某型燃气涡轮起动装置排气口喷火爆燃分析与改进

朱建锋　薛春娟

摘 要：燃气涡轮起动装置在使用中出现喷火爆燃故障，严重威脅用户人身、财产安全，本课题从起动装置的使用工况、工作特性、系统结构，结合故障发生时的现象展开分析研究，确定故障原因，制定可行性改进措施，消除安全隐患，及时有效预防用户人身财产安全，保证试飞任务安全进行，同时对产品在后期服务保障工作中提供故障诊断依据。

关键词：排气口；爆燃；分析改进

中图分类号：TM573 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2018）07-0054-05

1 引言

该型燃气涡轮起动装置配装某型大发在外场服役过程中，起动点火时排气口处瞬间喷出明火爆燃，并伴有白烟冒出现象，这必然严重影响了战事训练飞行任务，本文通过故障现象结合理论分析找出故障源，对涉及到的故障点进行分析讨论，在现有结构基础上确定优化改进方案，并通过实际工况进一步验证其可靠性，达到了预期效果，下面就以一台故障起动装置展开实例分析如下。

2 故障现象

燃气涡轮起动装置在地面正常起动大发过程中排气口处瞬间出现明火爆燃，并冒出大量的白烟，严重时会从排气口处喷出细小金属颗粒，造成动力涡轮转子卡滞。经梳理，截止目前共有13台起动装置在使用中出现类似这样的现象。从13台起动装置外场故障发生时的现象分析，有两种故障模式，即动力涡轮导向器机匣上的隔热屏、压紧螺母及锁片脱落或者隔热屏、压紧螺母及锁片脱落，造成动力涡轮转子卡滞现象。

3 分解检查

3.1 目视检查

（1）目视检查起动装置内部所有滑油密封件包括密封胶圈、封严篦齿、石墨环、轴承盖板等，未见破损或漏装。

（2）动力涡轮导向器机匣滑油腔石墨封严装置非工作面有少许积碳，工作面光滑未见异常。

（3）减速器机匣滑油腔中的石墨封严装置非工作面局部变色，工作面光滑未见异常。

（4）附件传动机匣中心孔封严铝硅涂层有轻微接触印痕，情况属正常。

3.2 石墨封严装置密封性试验

按图样要求，对动力涡轮导向器机匣、减速器机匣滑油腔封严用石墨封严装置进行了密封性试验，检查情况正常。

3.3 动力涡轮导向器机匣密封性检查

对动力涡轮导向器机匣中的滑油腔及内部滑油管路密封性检查发现一号焊缝周围存在密集起气泡，同时此处附着有大量的黑色积碳和少量油迹。

3.4 零件故检情况

（1）隔热屏定位槽磨损拉伤，见图1。

（2）压紧螺母紧固齿根部周向被挤压磨损整圈，出现金属位移，且断裂，见图2。

（3）锁紧压紧螺母的4个T型锁片仅有1个完整，但扭曲变形，2个断裂，其中一边断裂未找到实物，另一个未找到，见图3。

（4）动力涡轮导向器机匣一号焊缝整圈裂纹，见图4。

3.5 燃滑油泵调节器性能录取及滑油回油试验

本机燃调在承制厂进行了性能录取试验，以及滑油泵回油能力试验，考虑到燃油流量的测量精度，从录取的数据来看，燃调供油规律基本符合技术规定要求。由表1可见，燃调一级滑油回油泵试验实测值虽小于要求值（900L/h），但仍远大于起动装置的滑油供油能力（增压泵全流量420L/h），不会引起起动装置滑油腔回油不畅。

根据故障发生时的现象和整机分解零件受损以及验证情况来看，初步判断整机排气口喷火、爆燃原因为起动装置内部滑油系统回油不畅或封严失效所致。

4 冶金分析

4.1 外观检查

动力涡轮导向器机匣：表面呈浅棕色，一号焊缝中心区域可见一条贯穿焊缝周向的裂纹，焊缝附近无异常磨损、击伤等缺陷。（见图4）

锁片：锁片表面呈棕色，锁片翻转R部位无异常，一端“T”形台阶断裂，两端“T”台阶转接部位可见明显挤压痕迹。靠大螺母一侧距R部位约3mm处存在两道平行的挂擦痕迹，深度约为0.2mm。锁片翻转R部位挤压变形明显，两端“T”形台阶均断裂，断裂的“T”形台阶转接部位可见明显挤压痕迹（见图3）。

4.2 断口分析

动力涡轮导向器机匣：为疲劳断裂，断面呈棕色，疲劳起始于零件第一道焊缝根部，为线源，见图5，源区存在大量擦伤痕迹，扩展区平坦，可见明显疲劳条带。

压紧螺母纵向断口基本与轴向呈45°方向，断面部位可见明显的缩颈现象，断面较粗糙，擦伤严重，无疲劳特征，在扫描电镜下观察，断口微观特征为韧窝。

1#锁片：为疲劳断裂，断面平坦，呈棕色，断裂起始于锁片“T”形台阶转接部位表面，为线源，见图6，源区擦伤严重，扩展区可见明显疲劳条带。

3#锁片：R部位挤压变形严重，无断裂特征；两端“T”形台阶部位断裂均为疲劳断裂，断裂起始于“T”形台阶转接部位表面，为线源，见图7，源区擦伤严重，扩展区可见明显疲劳条带。

4.3 金相分析

动力涡轮导向器机匣：焊缝熔宽为3.4mm，有效熔深为1.2mm，存在未焊透现象，动力涡轮导向器及内罩组合显微组织正常。

锁片：沿锁片轴向剖切进行金相检查，晶粒度为4级，存在大量孪晶，显微组织为奥氏体+碳化物+少量形变马氏体。

4.4 成份分析

对断裂动力涡轮导向器机匣（材质为K4648）、内罩组合（材质为GH648）及锁片材质进行分析（锁片为能谱分析，动力涡轮导向器机匣组件为化学分析），结果均符合相关技术条件要求。

4.5 测试硬度

0.2HV193、0.2HV196、0.2HV191满足技术条件要求。

4.6 冶金结论

动力涡轮导向器机匣、锁片材质及冶金质量正常，涡轮导向器机匣一号焊缝及锁片断裂均为疲劳断裂，压紧螺母断裂性质为过载断裂。

5 滑油系统工作原理及封严结构

5.1 滑油系统工作原理

潤滑系统是用来保证起动装置轴承和齿轮的润滑与冷却，起动装置滑油系统不是独立的，它与飞机发动机共用一个滑油箱，主要由燃滑油泵调节器、减速器回油泵、粗油滤、喷嘴及外部管路组成。

5.2 回油系统

附件传动机匣、燃气涡轮轴承腔及减速器腔各设有一个回油泵，并且附件传动机匣及减速器腔出口还分别设有粗油滤以保护回油泵，三个回油泵的回油汇合后送到飞机外置附件机匣。

5.3 减速器输出超越离合器的润滑

减速器输出超越离合器的润滑是由飞机发动机滑油系统提供滑油，滑油从飞机外置附件机匣进入，润滑后的滑油直接漏回飞机外置附件机匣。

5.4 滑油系统封严结构

5.4.1 附件机匣滑油腔封严结构

附件传动机匣滑油腔封严结构如图8，包括两道封严篦齿，在输出轴上采用皮碗密封，接合面及固定密封处采用的是密封垫和O型胶圈密封。

5.4.2 动力涡轮导向器机匣、减速器机匣滑油腔封严结构

动力涡轮导向器机匣、减速器机匣滑油腔封严结构如图9、图10，均为石墨接触式动态封严结构、及轴承盖板静态密封。起动装置正常工作时，通过接触式石墨并引入压气机后封严气体将滑油腔与外界隔离。如图10所示，减速器机匣滑油腔与输出轴离合器腔被皮碗、胶圈及轴承盖板隔开，成为2个独立的密封腔体。

结合图8、9、10以及第3.4条零件故检情况可知，三大滑油腔体封严结构设计合理，封严胶圈及蓖齿完好，起动装置工作中不存在滑油泄露，由表2中各机匣滑油供回油比关系，不会导致滑油系统堵塞而从封严处泄露造成冒烟喷火现象。

6 原因分析

综合以上目视检查、试验验证、冶金分析可判定起动装置排气口喷火爆燃现象为动力涡轮涡轮轴承滑油腔一号焊缝裂纹密封失效所致。

（1）从分解的铜垫圈压痕表象来看，铜垫圈压入封严槽底部相对较少，隔热屏底部边缘0.3mm的凸台与铜垫圈的接触面过小，导向器封严槽深0.3mm，（原型机槽深0.52mm），铜垫圈的压痕很浅，造成整个封严面接触面积少，封严效果不佳。从分解的情况看，隔热屏处有约1/4弧长区域处有大量积碳，在使用中起动装置只会出现轻微的冒烟现象，不会造成明火，但这是后期出现明火乃至大量白烟的前兆。（见图11）

（2）隔热屏压紧螺母上的锁片安装不到位，拧紧压紧螺母时外螺纹必将会剪切锁片，致使锁片表面损伤，由于振动应力和热应力的影响，在损伤处会产生裂纹，经过一定的工作时间后，锁片从损伤处断裂失效，失去锁紧力后压紧螺母松动，隔热屏失去压紧力。（见图12）

未预弯锁片R1按公式R1= SQRT（R2-（L/2）2）-t计算

其中：R=Ф72+0.19 0/2，L=16±0.35，t=0.5±0.05（锁片厚度）

计算得：R1max=34.7866，R1min=34.5095

未预弯锁片与压紧螺母外径配合间隙δ=R1-D2/2（D2为螺母外径Ф70（0-0.18））

则δmax=R1max=34.7866-69.82/2=-0.1234

δmin=34.5095-70/2=-0.4905

结论：计算结果表明，锁片在未预弯情况下，锁片与压紧螺母外径螺纹处存在干涉。

（3）动力涡轮导向器机匣一号焊缝处金相分析检查（见图13），测量一号焊缝有效熔深1.6mm，1.5mm，存在未焊透现象。该焊缝处壁厚2mm，计算可得未焊透为0.4、0.5mm，1号焊缝填料较少，焊缝强度不够，在转子的径向应力和振动应力作用下，一号焊缝未焊透处出现疲劳裂纹，致使隔热屏处后移，造成转静子间隙向变小趋势发展。

（4）动力涡轮导向器机匣一号焊缝裂纹后，转静子间隙尺寸变化，前面分析T型锁片失去锁紧力后压紧螺母出现松动，在振动应力的作用下反向旋转松脱，M70×1-5h6h压紧螺母每旋转1圈后移1mm，加之动力涡轮导向器一号焊缝裂纹后的变化量，同时，由于起动装置热态下转静子间隙会进一步较小，由于起动次数频繁，起动中燃气涡轮转子轴向颤动，加之高温高压燃气的冲击，加快了动力涡轮导向器一号焊缝处裂纹的扩展，必然致使轴承座腔体变形且后移，进而缩小了与转子间的间隙。

（5）随着动力涡轮导向器机匣一号焊缝裂纹的继续扩展恶化，动力涡轮转子轮盘中心Φ65尺寸处与压紧螺母内径Φ63挤压接触碰磨，且压紧螺母的松动方向与动力涡轮转子的正常工作旋转方向一致，从图1、2、3看隔热屏、压紧螺母以及T型锁片受损表象判断，瞬间外冲击力大，来自于高速旋转的动力涡轮转子瞬间施加力矩破坏锁紧力，最终导致隔热屏彻底脱落，滑油大量泄漏到排气口处，滑油遇高温燃烧，排气口处必然会出现大量的喷火现象，停车后冒白烟，当再次起动时将会出现爆燃现象。

7 结论

综合以上分析得出，燃气涡轮起动装置排气口喷火、爆燃主要原因为动力涡轮导向器机匣一号焊缝裂纹后腔体滑油泄露所致。

8 措施

（1）对动力涡轮导向器机匣轴承座处60°的V型槽更改为宽度为1.0±0.1、深度为0.6±0.1封严槽，使得宽2.5的铜垫子能完全压入槽内，起到良好的密封效果，并将压紧螺母的拧紧力矩由98N.m～100N.m增加至200～210N.m，保证此处的最佳封严效果。（见图14）

（2）装配锁片时，首先目视检查或用3～5倍放大镜检查锁片正反两面是否存在异常微裂纹等现象，再对T型锁片左右两脚预弯一定的弧度，同时涂抹少量凡士林，使得完全切合在动力涡轮导向器机匣的锁片槽内，然后手工旋紧压紧螺母到不动为止后，而后再将压紧螺母手动退出，并目视检查锁片表面是否有压紧螺母旋转造成的表面划伤痕迹，无异常后方可装配，通过200N.m力矩紧固压紧螺母后，再次手动锁片应在锁片槽内动作，表明锁紧锁片未被压紧螺母的螺牙挤压剪贴。

（3）优化动力涡轮导向器一号焊缝的焊接工艺，采用HGH3113焊丝、双层焊接工艺，第一层焊接（焊接电流60～70A）完冷却后，刷光焊缝表面的氧化色，并用丙酮擦拭干净进行第二层焊接（31±3A），为保证有效熔深≥3mm，焊接第二层时采用小电流焊接，有效避免一号焊缝裂纹，阻止了裂纹后造成转静子间隙变小而发生碰磨现象，导致锁片瞬间松脱或断裂，引起隔热屏脱落漏油。

9 效果验证

优化动力涡轮导向器机匣一号焊缝焊接工艺贯改后，并在批产交付长试机上完成了1000次起动长试考核，过程中未见喷火爆燃现象，根据分解检查情况来看，改进后的动力涡轮导向器机匣一号焊缝未见裂纹，转静子未出现碰磨现象，截止目前已累计配套装机120余台交付外场使用，最长起动次数为610次，至今未因类似起动喷火爆燃故障而返厂检查，确保用户使用安全，减少了起动装置返厂台数。

参考文献

[1]航空维修与工程，2012，（1）：50-52.

[2]某型燃气涡轮起动装置技术说明书，608研究所 XX66ASM-1第一版.

[3]某型燃气涡轮起动装置使用维护手册，608研究所 XX66.SM.1080.