某型航空發動機封嚴篦齒磨損故障分析

喬 邁，張 超，梁 偉

（中國航發沈陽發動機研究所，遼寧 沈陽）

引言

封嚴技術是滿足發動機耗油率、推重比、污染物排放、耐久性設計的關鍵技術[1],篦齒封嚴是一種航空發動機中廣泛使用的封嚴技術。在篦齒封嚴結構設計時,為減少泄漏,通常采用小間隙設計,與其配合靜止的襯套設計成可磨耗的涂層或者蜂窩結構[2]。但間隙過小容易在使用過程中造成封嚴篦齒磨損甚至產生裂紋,嚴重影響了發動機試車的安全性。

研究表明, 篦齒在工作時發生磨損或開裂會導致封嚴間隙發生變化, 封嚴效率也會隨著封嚴間隙的變化而改變, 進而影響轉子的軸向力甚至造成轉子系統的不穩定,且原始設計間隙越小,篦齒磨損造成的這種作用越顯著[3]。

某型發動機渦輪盤封嚴位置設計有兩道篦齒,并與相配的靜子蜂窩共同構成篦齒蜂窩封嚴結構, 該結構在現代航空發動機高溫高壓部件中有著廣泛的應用。實際應用表明,該篦齒在使用過程中會出現異常磨損的問題,本文針對該問題開展了多項研究工作,確定了故障原因、提出改進措施,可為后續封嚴結構設計提供借鑒。

1 故障現象描述

某型航空發動機渦輪盤的一處篦齒蜂窩封嚴結構見圖1。該發動機封嚴篦齒的材料為GH4169,為滿足封嚴要求在封嚴位置設計有兩道篦齒。為了提高篦齒的耐磨能力,在篦齒外側噴涂有耐磨涂層(第一道篦齒前端未噴涂),對應的可磨耗靜子件為蜂窩結構,蜂窩的材料為GH536。

圖1 篦齒蜂窩封嚴結構

該型發動機在出廠前要進行磨合試車, 試車后的分解檢查發現多臺發動機渦輪盤封嚴位置的第一道篦齒存在異常磨損。表現為:篦齒齒頂有較重毛刺,齒外側端面沿圓周有明顯變色現象, 兩道篦齒之間的涂層狀態較完整、無明顯脫落剝落現象,蜂窩磨損痕跡無異常。

2 故障原因分析

統計了同一時期其他存在類似磨損問題發動機的篦齒磨損量并與標準文件對比,統計結果見圖2。分析結果可知, 這幾臺發動機均存在篦齒磨損超標的問題,這在一定程度上影響發動機的生產交付。為了全面查找故障原因,開展了故障樹分析,逐項排查后認為主要應從零件變形分析、使用數據統計、金相分析等幾個方面開展詳細分析工作。

圖2 篦齒磨損量統計

3 零件變形分析

渦輪盤封嚴位置設計有兩道篦齒, 篦齒的材料為GH4169 ,為了分析兩道篦齒的變形情況,選取該發動機的兩個典型狀態對篦齒位置的溫度及變形情況進行數值模擬,結果見圖3 和表1。分析可知,渦輪盤的兩道封嚴篦齒在兩種典型狀態下, 第一道篦齒的溫度及變形略高于第二道篦齒,但差別非常小,兩道篦齒的徑向變形基本相當。

表1 篦齒變形情況

圖3 篦齒溫度場

分析認為，篦齒徑向變形不是引起異常磨損的主要原因，但第一道篦齒前端未噴涂耐磨涂層會導致篦齒的耐磨能力下降。

4 使用數據統計

為分析篦齒異常磨損與篦齒直徑、蜂窩直徑及封嚴間隙之間的對應關系，統計了多臺發動機在磨合試車前后的相關尺寸數據。

篦齒直徑在新品及試車后的對比情況見圖4。對比分析可知，磨損超標的發動機其新品篦齒直徑與其他發動機相比沒有明顯區別；磨合試車后，磨損未超標發動機的篦齒尺寸與新品相比略有減小。

圖4 篦齒直徑尺寸統計結果

蜂窩直徑在新品及試車后的對比情況見圖5。從統計數據看，各臺發動機新品及磨合試車后的蜂窩直徑尺寸相當，新品加工時蜂窩尺寸均處于設計要求的中限偏上，各臺之間無明顯差別，磨合試車后蜂窩直徑較新品尺寸略有變小，磨損超標的發動機與其他發動機相比無明顯異常。

圖5 蜂窩直徑尺寸統計結果

各發動機封嚴間隙在新品時的對比情況見圖6。對比可知，新品發動機封嚴間隙值普遍在設計的中限偏上，磨損超標的發動機間隙值未見明顯偏小。

圖6 封嚴間隙統計結果

各發動機兩道篦齒直徑在使用后的對比情況見圖7。統計結果表明，盤前第一道篦齒直徑普遍小于第二道篦齒。

圖7 兩道篦齒直徑統計結果

通過數據統計分析，盤前篦齒是否磨損與篦齒直徑、蜂窩直徑及封嚴間隙在磨合試車前后的變化無明顯關聯，但第一道篦齒比第二道篦齒磨損嚴重這一現象普遍存在。結合零件變形分析結果及篦齒的磨損形貌，第一道篦齒比第二道篦齒磨損嚴重與篦齒前端面無耐磨涂層存在必然關聯。

5 零件金相對比分析

零件分解檢查時發現，部分蜂窩的晶格存在堵死現象，懷疑是蜂窩焊料填充所致。分析表明，蜂窩晶格中存在焊料填充或者蜂窩本身各處硬度存在異常，均會導致封嚴篦齒異常磨損。為研究蜂窩硬度及焊料對篦齒磨損的影響，對蜂窩進行了解剖并進行了硬度檢測，解剖結果見圖8。

圖8 蜂窩解剖分析結果

解剖分析結果表明：

（1）蜂窩晶格填充物成分為GH536 材料的碎屑，晶格堵死的原因為蜂窩受到磨損后，堆積物填充，導致了晶格堵死。

（2）蜂窩磨損處、未磨損處的硬度無明顯差異，蜂窩磨損處、未磨損焊料硬度無明顯差異，蜂窩晶格中未見焊料沿晶格爬升現象，即工作過程中篦齒未與焊料碰磨。

6 同類故障分析

通過查找文獻，發現某乙型發動機I 級渦輪盤封嚴篦齒裂紋故障[4]及發動機中篦齒蜂窩封嚴結構的高速碰磨行為試驗研究[5]與本文中的故障相關，對此開展了總結分析。

某乙型發動機I 級渦輪盤封嚴篦齒裂紋故障在該發動機的使用過程中較為常見，統計表明其裂紋故障率為16.8%，該故障的主要原因為：

（1）發動機工作時I 級渦輪盤主要承受離心應力、熱應力和振動應力等載荷，該發動機渦輪前溫度與其原型發動機相比提高100 ℃，導致渦輪盤工作狀況更加惡劣；該發動機渦輪盤篦齒的材料為GH4133，GH4133 合金在溫度達到600 ℃（該發動機篦齒的實際工作溫度可達642 ℃）后其力學性能大幅度降低。

（2）該發動機I 級渦輪盤封嚴篦齒與對應導向器葉片內緣板之間的間隙較小，在發動機工作狀態下，渦輪盤受燃氣高溫作用產生熱膨脹并與對應葉片內緣板產生碰磨，致使封嚴篦齒的溫度升高、材料力學性能下降，同時封嚴篦齒還受到高頻沖擊振動，加速裂紋的形成和發展。

篦齒蜂窩封嚴結構高速碰磨行為研究在高溫高速可磨耗試驗機上進行，研究篦齒與金屬蜂窩之間的高速碰磨過程，分析篦齒和屬蜂窩的磨耗機理，主要結論是：高速碰磨時篦齒與蜂窩的接觸區域會產生摩擦火花，導致篦齒齒尖發生燒蝕和氧化，摩擦熱的聚集會導致蜂窩材料在被切削時發生軟化變形甚至填充至蜂窩晶格，隨著碰磨時間的延長，摩擦熱逐漸累積增多，這種現象在篦齒齒尖線速度較高的條件下更加明顯。

綜合以上結論發現，篦齒裂紋的產生多與工作環境溫度或碰磨產生的高溫有關，高溫會導致篦齒材料的力學性能下降、篦齒尖端發生燒蝕和氧化，在轉靜子不同心等復雜因素的作用下，篦齒和配合件產生異常磨損甚至裂紋。

7 故障分析結論

綜合各方面的分析結果，總結出故障的主要原因是：發動機工作過程中，受離心力和溫度的影響，渦輪盤封嚴位置篦齒產生徑向漲大；同時受氣動力的影響，蜂窩以安裝邊為旋轉中心產生了軸向向后旋轉位移。由于第一道篦齒前端面沒有噴涂耐磨涂層，篦齒端面和蜂窩之間產生了“硬碰硬”的金屬摩擦，摩擦升溫使篦齒材料性能下降，最終導致篦齒被逐漸磨短，故障模式見圖9。

圖9 故障模式

8 改進措施

針對故障原因，制定了將盤前篦齒端面增加耐磨涂層的改進措施，即將兩道篦齒進行耐磨涂層的全覆蓋設計。目前，改進后的零件在發動機后續使用中表現良好，改進措施得到了驗證。

結束語

篦齒蜂窩封嚴結構在航空發動機特別是發動機高溫部件中有著廣泛的應用，其在空氣系統、滑油系統封嚴及轉子軸向力控制方面起著關鍵作用。但航空發動機的高溫高負荷工作特性給篦齒蜂窩的封嚴設計帶來一定難度，特別是對封嚴間隙設計、篦齒結構形式、篦齒耐磨設計等方面提出了較高要求，該過程只有不斷進行試驗和數值仿真，總結使用過程中出現的問題，積累使用數據，才能進一步提升零件的設計水平和使用可靠性。