航空發動機液壓管路裂紋故障分析

劉中華，李興泉，賈 鐸，高東武，劉 鑫

（1.中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015；2.空裝駐沈陽地區第二軍事代表室，沈陽110042）

0 引言

航空發動機管路連接在發動機各部件、附件之間，并輸送燃、滑油、空氣等介質，完成發動機運行、操控、冷卻等功能[1]。管路受到來自發動機轉子、傳動附件及液壓脈動等因素的激振影響，直接影響到管路系統甚至發動機穩定性及可靠性。

早期世界各航空大國研制發動機主要集中在核心機（由壓氣機、燃燒室和高壓渦輪組成）設計制造技術領域，而對外部結構重視不夠，導致發動機外部管路斷裂、漏油、滲油故障頻發。該類問題已經引起世界航空航天科研部門的充分重視，目前，在國外的各種標準規范、結構完整性大綱、設計準則中，對管路明確提出了各種設計、試驗和考核的要求。國內在飛機飛行過程中出現的發動機管路惡性故障不是特別多，這主要是由于在發動機研制過程中地面試車較為充分，可以提前暴露并解決一些問題。但是在地面試驗考核過程中，由振動誘發的管路故障依然較多，這也直接影響試驗考核進度，有時甚至使發動機的研制周期延長。在管路的故障診斷及機理分析方面中國多位研究人員進行了深入研究。李哲洙等[2]提出引入經驗模態分析方法（Empirical Mode Decomposition,EMD）和希爾伯特-黃變換（Hilbert-Huang Transform, HHT）方法的液壓管路裂紋的故障診斷方法，較為真實地反映有裂紋液壓管路的頻率和幅值分布情況；鄒炳燕等[3]分析鋼材管路需要選擇合適的焊接工藝，可以有效避免產生焊接裂紋并影響管路強度；張祝新等[4]從理論上分析閉端管路系統發生諧振的條件，提出換向閥至液壓泵的管路應避開發生諧振的長度，可以有效防止管路發生諧振的方法；楊同光等[5]提出1 種分形理論的故障診斷方法，可以有效診斷出航空液壓管路有無裂紋故障，同時能夠識別早期裂紋故障。杜大華等[6]提出管路的動強度失效分析方法與動力優化設計技術，提高管路結構的力學環境適應性與可靠性，并通過試驗驗證了改進措施有效。目前，中國在對航空發動機管路的研制中，缺乏對激勵產生機制及控制的深入研究，大多采取加卡箍、改走向和增加壁厚等適應激勵環境的措施，導致管路的動強度設計裕度不明、偏保守、優化驗證周期長等。

本文針對某型航空發動機液壓管路在試車中發生的管路裂紋故障，進行故障排查分析，確定故障位置及原因，并制定相應改進措施。

1 故障現象描述

某型發動機在臺架試車過程中發生液壓管路焊縫裂紋故障，該管路為高壓液壓管，具體形狀及裂紋位置如圖1 所示。出現在管路平管嘴與導管焊接部位，長度約為3.8 mm，如圖2 所示。

圖1 管路結構

圖2 裂紋位置

2 故障分析

2.1 故障定位及故障樹分析

通過現場檢查，僅有該管路發生故障，其他件未見異常，管路焊縫裂紋為原發故障，是該故障的頂事件。

針對該管路焊縫裂紋故障，根據故障件設計、生產加工、制造、裝配和試車的全流程，找出所有可能造成故障的底事件，形成故障結構樹[7-8]（如圖3 所示），用于指導排故工作和分析故障原因。

圖3 管路斷裂故障樹

根據故障現象及故障樹，通過故障件斷口分析、設計復查、裝配工藝復查、試驗測量復查等，以確定故障原因。

2.2 管路斷口分析

故障管路裂紋斷口宏觀形貌如圖4 所示。從圖中可見，斷口呈灰白色，表面較粗糙，可見明顯的疲勞弧線和放射棱線特征，表明該斷口性質為疲勞[9]。根據疲勞弧線及放射棱線的方向判斷，疲勞起源于管路焊縫部位內腔，呈線源特征，如圖4 中箭頭所指。

在掃描電鏡中放大觀察，故障管路裂紋斷口微觀形貌如圖5 所示。從圖中可見，疲勞弧線和放射棱線匯聚于管路焊縫部位內腔表面，表明該處為疲勞起源，呈線源特征。疲勞源區未見明顯的冶金缺陷?？梢耘懦资录械腅VENT5 因素。

圖4 故障管路裂紋斷口剖面

圖5 故障管路裂紋斷口微觀形貌

2.3 導管材料及焊接形式分析

導管材料為0Cr18Ni9，依據材料手冊[10]，0Cr18Ni9 的拉伸性能σb=569 MPa，拉伸率δ5=50%。

管材選擇、制造標準、焊接質量驗收標準以及焊接形式選擇均沿用系列型號發動機，具有較高的強度儲備，已經通過大量長試、試飛考核驗證?？梢耘懦资录﨓VENT1 及EVENT2 因素。

2.4 目視檢查

故障件返廠檢查，除故障裂紋外，管路外觀無問題，焊縫裂紋處焊道平整光滑，焊高符合要求，可以排除底事件EVENT6 因素。

在更換管路的工作現場，均對卡箍及管路的裝配狀態進行了檢查，卡箍與管路同軸度均良好，未發現異常，可以排除底事件EVENT7 因素。

2.5 設計復查

2.5.1 卡箍間距復查

通過復查卡箍支撐間距，管路總長約為400 mm，共有3 個雙聯卡箍固定，卡箍間距分別為294、96 mm，滿足設計標準[11]中Φ12 鋼材管路支撐中心最大長度在嚴酷振動環境中的最大長度小于340 mm 的距離要求?？梢耘懦资录﨓VENT3 因素。

2.5.2 導管壁厚設計復查

通過復查，該故障管路導管外徑為12 mm，壁厚1 mm。對該故障管路爆破壓力管路組件允許在最大工作壓力下進行計算[10]

式中：Pb為管路爆破壓力，Pa；Pgm為管路最大允許工作壓力，Pa；d 為管路內徑，mm；δmin為管路最小壁厚，mm；σb為管路材料的拉伸強度極限最小值，Pa。

標準[12]中規定按材料常溫下強度極限儲備系數Kb≥3.75，計算結果為25 MPa，管路系統設計要求為21 MPa，滿足要求?？梢耘懦资录﨓VENT4 因素。

2.6 試驗測試復查

2.6.1 共振測試復查

為排查故障原因，對故障管路進行換裝新管，在裝機條件下采用錘擊法進行固有頻率[1，13]測量，測量結果為218 Hz。

對該管路裂紋位置進行動應力測量，測試程序為經慢掃程序達到中間狀態后打開噴口油源泵控制附件。測試結果見表1。

表1 動應力測試結果

通過上述試驗復測可知：

（1）管路在慢掃條件下動應力值不超限，當控制附件開關打開后動應力值超限；

（2）通過復查中間狀態的高、低壓轉速換算高、低壓基頻，該管路的固有頻率、振動頻率與高、低壓基頻均不耦合。

為進一步排查管路是否由于共振原因導致動應力超限，隨后采用多種調整卡箍支撐方案對故障管路進行調頻[14-16]、增加阻尼[17]等措施，同時進行動應力測量以驗證調整措施的可行性。測量結果基本與表1 情況一致，證明通過調整頻率、增加阻尼等方法無法將管路動應力值降低到限制值以下?？梢耘懦鼸VENT8及EVENT9 因素。

2.6.2 強迫振動測試復查

由于噴口油源泵控制附件主要控制油壓，為進一步排查管路動應力超限問題與控制附件打開后油壓的關系，同時對故障管路裂紋位置進行動應力測量及對管路接頭A 位置進行液壓脈動測量，具體位置如圖1 所示。分別進行關閉噴口油源泵控制附件開關條件下的慢掃程序，以及打開噴油油源泵控制附件開關下的慢掃程序下的測量。

動應力結果見表2。對表中控制附件開關狀態截取應變片的動應力瀑布圖，如圖6 所示；脈動壓力測量結果見表3。

表2 動應力測試結果

表3 壓力脈動結果

對圖7、表2、3 分析可知：

（1）打開噴油油源泵控制附件開關后，當發動機進入穩態（中間）時動應力激增并超限，液壓脈動主頻270 Hz 與動應力超限時的振動頻率264 Hz 基本耦合；

（2）當噴口油源泵控制附件開關打開狀態脈動測量中的平均脈動壓力約為28 MPa，液壓脈動的峰-峰值為2.44 MPa，均超出成品技術協議要求，可見在噴口油源泵控制附件開關打開后，出現的高幅值脈動壓力以270 Hz 的頻率作用在管路上，在裂紋位置循環產生89 MPa 的動應力，超出管路工程動應力限制值要求，無法排除底事件EVENT10 及EVENT11 因素。

圖6 慢掃狀態

3 故障機理分析

針對與故障相關的2 個底事件，對管路裂紋故障原因進行分析。

該發動機上的噴口油源泵控制附件在油壓控制方面存在問題，導致噴口油源泵出口壓力及峰-峰值的控制超出正常工作范圍，在打開控制附件開關后，出現的超出要求平均油壓及峰- 峰值脈動壓力以270 Hz 的頻率進行沖擊，引起該管路在剛性連接位置的彎曲振動，在管路焊縫位置產生超限循環應力，導致管路焊縫萌生裂紋并在較大振動應力和噴口油源泵出口脈動壓力作用下發生裂紋故障。

4 改進措施及驗證

4.1 改進措施

噴口油源泵出口脈動壓力及峰-峰值超限是導致管路動應力超限的主要原因，噴口油源泵控制附件的功能是控制油壓及燃油流量，因此采取的解決措施是更換噴口油源泵控制附件，新采用的附件調低了本身輸出控制壓力。

4.2 驗證情況

更換噴口油源泵控制附件后，對噴口控制系統涉及的高壓管路動應力及脈動壓力進行測量，故障管路裂紋位置動應力結果見表4，脈動壓力結果見表5。

落實排故措施后，在激振頻率測量過程中未再高于270 Hz，脈動壓力及峰-峰值降低，管路動應力符合限制值要求。經過大量的廠內臺架試車及試飛驗證，均未再發生此類故障，證明改進措施正確有效。

表4 動應力測試結果

表5 壓力脈動結果

5 結束語

針對某型航空發動機管路裂紋故障，制定改進措施，驗證有效。為避免此類故障再次發生，在高壓管路使用中應考慮增加脈動壓力測量監控手段，以避免液壓脈動問題導致的管路裂紋、斷裂等問題的發生。