航空发动机典型故障分析

目 录

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和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 3.3.1 WP7系列压气机转子叶片现行检查标准﹙含判废标准﹚···········································10 3.4 WP7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

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第 1 章 绪 论

1.1发动机概述

二十世纪以来，特别是第二次世界大战以后，航空和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和运输工具。飞机的飞行速度﹑高度﹑航程﹑载重量和机动作战的能力，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）和高温环境下工作的；发动机是飞机的心脏，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，即本身工作情况和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和解决了发动机许多故障，然而，一些故障还是无法完全解决的，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和排故方法。

1.2可靠性与故障

1.2.1可靠性

产品在规定的条件下和规定的时间内，完成规定功能的能力为产品的可靠性。所谓产品，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和使用条件，如产品在工作中所承受的应力水平、温度、振动和腐蚀环境等。规定时间是指广义时间，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；

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：均故障率和瞬时故障率两种，其定义分别为： ⑴平均故障率是在规定的条件下和规定的时间内，产品的故障总数与寿命单

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；

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r位总数之比，用表示。＝

ti1ri﹙1∕寿命单位﹡﹚

式中：r — 故障总数

t i — 第i个产品发生故障前的寿命单位

⑵时故障率是在规定的条件下，工作到某时刻尚未发生故障的产品，在该时

drt刻后单位时间内发生故障的概率。用

式中：

t＝

Nstdt

Nstdrt—到t时刻尚未发生故障的产品数

dt—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、结构强度故障和附件系统故障。 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、空中熄火和放炮等现象。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和排除。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和内在联系，通常可采用以下的步骤和方法，如图1-1所示。

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图1-1 故障分析和排故方法

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。查看是否存在有不合理的设计现象，是否存在潜在缺陷。查看其使用状态和使用环境等，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、加工质量和零件的储存情况等。故障件的金相分析是十分重要的，通过金相分析可以决定该故障属何种模式和性质，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是故障分析中两项并行的重要工作。

故障机理的试验研究是以一定的试验方法，研究故障发生的原因、条件和现象。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，依其机理和现象，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。所以说排故过程是产品可靠性增长的试验过程。

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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和教训，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是一项系统工程，有着严密的科学性、现实性、实用性和经济性，是可靠性、安全性分析中的重要环节之一。

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第二章 压气机喘振故障分析

2.1概述

喘振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和热端超温, 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; 压气机出口总压和流量大幅度的波动; 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。喘震是表象，大多数的情况可以说成因是气流分离，更确切的说是附面层分离（boundary layer separation ).诱发附面层分离的原因，在进气道喘振中，最重要的原因是攻角太大，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，大家可以看到大型民用涡扇发动机的进气道表面内衬上有凹坑，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，主要是激波诱发的附面层分离，这个比较复杂，但是可以通过对扇页形状的设计和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和压气机前缘浮动．还有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, 于是瞬时大量气流被重新吸入压气机, 压气机恢复“正常”流动和工作, 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,

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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和设计点的不同，也就是非设计点参数与压气机的几何形状不协调。这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，于是就产生了喘振或者堵塞。防止压气机喘振的措施，主要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，也就是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，另一方面是增加调节机构，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。但是有一个很大的缺点，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

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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和叶片振动。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和级的间隙，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和整流器叶片

可转动的进气导流叶片和整流器叶片防喘原理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和6级可以旋转的整流器叶片。

这种防喘方法从经济性上看比放气防喘要好，但是结构比较复杂。从气动上看，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和叶根，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就是一台这样的涡轮风扇发动机。它的优点是效率高，防喘性能好，但它的缺点也是很明显的，那就是结构更为复杂。

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，第一级和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A1变小。在相同流量下，面积A1变小就会导致气流轴向速度增大。于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。

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图1-3 压气机进口面积可调装置及其特性图

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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和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：长期的经验积累和不间断的研究成效，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。但是，对于其他机种，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、数量和受载的特殊性，一直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，国内外有关文献和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他设计准则﹙高、低循环疲劳和静态强度﹚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和警惕，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，但是，它们的高循环疲劳和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和有关安全准则与标准

特性尺寸 外因分类 损伤特征 大鸟、布片 多片倒伏、变形和折断 由 大 到 小 小鸟、橡胶与冰片小石子、小零件砂粒与腐蚀气氛等 等 等 变形、鼓包与撕裂 撕裂、缺损与鼓表面损伤与裂纹 包、凹坑等 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限制撞击范围注意疲劳强度的安内的应变； 全储备 ⑵当前后缘出现撕裂、缺损时叶片不折断

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学术研究 ⑴叶片间撞击能量传递与残余变形 重新分配； ⑵残余变形； ⑶“最大”动力效应 ⑴防止丧失叶型； ⑵相邻叶片不相碰； ⑶凸肩不搭接和松脱 ⑴残余变形； 叶片及其前后缘剩⑵可能的“最大”余疲劳强度的动态应力集中时的承变化 载能力 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 规范要求 ⑴不失速、不喘振； ⑴KT≧3时具有⑵防止丧失叶型，注意叶型效率 一个场站检查期； ⑵明确维修量的极限值

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。不难看出，所有的损伤事件尽管都具有随机性，但是，却又都具有明显的特征。前三类损伤是由外物损伤所致，他们的共同特点为：“事件发生是偶然的，过程进展是快捷的，或者是不稳定的，而相应的处置措施则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：“事件发生是必然的，过程进展是缓慢的，或者是相对稳定的，而对应的处置措施则是以监控状态发展为基本出发点，密切监视和跟踪过程的动态变化”。显然，前三类损伤是突发性的，他们的发生除了可以通过加强外场管理而避免外，通常都是按视情维修处理；而第四类损伤，不仅表明了其发生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和形成时间，因此相应的损伤特征必然是呈渐变的，不太引人注意，所以，通常都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

3.3.1 WP7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、判废标准通常都与他们的故障模式分

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。可是，由于其特有的受力状态和复杂的使用环境，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，他们的故障模式，除叶片榫头局部变形和表面硬皮积碳、拉伤外，叶身部分就有裂纹、变形、撕裂和锈蚀、麻点等多种损伤，并且他们的严重程度、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和判废标准是集强度、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和判废标准。可以看出，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

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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 1 故障特征 叶片裂纹、弯曲变形及叶片榫头卡环槽变形 叶片表面锈蚀积碳 叶盆叶背表面打伤 故障标准 不允许 检查方法 修理方法 目视检查 不修理 无损探伤 处理结论 报废 2 轻微锈蚀 严重锈蚀 3 Ⅰ级、Ⅱ级叶片距叶尖35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25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34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14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 酸洗、除锈、抛光 不修理 目视检查 打磨、抛光 修理 报废 修理 4 叶片进、排气边缘打伤 Ⅰ、Ⅱ级叶片距叶尖35以内的叶身长度表面上，有深度不大于。0.3㎜打伤；距叶根25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34以内的叶身表面上，有深度不大于0.2㎜打伤；距叶根14以内的叶身长度表面上有深度目视检查 打磨、抛光进排气边缘 修理 5 6 叶片表面粗糙轻微打伤 叶片榫头硬皮积碳、拉伤 不大于0.1㎜的打伤 不允许存在 轻微硬皮积碳 严重硬皮积碳 榫头两侧面拉伤，其深度不大于0.5㎜目视检查 抛光 修理 继续使用 继续使用 修理 目视检查 不修理 打磨 打磨拉

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﹙Ⅰ、Ⅱ级不大于1㎜）宽度不大于2㎜长度不超过12榫头 伤处、毛刺

需要说明的是，对于经过修复的叶片，其几何尺寸必然会不断地减小。因此，

除了在我国现用的维修规范中，已规定了的以限制整个叶片沿叶高的最小弦长来作为它们的修磨极限量外，还需要针对具体的损伤部位制定进一步的明确和完善的修复标准。此外，表中所述规定乃是针对叶片的个体而言，如果出现带有群体性质的损伤和有关要求，那么，还将有相应的补充规定。

由于维修规范中的故障检查∕判废标准都是根据转子叶片的工作特点、破损安全准则和实践经验编制而成，所以，除了已破损的叶片需按报废外，还要列出叶片表面伤痕的大小、深度和疏密程度等损伤模式，均可理解为经过了实践检验的极限模式。换言之，尽管它们的形态多种多样﹙比如缺损、变形、表面损伤等﹚，但是，所列模式均可被看作于判废标准和可修复标准间的临界状态，如果再继续工作，将不能确保其具有很低的破损概率，所以此时的叶片可被认为正处于一种表面损伤的“极限强度”状态。由此推论，在表面损伤的判废标准与疲劳损伤的判废标准之间，将可借助含义相近的“极限强度”而建立联系，从而，为评估叶片寿命研究中的表面损伤，寻得了一种以疲劳损伤评估为基础的代替方法。

鉴于压气机转子叶片的故障模式繁多，损伤起因复杂，以及具有集个体和群体于一体的性质，加上他们的可维护性和可修复性，因此，除了极少数被打伤而报废的叶片外，开展压气机转子叶片的耐久性研究将变得更加具有特色。

3.4 WP7系列报废叶片主要失效模式统计分析

为了更全面地摸清WP7系列发动机压气机转子叶片退役的故障原因，现将1135台次使用期满返厂翻修发动机的叶片故障进行了逐级分类统计。现仍以外击、腐蚀、裂纹和弦长不足四种基本失效﹙报废﹚模式作为分析对象，了解这些模式在各级中的分配状况。通过这样的统计，从中不仅发现了导致叶片因故报废的主要原因，而且还将为今后的设计、使用和维护等工作提供不可多得的实践信息。

表中表示了压气机转子叶片在各级中不同失效模式的分布状况。根据他们的失效频率统计，可以看出：

⑴“外击失效”主要由外来和内来的偶然因素引起的，又称外﹙内﹚物损伤，通常发生在中、低空与地面。前几级表现较为突出，而后面级的失效则主要由质硬物的窜动和二次损伤所致。由统计数字看出，不仅它们的发生频率仅次于腐蚀失效的频率，而且平均的级失效频率也相当高。可见，这样的现象与管理、设计上的完善程度存在相当密切的关系。此外，需要说明的是，外物击伤的故障形态主要有翘曲变形、凹坑与鼓包，以及撕裂损伤等。

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表 WP7系列发动机压气机转子叶片及失效率统计

所在级序号 单级叶片数 统计总数 外击 数量 失效频率×102 腐蚀 数量 失效频率×102 裂纹 数量 失效频率×102 弦长不足 数量 失效频率×102 Ⅰ 24 27240 438 1.608 1496 5.492 5 1.836 0 0 Ⅱ 53 60155 429 0.7312 2543 4.227 5 0.8362 0 0 Ⅲ 53 60155 393 0.6553 1588 2.640 3 0.4987 6 0.9974 Ⅳ 73 82855 403 0.4864 4112 4.963 6 0.7242 18 2.172 Ⅴ 73 82855 558 0.6735 2426 2.928 8 0.9655 43 5.190 Ⅵ 73 82855 395 0.4767 2575 3.108 12 1.448 28 3.379

⑵腐蚀失效与裂纹失效是因损伤累积所致，所以也是叶片寿终的主要表现。

就裂纹失效而言，其主要由海水气氛、空气污染和环境风沙等引起的表面磨蚀损伤累积所致，并且通常以发生在叶盆和前、后缘的表现为最严重。其特点除了具有一定的工作期限外，其发生频率最高，发生故障的台次又相对集中。因此，可以表明，它们是与某些特殊的环境因素有关。至于裂纹失效，尽管WP7系列发动机的发生机率不高，致命原因不明显，但是，它们却都具有相当长的工作时限，因此，可以表明，它们的裂纹失效模式是由多种损伤综合影响和积累所致。 ⑶弦长不足是因维修过度所致，也可以理解为叶片寿终失效的一种特有的表现症状。由统计结果看出，这种失效表现主要发生于后面级的薄叶片；而前两级的级失效频率竟然为“零”。其实，除前两级的修复余量较大外，还可能与其价格较贵和判废标准“放宽”等某些人为因素有关。因此，未能统计出来。

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第四章 发动机篦齿盘均压孔裂纹故障分析及预防

4.1 概述

发动机作为飞机的动力装置，是影响飞行安全的关键因素。因此，做好发动机的质量安全工作，特别是做好直接危害及飞行安全问题的预防工作，对于保证飞行安全具有重要意义。在对某新型发动机高压压气机Ⅸ级封严篦齿盘的32个均压孔沿盘周向进行周期性涡流探伤检查时，发现一起裂纹故障。从已经暴露的质量问题看，高压压气机Ⅸ级封严篦齿盘是该型发动机最薄弱的危险性部件之一，由于改进发动机设计难度很大，目前只能通过选用性能更为优异的材料，不断完善生产制造工艺，以及提高维修检测的针对性和有效性，进一步研究改进维修检测的方法来预防监控发现故障。

4．2 篦齿盘结构与工作状态分析

4.2.1结构分析

高压压气机Ⅸ级封严篦齿盘，用于防治高压压气机后的空气泄露到高压压

气机卸荷腔，是发动机工作的关键性零件。该盘由多个螺栓装配固定在高压Ⅸ级压气机后的高压轴上，与高压转子同步转动，工作环境恶劣，工作状态下受多种载荷的影响。

4.2.2 工作状态分析

4.2.2.1 工作温度高

该盘装配在高压Ⅸ级压气机后、燃烧室前的位置，工作环境温度高，达800K

工作与非工作状态下温差大，且盘的前后端面、盘内不同部位受热不均，导致在盘内因材料的热膨胀不均匀而产生较高的热应力，尤其在均压孔处位置及其他不连续处容易引起应力集中。

4.2.2.2工作转速高

篦齿盘在工作时，最高转速达13300转/秒，其自身质量产生的离心力在盘

内引起很大的径向离心应力。由于盘沿一周有篦齿结构，盘的质量分布相对集中于盘沿一周。同时篦齿结构离心半径较大,在相同质量、相同转速的条件下，产生较大的离心力。这样，盘内的径向离心应力主要是由盘的篦齿结构引起，盘内不同半径处的环形截面上的径向离心应力相差不大，但因为32个均压孔的存在，导致在盘的32个均压孔处沿盘周向位置产生应力集中，容易导致该处疲劳裂纹故障的发生。

4.2.2.3 易产生振动

该盘上装配在高压轴，当然受到高压压气机振动的影响，产生振动。这种振动就会在盘上产生的交变应力。当盘所受交变应力大于疲劳极限时，在金属表面、晶界或非金属杂物处形成驻留滑移带，驻留滑移带挤入缺陷形成应力集中，形成裂纹源。

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4.3 裂纹特征与产生原因分析

4.3.1 裂纹特征

通过对Ⅸ级封严篦齿盘均压孔裂纹故障残盘裂纹断面的观察测量发现，在裂

纹断面处，没有塑性变形的残余痕迹，断裂型面没有变化，即没有发生颈缩现象。因此可以肯定引起Ⅸ级篦齿盘爆裂的裂纹时疲劳裂纹。

4.3.2裂纹原因分析

导致Ⅸ级篦齿盘均压裂纹故障的主要原因有： ⑴设计不合理

篦齿盘在高压压气机工作状态下的异常振动不易控制，容易产生疲劳裂纹，同时径向离心应力和热应力的应力集中加速疲劳裂纹的产生和扩张。 ⑵制造加工工艺存在问题

存在预先微裂纹，大大降低了篦齿盘的抗疲劳强度，尤其是故障位置的均压孔未倒圆或倒圆不够，将容易在该处产生疲劳裂纹。 ⑶装配工艺要求高

任一细小的疏漏都可能影响装配质量，加剧篦齿盘的振动强度和幅度，加速疲劳裂纹的产生和扩展。 ⑷ 预防对策

高压压气机Ⅸ级封严篦齿盘一旦产生裂纹，后果极为严重。为了杜绝此类故障的产生，根据对Ⅸ级篦齿盘均压孔裂纹故障的分析，采用以下对策：

①严格落实外厂检查措施

裂纹的产生和扩展是一个连续的过程，符合量变到质变的发展规律，有一定的周期。因此，新制造、大修或检修出厂发动机装机后，经过一定的飞行时间，按照工艺要求，利用涡流检测的方法重点检查裂纹危险位置有无裂纹。 研制性能更为优异的新型粉末冶金材料

粉末冶金是指将金属粉末放入模具中压制成型后，再经烧结而制成各种金属制品的工艺方法。粉末冶金材料在冶金过程中，通过弥散相，热压过烧结等方法在晶界和亚晶界等面缺陷引起的强化和韧化反应，在材料内部生成类似蜂窝结构的显微强化组织，强度提高了15%；同时这种高度的面缺陷具有抑制裂纹产生障碍裂纹扩展的作用，且粉末冶金材料能达到很高的表面光洁度，这些都极大地增强了材料抵抗疲劳的强度。 改进篦齿盘的制造加工工艺

疲劳裂纹的萌生一般都形成于零件的表面，所以要注意提高零件的表面质量，表面越光洁平滑，零件的疲劳强度越高。当零件表面的敏感位置存在加工缺陷时，就会引起应力集中，加速产生显微裂纹。通过表面喷丸强化和机械抛光途径提高篦齿盘的表面质量。 改进篦齿盘的检修工艺

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结合发动机大修或检修，对篦齿盘均压孔裂纹故障位置进行射线、着色渗透等多种无损检测，共同验证裂纹的有无。对没有倒圆或者倒圆不够的均压孔边进行补充倒圆和抛光，提高危险位置的疲劳强度。 改进篦齿盘的装配工艺

对高压转子的装备采用分段压紧等工艺，尽可能地减小篦齿盘的振动强度、幅度，从而避免篦齿盘在运行状态下由于振动产生的交变应力。 检查和监控发动机振动值

利用检测数据和飞参数据，综合分析变化趋势，间接判断振动对篦齿盘状态的影响，有异常时要查明原因进行调整，适当缩短涡流探伤周期增加检查频次。

4.4 结论

根据分析结果，需要严格落实预防事故的对策，以高度负责的态度认真检查，

及时发现安全隐患，确保篦齿盘的安全运行。

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结束语

经过了两个多月的学习和努力，我终于完成了《航空发动机典型故障分析》的设计论文。从开始接到论文题目到系统的实现，再到论文文章的完成，每走一步对我来说都是新的尝试与挑战，这也是我在大学期间独立完成的最大的项目。在这段时间里，我学到了很多知识也有很多感受，再次回首这两年多的学习，我感觉到自己有太多的知识没有掌握，有太多的知识点还不曾了解。我开始了独立的学习，查看相关的资料和书籍，让自己头脑中模糊的概念逐渐清晰，使自己非常稚嫩设计一步步完善起来，每一次改进都是我学习的收获，每一次验证的成功都会让我兴奋好一段时间。虽然我的设计还很不成熟，还有很多不足之处，但都有是我的劳动成果。我相信其中的酸甜苦辣最终都会化为甜美的甘泉。

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）和高温的环境下工作；发动机又由许多零组件构成，即其本身工作状况和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。由于航空发动机本身所具有的特点，使其故障模式与排除故障的方法也都具有一定的特殊性。本论文所列举分析的三个故障（发动机喘振故障分析﹑压气机转子叶片故障分析﹑发动机篦齿盘均压孔裂纹故障分析）都是发动机的最典型的故障，也是比较容易发生故障的部分。

这次做论文的经历也会使我终身受益，我感受到做论文是要真真正正用心去做的一件事情，是真正的自己学习的过程和研究的过程，没有学习就不可能有研究的能力，没有自己的研究，就不会有所突破，那也就不叫设计论文了。希望这次的经历能让我在以后学习中激励我继续进步。

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致 谢

两年充实的生活告诉我，民族需要掌握先进理念、具有国际视野、熟悉具体环境的实战先锋；也告诉我，只有不断经历考验、挫折、甚至失败，才能逼近我们最终的理想。生于斯时，长于斯境，唯有以双倍的努力、十倍的耐心、百倍的豪情和千倍的执着来完成原赋的使命。

在此，首先要对我指导老师张涛，致以最深的感谢。在毕业设计过程中指导老师对我进行了耐心的辅导，帮我解答了设计中的疑难问题，并给我介绍相关的理论、专业方面的书籍以及在设计课题方面难题，设计完成初给了我许多修改建议，使我的设计得以顺利完成此次设计工作。

还有我的同窗、朋友们，高老师…是他们用最真挚的情感和最实际的援助，帮我渡过了一处处的难关。

最后要感谢的是我的父母，他们期待的目光、未来的责任和时时可以寻求的慰藉，是我不断进取的力量源泉。

即将结束再次学习的生活，相信等待我的是一片充满机遇、风险与快乐的土地；也相信我和同仁们的事业必将如涅磐之凤、浴火之凰；更加相信，不朽的民族精神终将引领我们创造新的奇迹！

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参考文献

1 孙金立等，无损检测在航空维修中的应用 2004.7. 国防工业出版社。

2 何景兰，洪杰，李其汉。某航空发动机热端件寿命消耗计算模型及寿命监视【J】,航空动力学报，1996.11

3 航空维修一线机务人员业务知识材料汇编〔M〕，海军航空工程学院青岛分院训练部。2006.

4 苏清友 航空涡喷﹑涡扇发动机主要零部件定寿指南，航空工业出版社，2004ISBN 7-80183-356-2

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毕 业 设 计（论 文）

所属系部： 航空维修工程系

指导老师： 张 涛 职 称： 高工

论文题目： 飞机发动机典型故障研究

学生姓名： 韩旭东 班级、学号: 075046-27

专 业： 航空机电设备维修

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年 月 日

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毕业设计（论文）任务书

题目：飞机发动机典型故障研究 任务与要求：

研究飞机几种典型故障，分析故障的缘由，并提出预防和排故方法。 时间： 2009 年 12 月 8日 至 周

所属系部： 航空维修工程系 学生姓名： 韩旭东

学 号：27

2010 年 3 月 20 日 共 15

专业： 航空机电设备维修 指导单位或教研室： 航空机电教研室 指导教师：

赵涛

职 称： 高工

西安航空职业技术学院制

年 月 日

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毕业设计(论文)进度计划表

日 期 09年12月8日 工 作 内 容 查找资料，确定论文写作方向。 确定论文题目，提出论文写作大纲。 围绕论文题目着手查找相关资料，为写作鉴定基础。 对所寻资料进行整理，分析进行论文编写。 针对论文进行修改，初步完成论文写作

执 行 情 况 指导教师 09年12月25日 09年12月30日 10年1月10日 10年1月20日

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10年2月10日 通过指导老师批阅修改，对论文进行完善。 完成论文写作，打印电子稿件。 10年3月20日 教师对进度计划实施情况总评

本表作评定学生平时成绩的依据之一。

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毕 业 设 计（论文）审 查 意 见 书

指导教师对学生 韩旭东 所完成的题目为 《飞机发动机典型故障研究》 的毕业设计（论文）进行情况、完成质量的审查意见：

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成绩：

指导教师： 年 月 日

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毕 业 设 计（论文）评 阅 意 见 书

评阅人对学生 韩旭东 所完成的题目为

《飞机发动机典型故障研究》 的毕业设计（论文）评阅意见为：

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成绩：

评阅人： 年 月 日

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毕 业 设 计（论文）答 辩 结 果

毕业设计（论文）答辩委员会对学生 所完成的题目为 的毕业设计（论文）及答辩评语为：