航空发动机修理技术第三章典型零件故障分析

NUM:1NUM:1《航空发动机结构与原理》第三章发动机典型故障分析轮喷气发动机中，压气机部件与涡轮部件的叶片，分为转子叶片和静予叶片，转子叶片又称工作叶片，静子叶片又称导向叶片。压气机叶片主要是对流入的气体进行加功增压，使压气机达到一定增压比。一般前几级叶片接近零度，后几级叶片温度高达200.300℃。涡轮叶片主要是将高能的燃气转化为机械功，驱动涡轮转子而带动压气机转子旋转。一般叶片温度在800-1200℃的燃气包围下工作。转子叶片与静子叶片所处的工作环境和条件基本相同。高温、高速、高压的工作条件以及悬臂结构，将产生离心负荷、气动负荷、热负荷以及振动负荷的作用，然而出现了拉应力、弯扭应力和振动应力。所以叶片是发动机一个典型的故障多发零件。NUM:2NUM:2《航空发动机结构与原理》第一节压气机叶片振动故障分析叶片故障占总故障的20%左右，叶片故障的主要类型有：外来物打伤，表面腐蚀，应力腐蚀，应力破坏，热疲劳和振动疲劳损伤等。其中以振动疲劳损伤故障出现得最多，最为严重。NUM:3NUM:3《航空发动机结构与原理》1、外来物打伤空气流入发动机时，往往会带进灰来，砂石和杂质等这些物质随高速气流直接冲击时片，使叶片表面产生缺口、压痕、划伤或裂纹等：造成叶片的局部应力集中。因此，叶片一旦出现振动以后，使叶片的振动应力增大，加速了叶片的疲劳损伤。外物打伤主要是威胁着压气机叶片，前几级尤为严重，多发生在叶片的前缘附近。外物打伤造成的伤痕，如果落在叶片最大应力区域内，更加重了其危害性。NUM:4NUM:4《航空发动机结构与原理》2、表面腐蚀叶片的表面腐蚀主要指的是化学腐蚀与燃气高温腐蚀。某压气机叶片，在沿海地区执行任务时，大量产生了表面化学腐蚀现象。严重腐蚀的叶片，使表面质量疏松和有较深的松孔，叶片强度大大下降，同时叶片的疲劳寿命也大大降低。例如某铝叶片，在中等腐蚀情况下，其疲劳寿命较未腐蚀的叶片下降一半以上。燃气高温疲劳腐蚀主要是对涡轮叶片而言，燃气高温腐蚀后，叶片表面多出现麻、坑、有时这些麻坑形成了叶片的疲劳源。NUM:5NUM:5《航空发动机结构与原理》3、应力腐蚀应力腐蚀是指叶片加工过程或热处理过程留在叶片上的残余应力，在发动机工作时,由于空气中水份等渗透到材料晶界中，导致叶片产生腐蚀裂纹。尤其是对含有盐份较大的空气中，更加剧了应力腐蚀现象。NUM:6NUM:6《航空发动机结构与原理》4、应力破坏应力破坏是因叶片强度不足而造成的破坏。单纯应力破坏的叶片发动机上确实很少见。因为叶片在设计时，都留有足够的安全裕度。个别发动机是有因短时间的超转、超温，而导致叶片强度不足损坏的理解。应力破坏断口是产生在最大应力区，呈现沿晶裂纹，表面粗糙，明显的断裂现象NUM:7NUM:7《航空发动机结构与原理》5、热疲劳损伤热疲劳损伤多发生于涡轮叶片，叶片受到时冷时热高变温度场的作用，使叶片热疲劳。热疲劳损伤部位多位于叶片进排气边缘，通常以横向裂纹为多，有纵向裂纹。裂纹较细多呈发纹状，条数多集中于一个区间。裂纹为沿晶裂纹与应力破坏现象相类同。NUM:8NUM:8《航空发动机结构与原理》①淬火：加热到相变点温度以上后，急剧冷却的工艺。提高材料的硬度，但降低韧性。②正火：加热到相变温度以上后，正常冷却（空气中）。③退火：加热到相变点温度以上后，缓慢冷却。消除淬火影响，消除应力，均匀成分。④回火：淬火后，再加热到某一温度（低于淬火温度），保温，然后冷却。均匀成分，稍降低硬度，大幅度提高韧性。介绍金属处理四火：NUM:9NUM:9《航空发动机结构与原理》叶片振动故障绝大多数都是振动疲劳损伤，叶片断面呈现疲劳断口的特征。据统计现有使用中的发动机，几乎所有级的叶片都发生过振动疲劳损伤故障。故障叶片以转子叶片为多，静子叶片为数较少。振动疲劳损伤可以产生发丝、裂纹、甚至折断，有的叶片折断后，断片打穿机匣飞出，或者随气流方向后方打伤其它零件，并造成严重的飞行事故等。NUM:10NUM:10《航空发动机结构与原理》1、压气机叶片的振动故障现象。压气机叶片振动故障，绝大多数属于共振疲劳损伤，有的属于颤振疲劳损伤。叶片的疲劳裂纹产生在振动应力幅较大的部位，低阶共振多位于接近叶根的地方，高阶或扭转共振，多位于叶尖部位。①某三级铝叶片，使用中经常发生在叶尖进排气边缘外产生裂纹或者折断的故障。经统计多数叶片裂纹发生在进气边缘距根部为80毫米到85毫米的地方，在排气边缘距根部为50-56毫米的地方，个别叶片在距叶根2/3处折断。NUM:11NUM:11《航空发动机结构与原理》②某机一级叶片曾在低转速与高转速下分别出现振动疲劳损坏。NUM:12NUM:12《航空发动机结构与原理》③某机压气机一级叶片还出现叶片颤振故障，该机在低空大速度飞行，高空大马赫数飞行以及升限以后，压气机叶片都曾在很短时间内发生过裂纹和折断的故障。NUM:13NUM:13《航空发动机结构与原理》2、涡轮叶片的振动故障现象涡轮叶片是处于高温燃气的包围下工作，“热”使叶片工作条件变坏，同时由于涡轮叶片在设计时留有安全系数较小，所以叶片一经振动，就会产生很大的振动应力，很快造成叶片的疲劳裂纹或者折断。NUM:14NUM:14《航空发动机结构与原理》NUM:15NUM:15《航空发动机结构与原理》对某一级涡轮叶片裂纹的故障分析，其裂纹产生的部位与形式如图3-7所示有：①叶片进气边缘横向裂纹，多位于近叶根部，裂纹向叶身发展，出现者较多，多为单条裂纹。②叶片排气边缘横向裂纹，同上，产生在1/2-1/3叶高之间。③叶背中部，近于叶根和距叶根20%叶高处。④叶尖纵向裂纹，有时为数条，多由于热疲劳所引起。⑤叶身排气边缘，穿透性裂纹，位于高温区。NUM:16NUM:16《航空发动机结构与原理》三、振动疲劳故障分析绝大多数叶片都是由于振动疲劳而损坏，从叶片的振动现象上看，叶片有强迫振动疲劳，共振疲劳与颤振疲劳。三者虽都属于振动疲劳，有其共同性质，然而由于各自的振动状态不一样，危及叶片的疲劳程度以及疲劳裂纹发展的快慢与结果也都不一样。其中叶片以出现共振疲劳为多，较严重，颤振疲劳虽然少，但危害性最大。NUM:17NUM:17《航空发动机结构与原理》l、强迫振动疲劳叶片工作时一直受有强迫激振力的作用，只是激振力有大有小，频率或高或低。一般情况在小激振力作用下，叶片具有较小的振动应力，即使在很高的循环次数下面，叶片也不致于疲劳损坏。振动系统在周期性的外力作用下，其所发生的振动称为受迫振动NUM:18NUM:18《航空发动机结构与原理》2、共振疲劳叶片的共振疲劳是所研究的重点，发动机中绝大多数叶片都是共振疲劳损伤故障。叶片共振时，振幅很大，叶片内部产生较大的振动应力。NUM:19NUM:19《航空发动机结构与原理》共振疲劳的断口特征是，疲劳裂纹表面有一个疲劳源，这个疲劳源可以在叶片截面最大应力处，或者是近于最大应力区由叶片表面缺陷所引起。疲劳源形成后，自源点向外发展形成贝壳形的疲劳环（有的也称为海滩形疲劳环）。NUM:20NUM:20《航空发动机结构与原理》叶片的共振疲劳损坏还必须具备两个条件，即需要达到一定交变应力6，还需要振到一定的时间，即循环次数n。通常对材料进行疲劳实验可以获得疲劳寿命线。NUM:21NUM:21《航空发动机结构与原理》NUM:22NUM:22《航空发动机结构与原理》3、颤振疲劳颤振疲劳是由于叶片产生颤振所引起，颤振疲劳又称为低循环次数的疲劳，以此区别于高循环次数的共振疲劳，颤振疲劳寿命n≤104以下。叶片出现颤振其特点是，大振幅,大振动应力，低循环疲劳寿命并伴随有“哨叫”声。这种大振幅，，大应力幅下的振动，使叶片材料已进入弹塑性变形，加速了叶片疲劳的扩展速度，也加速了叶片的疲劳损伤，致使叶片在很短时间内产生严重裂纹甚至断折。NUM:23NUM:23《航空发动机结构与原理》四、排除叶片振动故障的方法掌握叶片振动问题，其目的在于解决叶片振动及振动故障。防止或排除叶片振动的方法．，大体有三种方法，一是从解决叶片振动内因——自振频率着手，称为调频法，以避开共振；二是从解决叶片振动的外因——激振频率着手，称为调激振频率法，以避开共振：三是增大叶片抗振强度（如阻尼力）和采用减振结构法NUM:24NUM:24《航空发动机结构与原理》1、叶片的调频法叶片的调频是从内因着手，改变叶片的自振频率,以避开共振。调频对解决共振疲劳较为有效，对于解决颤振问题也有一定的效果。叶片调频可以使叶片自振频率调高，也可以调低，一般使叶片频率调高为好。因为在同样激振力作用下，叶片频率高，意味着刚性好，振副小振动应力就相应变小。叶片自振频率计算：调频就是改变上述中各参数以改变自振频率值FEJlaMKf2NUM:25NUM:25《航空发动机结构与原理》NUM:26NUM:26《航空发动机结构与原理》NUM:27NUM:27《航空发动机结构与原理》NUM:28NUM:28《航空发动机结构与原理》NUM:29NUM:29《航空发动机结构与原理》NUM:30NUM:30《航空发动机结构与原理》NUM:31NUM:31《航空发动机结构与原理》NUM:32NUM:32《航空发动机结构与原理》第二节涡轮叶片故障分析典型大功率涡轮风扇发动机，具有高温轮前温度。第一级涡轮叶片，．在叶片的前、后缘上有许多冷却孔。叶片为精密熔模铸造，用陶瓷芯棒提供内部冷却空气腔道。铸造后，钻出冷却孔，并将合金管嵌入到前缘腔道中钎焊固定。钎焊叶尖帽，最后涂敷防护涂层。NUM:33NUM:33《航空发动机结构与原理》l、故障叶片断口组织，剖开带裂纹和损坏的叶片，进行断口分析，发现破坏是由高、低周循环疲劳造成，有较清晰条纹。裂纹起始于叶背、壁面及喷咀中心冷却孔与平台以23-25毫米韵内部前缘交线上。还有的裂纹出现在叶背与叶盆的鱼鳞状孔处。2、金相分析对未经修理和修理过的叶片冀展方向和弦向横截面断口分析表明，许多二次裂纹出现在涂层及内外叶片壁面冷却孔薄边及交界地方。裂纹经常穿透到叶片材料中去。3、故障主要由前缘冷却孔的高、低循环疲劳引起的。前缘壁厚不足，前缘气流、反流裕度、回旋气流和叶背前缘壁厚，都是故障发生的四个关键参数。4、工作时，叶片在离心力的作用下拉长，造成机匣与叶片擦伤。．5、叶片的振动故障（上节已述）。6、高温燃气腐蚀，使叶片表面出现很粗糙的麻坑现象。7、热腐蚀、热疲劳、叶背出现细小成片的龟裂现象。NUM:34NUM:34《航空发动机结构与原理》三、故障的排除根据引起故障的原因，选择合理的排故方法，大体说来，一般分为针对性排故，加改装排故和预防性提高材料性能防止故障的出现或延长工作寿命的方法排故。1、针对性排故叶尖擦伤修复工艺：化学剥离内部防护涂层，焊接修补叶尖；7检查内部裂纹，重新喷涂以及对单个叶片进行气流量检验。吹砂剥离外部涂层，采用钎焊减小空气孔流道面积。NUM:35NUM:35《航空发动机结构与原理》2、加改装排故法经故障分析，发现原设计叶片存在：前缘壁厚不足；冷却孔是疲劳源；冷却气流量和压力不够合理等。经使用和修理后分析确定：报废高寿命降低系数的叶片；重新确定冷却气流流量和压力；取消放气孔钎焊，改用内部涂层，减少蛇形气流量并平衡叶片前缘，中间以及后缘气流量等。3、预防性修理防止叶片出现过热损伤、热疲劳、高温燃气腐蚀等故障的产生，采用提高材料的抗热性能，抗疲劳性能和抗高温燃气腐蚀性能。在大修中，对涡轮叶片全部进行真空等离子法喷涂扩散涂层，即Ni-CI-Al-Y系涂层。四元共渗后的涡轮叶片，塑性大大提高耐热性及其他工作性能都有所提高，耐热稳定性好。耐热达1200℃，工作寿命达500小时。NUM:36NUM:36《航空发动机结构与原理》NUM:37NUM:37《航空发动机结构与原理》NUM:38NUM:38《航空发动机结构与原理》第三节涡轮盘裂纹故障涡轮盘分为盘体和榫头两部分，盘体是指从园心到完整的最大园周部分，榫头为盘外端的纵树形部份。一、裂纹现象l、榫头裂纹纵树形的榫头，因结构、工艺、受力、高温、高速、高压、热疲劳、热腐蚀等因素引起的裂纹最多，裂纹一般从最外榫齿开始