航空发动机液压管路裂纹故障分析

刘中华，李兴泉，贾 铎，高东武，刘 鑫

（1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015；2.空装驻沈阳地区第二军事代表室，沈阳110042）

0 引言

航空发动机管路连接在发动机各部件、附件之间，并输送燃、滑油、空气等介质，完成发动机运行、操控、冷却等功能[1]。管路受到来自发动机转子、传动附件及液压脉动等因素的激振影响，直接影响到管路系统甚至发动机稳定性及可靠性。

早期世界各航空大国研制发动机主要集中在核心机（由压气机、燃烧室和高压涡轮组成）设计制造技术领域，而对外部结构重视不够，导致发动机外部管路断裂、漏油、渗油故障频发。该类问题已经引起世界航空航天科研部门的充分重视，目前，在国外的各种标准规范、结构完整性大纲、设计准则中，对管路明确提出了各种设计、试验和考核的要求。国内在飞机飞行过程中出现的发动机管路恶性故障不是特别多，这主要是由于在发动机研制过程中地面试车较为充分，可以提前暴露并解决一些问题。但是在地面试验考核过程中，由振动诱发的管路故障依然较多，这也直接影响试验考核进度，有时甚至使发动机的研制周期延长。在管路的故障诊断及机理分析方面中国多位研究人员进行了深入研究。李哲洙等[2]提出引入经验模态分析方法（Empirical Mode Decomposition,EMD）和希尔伯特-黄变换（Hilbert-Huang Transform, HHT）方法的液压管路裂纹的故障诊断方法，较为真实地反映有裂纹液压管路的频率和幅值分布情况；邹炳燕等[3]分析钢材管路需要选择合适的焊接工艺，可以有效避免产生焊接裂纹并影响管路强度；张祝新等[4]从理论上分析闭端管路系统发生谐振的条件，提出换向阀至液压泵的管路应避开发生谐振的长度，可以有效防止管路发生谐振的方法；杨同光等[5]提出1 种分形理论的故障诊断方法，可以有效诊断出航空液压管路有无裂纹故障，同时能够识别早期裂纹故障。杜大华等[6]提出管路的动强度失效分析方法与动力优化设计技术，提高管路结构的力学环境适应性与可靠性，并通过试验验证了改进措施有效。目前，中国在对航空发动机管路的研制中，缺乏对激励产生机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适应激励环境的措施，导致管路的动强度设计裕度不明、偏保守、优化验证周期长等。

本文针对某型航空发动机液压管路在试车中发生的管路裂纹故障，进行故障排查分析，确定故障位置及原因，并制定相应改进措施。

1 故障现象描述

某型发动机在台架试车过程中发生液压管路焊缝裂纹故障，该管路为高压液压管，具体形状及裂纹位置如图1 所示。出现在管路平管嘴与导管焊接部位，长度约为3.8 mm，如图2 所示。

图1 管路结构

图2 裂纹位置

2 故障分析

2.1 故障定位及故障树分析

通过现场检查，仅有该管路发生故障，其他件未见异常，管路焊缝裂纹为原发故障，是该故障的顶事件。

针对该管路焊缝裂纹故障，根据故障件设计、生产加工、制造、装配和试车的全流程，找出所有可能造成故障的底事件，形成故障结构树[7-8]（如图3 所示），用于指导排故工作和分析故障原因。

图3 管路断裂故障树

根据故障现象及故障树，通过故障件断口分析、设计复查、装配工艺复查、试验测量复查等，以确定故障原因。

2.2 管路断口分析

故障管路裂纹断口宏观形貌如图4 所示。从图中可见，断口呈灰白色，表面较粗糙，可见明显的疲劳弧线和放射棱线特征，表明该断口性质为疲劳[9]。根据疲劳弧线及放射棱线的方向判断，疲劳起源于管路焊缝部位内腔，呈线源特征，如图4 中箭头所指。

在扫描电镜中放大观察，故障管路裂纹断口微观形貌如图5 所示。从图中可见，疲劳弧线和放射棱线汇聚于管路焊缝部位内腔表面，表明该处为疲劳起源，呈线源特征。疲劳源区未见明显的冶金缺陷。可以排除底事件中的EVENT5 因素。

图4 故障管路裂纹断口剖面

图5 故障管路裂纹断口微观形貌

2.3 导管材料及焊接形式分析

导管材料为0Cr18Ni9，依据材料手册[10]，0Cr18Ni9 的拉伸性能σb=569 MPa，拉伸率δ5=50%。

管材选择、制造标准、焊接质量验收标准以及焊接形式选择均沿用系列型号发动机，具有较高的强度储备，已经通过大量长试、试飞考核验证。可以排除底事件EVENT1 及EVENT2 因素。

2.4 目视检查

故障件返厂检查，除故障裂纹外，管路外观无问题，焊缝裂纹处焊道平整光滑，焊高符合要求，可以排除底事件EVENT6 因素。

在更换管路的工作现场，均对卡箍及管路的装配状态进行了检查，卡箍与管路同轴度均良好，未发现异常，可以排除底事件EVENT7 因素。

2.5 设计复查

2.5.1 卡箍间距复查

通过复查卡箍支撑间距，管路总长约为400 mm，共有3 个双联卡箍固定，卡箍间距分别为294、96 mm，满足设计标准[11]中Φ12 钢材管路支撑中心最大长度在严酷振动环境中的最大长度小于340 mm 的距离要求。可以排除底事件EVENT3 因素。

2.5.2 导管壁厚设计复查

通过复查，该故障管路导管外径为12 mm，壁厚1 mm。对该故障管路爆破压力管路组件允许在最大工作压力下进行计算[10]

式中：Pb为管路爆破压力，Pa；Pgm为管路最大允许工作压力，Pa；d 为管路内径，mm；δmin为管路最小壁厚，mm；σb为管路材料的拉伸强度极限最小值，Pa。

标准[12]中规定按材料常温下强度极限储备系数Kb≥3.75，计算结果为25 MPa，管路系统设计要求为21 MPa，满足要求。可以排除底事件EVENT4 因素。

2.6 试验测试复查

2.6.1 共振测试复查

为排查故障原因，对故障管路进行换装新管，在装机条件下采用锤击法进行固有频率[1，13]测量，测量结果为218 Hz。

对该管路裂纹位置进行动应力测量，测试程序为经慢扫程序达到中间状态后打开喷口油源泵控制附件。测试结果见表1。

表1 动应力测试结果

通过上述试验复测可知：

（1）管路在慢扫条件下动应力值不超限，当控制附件开关打开后动应力值超限；

（2）通过复查中间状态的高、低压转速换算高、低压基频，该管路的固有频率、振动频率与高、低压基频均不耦合。

为进一步排查管路是否由于共振原因导致动应力超限，随后采用多种调整卡箍支撑方案对故障管路进行调频[14-16]、增加阻尼[17]等措施，同时进行动应力测量以验证调整措施的可行性。测量结果基本与表1 情况一致，证明通过调整频率、增加阻尼等方法无法将管路动应力值降低到限制值以下。可以排除EVENT8及EVENT9 因素。

2.6.2 强迫振动测试复查

由于喷口油源泵控制附件主要控制油压，为进一步排查管路动应力超限问题与控制附件打开后油压的关系，同时对故障管路裂纹位置进行动应力测量及对管路接头A 位置进行液压脉动测量，具体位置如图1 所示。分别进行关闭喷口油源泵控制附件开关条件下的慢扫程序，以及打开喷油油源泵控制附件开关下的慢扫程序下的测量。

动应力结果见表2。对表中控制附件开关状态截取应变片的动应力瀑布图，如图6 所示；脉动压力测量结果见表3。

表2 动应力测试结果

表3 压力脉动结果

对图7、表2、3 分析可知：

（1）打开喷油油源泵控制附件开关后，当发动机进入稳态（中间）时动应力激增并超限，液压脉动主频270 Hz 与动应力超限时的振动频率264 Hz 基本耦合；

（2）当喷口油源泵控制附件开关打开状态脉动测量中的平均脉动压力约为28 MPa，液压脉动的峰-峰值为2.44 MPa，均超出成品技术协议要求，可见在喷口油源泵控制附件开关打开后，出现的高幅值脉动压力以270 Hz 的频率作用在管路上，在裂纹位置循环产生89 MPa 的动应力，超出管路工程动应力限制值要求，无法排除底事件EVENT10 及EVENT11 因素。

图6 慢扫状态

3 故障机理分析

针对与故障相关的2 个底事件，对管路裂纹故障原因进行分析。

该发动机上的喷口油源泵控制附件在油压控制方面存在问题，导致喷口油源泵出口压力及峰-峰值的控制超出正常工作范围，在打开控制附件开关后，出现的超出要求平均油压及峰- 峰值脉动压力以270 Hz 的频率进行冲击，引起该管路在刚性连接位置的弯曲振动，在管路焊缝位置产生超限循环应力，导致管路焊缝萌生裂纹并在较大振动应力和喷口油源泵出口脉动压力作用下发生裂纹故障。

4 改进措施及验证

4.1 改进措施

喷口油源泵出口脉动压力及峰-峰值超限是导致管路动应力超限的主要原因，喷口油源泵控制附件的功能是控制油压及燃油流量，因此采取的解决措施是更换喷口油源泵控制附件，新采用的附件调低了本身输出控制压力。

4.2 验证情况

更换喷口油源泵控制附件后，对喷口控制系统涉及的高压管路动应力及脉动压力进行测量，故障管路裂纹位置动应力结果见表4，脉动压力结果见表5。

落实排故措施后，在激振频率测量过程中未再高于270 Hz，脉动压力及峰-峰值降低，管路动应力符合限制值要求。经过大量的厂内台架试车及试飞验证，均未再发生此类故障，证明改进措施正确有效。

表4 动应力测试结果

表5 压力脉动结果

5 结束语

针对某型航空发动机管路裂纹故障，制定改进措施，验证有效。为避免此类故障再次发生，在高压管路使用中应考虑增加脉动压力测量监控手段，以避免液压脉动问题导致的管路裂纹、断裂等问题的发生。