工作叶轮进口处的相对速度的方向,以减小攻角,达到防喘的目的。
若多级压气机的设计增压比相当高,则必须采用很多级可以转动的整流器叶片。
如J-79-3A涡轮喷气发动机,压气机共17级,总增压比为13,就采用了可转导流叶片与6级可以旋转的整流器叶片。
这种防喘方法从经济性上瞧比放气防喘要好,但就是结构比较复杂。
从气动上瞧,这种办法只能着重改善气流沿叶高在某一个半径上的流动情况,例如照顾到平均半径时,就不能很满意地照顾到叶尖与叶根,尽管如此,由于这种防喘方法效果比较好,现在得到广泛的应用。
⑶双转子或三转子
双转子或三转子防喘原理就是通过改变转速,即改变压气机动叶的切线速度的办法来改变工作叶轮进口处的相对速度的方向,以减小攻角,达到防喘的目的。
由于双轴压气机具有一系列优点,例如,不容易产生喘振,可以在宽广的范围内工作而仍然可保持较高的效率,容易起动等等。
所以,双轴的结构型式得到了广泛的应用。
它的缺点就是构造复杂,重量也较大。
由于构造设计上的不断改进,已逐步克服了这些问题。
近年来,涡轮风扇发动机的设计,增压比不断提高,还成功的制造了包括风扇在内的三转子压气机,例如英国的RB、211就就是一台这样的涡轮风扇发动机。
它的优点就是效率高,防喘性能好,但它的缺点也就是很明显的,那就就是结构更为复杂。
⑷可变进口通道面积
将进口面积作成可变的,如图1-3所示。
在低转速时,第一级与前面几级将由于攻角很大而发生喘振。
这时可以把进口面积A
变小。
在相同流量下,面积A
变小就会导致气流轴向速度增大。
于就是第一级工作轮的进口速度三角形就必定会变得如虚线所示。
由图可见,由于攻角减小而使压气机进入正常工作状态,工作点由A变到A′而远离不稳定区。
如英国早期的发动机“萨普菲尔Sa、7”就采用了这种方案。
图1-3压气机进口面积可调装置及其特性图
第三章压气机转子叶片故障分析
3、1概述
压气机转子叶片就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与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。
尽管在我国现役机种WP7系列发动机的外场调查中表明:
长期的经验积累与不间断的研究成效,已使因振动疲劳而引起的叶片断裂故障明显的得到了控制。
但就是,对于其她机种,却依然存在有较高的故障发生率,并又与不明振源的高阶共振现象密切相关。
因此,这类高循环的疲劳现象依然吸引着人们的注意力,并引起广泛的关注。
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、数量与受载的特殊性,一直就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。
正因为如此,国内外有关文献与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她设计准则﹙高、低循环疲劳与静态强度﹚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与警惕,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,但就是,它们的高循环疲劳与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与有关安全准则与标准
特性尺寸
由大到小
外因分类
大鸟、布片
小鸟、橡胶与冰片等
小石子、小零件等
砂粒与腐蚀气氛等
损伤特征
多片倒伏、变形与折断
变形、鼓包与撕裂
撕裂、缺损与鼓包、凹坑等
表面损伤与裂纹
设计准则
⑴限制叶根应变;
⑵限制位移
⑴限制撞击点处塑性变形对于其翼弦的比率;
⑵限制撞击范围内的应变
⑴限制撞击范围内的应变;
⑵当前后缘出现撕裂、缺损时叶片不折断
注意疲劳强度的安全储备
学术研究
⑴叶片间撞击能量传递与重新分配;
⑵残余变形;
⑶“最大”动力效应
残余变形
⑴残余变形;
⑵可能的“最大”应力集中时的承载能力
叶片及其前后缘剩余疲劳强度的动态变化
规范要求
⑴防止丧失叶型;
⑵相邻叶片不相碰;
⑶凸肩不搭接与松脱
⑴不失速、不喘振;
⑵防止丧失叶型,注意叶型效率
⑴
≧3时具有一个场站检查期;
⑵明确维修量的极限值
⑴明确维修量的极限值;
⑵监视与限制维修间隔期内的表面损伤程度
表中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。
不难瞧出,所有的损伤事件尽管都具有随机性,但就是,却又都具有明显的特征。
前三类损伤就是由外物损伤所致,她们的共同特点为:
“事件发生就是偶然的,过程进展就是快捷的,或者就是不稳定的,而相应的处置措施则就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:
“事件发生就是必然的,过程进展就是缓慢的,或者就是相对稳定的,而对应的处置措施则就是以监控状态发展为基本出发点,密切监视与跟踪过程的动态变化”。
显然,前三类损伤就是突发性的,她们的发生除了可以通过加强外场管理而避免外,通常都就是按视情维修处理;而第四类损伤,不仅表明了其发生就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与形成时间,因此相应的损伤特征必然就是呈渐变的,不太引人注意,所以,通常都就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,还就是在工程上,都具有重要的实用价值。
3、3压气机转子叶片故障模式及其分析
3、3、1WP7系列压气机转子叶片现行检查标准﹙含判废标准﹚
在工程上,任何机械构件的检查标准、判废标准通常都与她们的故障模式分不开。
同样,对于航空发动机压气机转子叶片,也应遵循这样的程序。
可就是,由于其特有的受力状态与复杂的使用环境,致使引发的故障模式变得很复杂。
据内外场凭借肉眼观察检查的经验获知,她们的故障模式,除叶片榫头局部变形与表面硬皮积碳、拉伤外,叶身部分就有裂纹、变形、撕裂与锈蚀、麻点等多种损伤,并且她们的严重程度、出现频次,以及分布部位都表现各异。
可见,这些损伤模式除了对叶片强度构成威胁外,它们的刚性消弱也就是不可忽视的,甚至还会引起气动性能的下降。
所以,压气机转子叶片的检查标准与判废标准就是集强度、刚性、工艺,以及气动性能等多因素要求而制定出来的。
表中所示为WP7系列压气机转子叶片现行故障的检查标准与判废标准。
可以瞧出,除列出了故障性质、检查方法与处理要求外,还明确地限制了可修复故障的发生部位。
显然,这不仅要求对威胁到叶片高应力区的损伤故障,需要加以严格地限制,而且,还要注意到它们对叶片的安全性、耐久性,以及气动性能等带来的重要影响。
WP7系列压气机转子叶片检查标准﹙含判废标准﹚
序号
故障特征
故障标准
检查方法
修理方法
处理结论
1
叶片裂纹、弯曲变形及叶片榫头卡环槽变形
不允许
目视检查
无损探伤
不修理
报废
2
叶片表面锈蚀积碳
轻微锈蚀
目视检查
酸洗、除锈、抛光
修理
严重锈蚀
不修理
报废
3
叶盆叶背表面打伤
Ⅰ级、Ⅱ级叶片距叶尖
以内的叶身长度表面上,每面有4处深度不大于0、5㎜打伤;距叶根
以内的叶身长度表面上每面有4处不大于0、1㎜的打伤。
Ⅲ、Ⅳ、Ⅴ、Ⅵ级叶片距叶尖
以内的叶身长度表面上,每面有4处深度不大于0、3㎜打伤;距叶根
以内的叶身长度表面上每面有4处不大于0、1㎜的打伤
目视检查
打磨、抛光
修理
4
叶片进、排气边缘打伤
Ⅰ、Ⅱ级叶片距叶尖
以内的叶身长度表面上,有深度不大于。
0、3㎜打伤;距叶根
以内的叶身长度表面上有深度不大于0、15㎜的打伤。
Ⅲ、Ⅳ、Ⅴ、Ⅵ级叶片距叶尖
以内的叶身表面上,有深度不大于0、2㎜打伤;距叶根
以内的叶身长度表面上有深度不大于0、1㎜的打伤
目视检查
打磨、抛光进排气边缘
修理
5
叶片表面粗糙轻微打伤
不允许存在
目视检查
抛光
修理
6
叶片榫头硬皮积碳、拉伤
轻微硬皮积碳
目视检查
不修理
继续使用
严重硬皮积碳
打磨
继续使用
榫头两侧面拉伤,其深度不大于0
升级会员 