某型航空發(fā)動機尾噴管裂紋故障分析與改進

1 概述

某型發(fā)動機使用中，在飛行前檢查時發(fā)現(xiàn)尾噴管出現(xiàn)裂紋。將故障尾噴管卸下后發(fā)現(xiàn)，尾噴管前轉(zhuǎn)接段處有兩條裂紋，長度均在130mm左右。一條裂紋處于基體轉(zhuǎn)接段，另一條裂紋處于轉(zhuǎn)接段和管口段焊縫熱影響區(qū)位置，見圖1。該尾噴管為褲叉型結(jié)構(gòu)，見圖2。其型面由四大片和前/后轉(zhuǎn)接段焊接而成，材料為GH3030，裂紋處溫度約為550℃。

尾噴管主要作用是將自由渦輪出口的燃?xì)馀湃氪髿?，并且保護后傳動部件免受高溫燃?xì)獾那治g。同時，為了增大發(fā)動機的輸出功率，要盡量降低自由渦輪后的總壓，以增加自由渦輪的落壓比，然后通過尾噴管擴壓減速，使燃?xì)庠谖矅姽艹隹谔幰源髿鈮毫洼^低的速度排入大氣。

2 故障原因分析

2.1 失效分析

兩條裂紋分別處于轉(zhuǎn)階段基體及焊縫熱影響區(qū)位置。兩種裂紋走向和形貌特點基本一致，都是在中間開口較大，兩端開口小。兩條裂紋走向平行，長度相當(dāng)，其起源和擴展無明顯的主次順序。從兩條裂紋斷口上看整條裂紋均呈現(xiàn)雙側(cè)(內(nèi)、外表面兩側(cè))對稱起源、往板厚度方向擴展的特征，在中間形成一條交界線，內(nèi)表面一側(cè)的擴展區(qū)稍大于外表面一側(cè)的擴展區(qū)。見圖3。掃描電鏡下觀察，內(nèi)外表面起源均為線源特征，源區(qū)未見冶金缺陷，局部源區(qū)可見磨損特征，擴展區(qū)可見細(xì)密的疲勞條帶，見圖4。

兩條裂紋各自均從尾噴管內(nèi)、外兩個表面雙側(cè)起源，沿尾噴管板材厚度方向擴展，條帶細(xì)密，說明尾噴管前轉(zhuǎn)接段位置存在沿厚度方向的交變應(yīng)力。從尾噴管的受力形式看，這種沿厚度方向的交變應(yīng)力往往是一種振動。從兩側(cè)的疲勞起源和擴展上看，內(nèi)表面一側(cè)疲勞起源擴展面積大于外表面一側(cè)，內(nèi)表面一側(cè)起源處磨損程度也大于外表面起源一側(cè)，這是由于內(nèi)表面一側(cè)還受到燃?xì)鉀_擊作用力有關(guān)。

綜上所述：尾噴管裂紋性質(zhì)為高周疲勞，由雙側(cè)開裂；裂紋產(chǎn)生的主要原因與其受到的振動有關(guān)。燃?xì)鉀_擊、焊接結(jié)構(gòu)薄弱以及轉(zhuǎn)接處的應(yīng)力集中對裂紋的萌生起促進作用。

2.2 動應(yīng)力測試

為分析故障原因，該發(fā)動機配裝與故障尾噴管同批次的尾噴管在廠內(nèi)試車臺進行動應(yīng)力測試。尾噴管裂紋部位貼應(yīng)變片，見圖5。其中基體裂紋處5片，序號1至5,焊縫裂紋處2片，序號6、7,應(yīng)變計絲柵方向垂直于故障裂紋。發(fā)動機從空中慢車→最大狀態(tài)→空中慢車，全轉(zhuǎn)速掃描，測量裂紋位置應(yīng)力情況。各位置應(yīng)力最大值見表1，由表可知，兩條裂紋位置的振動應(yīng)力較大，最大為基體裂紋位置(4、5號應(yīng)變計位置)，并測得頻率約260Hz。

2.3 疲勞強度儲備分析

電廠的總體規(guī)劃工作是具有全局性和戰(zhàn)略意義的一項綜合性的工作，所涉及的因素很多，定量與定性的因素交織在一起。因此要用全局觀點、動態(tài)觀點，從工程的經(jīng)濟性、技術(shù)的先進性、生產(chǎn)的安全性、發(fā)展的合理性進行全面的衡量和考慮，總體規(guī)劃工作必須在充分調(diào)查研究和掌握資料的基礎(chǔ)上進行。

系統(tǒng)提供的收入報表是否準(zhǔn)確，反映系統(tǒng)設(shè)置的嚴(yán)密性和準(zhǔn)確性，收入數(shù)據(jù)必須與業(yè)務(wù)量、患者預(yù)交金余額和各類應(yīng)收款項環(huán)環(huán)相扣，HIS系統(tǒng)提供的各類數(shù)據(jù)必須要實現(xiàn)邏輯平衡關(guān)系，與預(yù)交金、醫(yī)療應(yīng)收款、醫(yī)療欠費、收退款等明細(xì)賬、總賬保持邏輯平衡，各類數(shù)據(jù)通過不同方式的統(tǒng)計結(jié)果要保持一致，以保證收入核算的準(zhǔn)確性。收費系統(tǒng)需實現(xiàn)自動核對功能，門診收入報表等式：門診病人費用合計＝項目收入合計＝科室收入合計＝費別收入合計；住院病人費用合計＝項目收入合計＝科室收入合計＝本期結(jié)算病人醫(yī)藥費+當(dāng)期在院病人醫(yī)藥費-上期在院病人醫(yī)藥費。

參考《航空發(fā)動機試驗指南》(BZ183-97)采用振動疲勞強度儲備系數(shù)：Kv=σ

/σ

在波達(dá)方向估計中，針對非稀疏均勻線陣估計信源數(shù)不足的問題，給出一種基于互質(zhì)陣列重構(gòu)的高維波達(dá)方向估計算法，該算法引入稀疏的互質(zhì)陣模型，在對自相關(guān)矩陣進行列向量化處理的基礎(chǔ)上構(gòu)造虛擬陣列，然后對不連續(xù)的虛擬陣列進行內(nèi)插重構(gòu)，增大了虛擬陣列孔徑，最后采用空域平滑技術(shù)，高分辨的檢測出來波方向.相比于迭代內(nèi)插檢測算法，本文算法以較小的復(fù)雜度代價，獲得了自由度的較大提高.同時給出了自由度分析和復(fù)雜度分析.仿真實驗表明，本文算法不僅增大了陣列自由度，并且角度分辨率，檢測精度和魯棒性等方面的性能都有較大提升.

式中σ

—疲勞極限；σ

—共振狀態(tài)下的最大應(yīng)力；σ

—材料的強度極限。

常用工作狀態(tài)Kv必須滿足：Kv≥[Kv]=2.1；

GH3030是Ni-Cr基固溶強化型變形高溫合金，使用溫度在800℃以下，具有較好的熱強性和高塑性,以及抗冷熱疲勞和抗氧化性能，具有良好的冷沖壓和焊接工藝性能。GH3039是Ni-Cr基固溶強化型變形高溫合金，在800℃以下具有中等的熱強性和良好的沖壓性能,具有良好的冷成形和焊接性能。GH3625是Ni-Cr基固溶強化型變形高溫合金，最高使用溫度950℃，從低溫到980℃具有良好的抗拉強度和抗疲勞性能，且加工焊接工藝性良好。GH5188是Co-Ni-Cr基固溶強化強化型變形高溫合金，使用溫度小于1100℃,具有較好的冷熱加工塑性和焊接性,適于制作980℃以下要求高強度和1100℃以下要求抗氧化的航空發(fā)動機零件。

根據(jù)測試最大動應(yīng)力：σ

=61 MPa；根據(jù)尾噴管的工作環(huán)境，插值得到相關(guān)材料參數(shù)；

儲備系數(shù) Kv=132.7/61=2.17，滿足≥ 2.1要求，但裕度不大。

2.4 故障原因與機理分析

根據(jù)動應(yīng)力測試結(jié)果可知，尾噴管前轉(zhuǎn)接段的最大應(yīng)力為基體裂紋處4號應(yīng)變計位置，常用轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)最大應(yīng)力為61 MPa。雖然試驗件疲勞強度儲備系數(shù)滿足要求，但裕度不大。由于尾噴管是結(jié)構(gòu)復(fù)雜的鈑金薄壁焊接件，型面控制精度不高，產(chǎn)品分散性較大，會導(dǎo)致部分零件在實際使用中應(yīng)力大于61 MPa，疲勞強度儲備系數(shù)不足，出現(xiàn)裂縫的現(xiàn)象。6號、7號應(yīng)變計在焊接熱影響區(qū)，疲勞性能較薄弱，也易疲勞開裂。該型發(fā)動機為自由渦輪式，控制策略為保持自由渦輪轉(zhuǎn)速恒定。260Hz頻率為自由渦輪部件激起的頻率。長期在該頻率下工作，導(dǎo)致尾噴管產(chǎn)生裂紋。

綜上所述，尾噴管前轉(zhuǎn)接段裂紋性質(zhì)為雙側(cè)疲勞開裂.裂紋產(chǎn)生的主要原因為裝機工作狀態(tài)在260Hz頻率發(fā)生共振導(dǎo)致。GH3030材料的熱疲勞強度不足，焊接熱影響區(qū)疲勞性能薄弱，對裂紋產(chǎn)生起促進作用。

3 改進措施

(1)優(yōu)化尾噴管前轉(zhuǎn)接段型面，緩解燃?xì)鉀_擊及轉(zhuǎn)接處的應(yīng)力集中。(2)更換前轉(zhuǎn)接段的材料，提高基體及焊縫的熱疲勞強度。

3.1 型面改進

根據(jù)數(shù)值模擬結(jié)果對前轉(zhuǎn)接段的型面進行改進和對比分析，見圖6。改進前轉(zhuǎn)角處型面(紅色)與水平面夾角約7°，改進后的前轉(zhuǎn)接段型面轉(zhuǎn)角處型面(藍(lán)色)與水平面夾角約11°，改進后前轉(zhuǎn)接段曲率半徑明顯減小。改進后尾噴管前轉(zhuǎn)接段為鈍角平緩過渡，當(dāng)燃?xì)鈿饬鳑_擊前轉(zhuǎn)接段時，改進前轉(zhuǎn)角處直接受到?jīng)_擊，而改進后則有所緩沖，將緩解燃?xì)鉀_擊及應(yīng)力集中。

2.2.4 用藥頻次不適宜 如左甲狀腺素片宜將一日劑量一次性服用，常見錯誤用法為每日3次或每日2次服用；脾氨肽口服凍干粉宜每日一次或隔日一次服用，錯誤為每日3次服用。

3.2 材料改進

選材分析：為提高基體抗疲勞能力，結(jié)合尾噴管復(fù)雜的焊接結(jié)構(gòu)特點和高溫(550℃)振動的使用工況，經(jīng)查應(yīng)用比較廣泛的高溫合金材料有GH3039、GH3625、GH5188等，材料特性見表2，為了選擇性能更優(yōu)的替代材料，對各材料進行了對比分析。

本次學(xué)術(shù)論壇匯集了成人教育、職業(yè)教育領(lǐng)域研究的專家學(xué)者、期刊代表以及博士。他們基于新時代背景，對中國成人與繼續(xù)教育事業(yè)進行探討，并呈現(xiàn)出一定的研究取向。

在具體的文本中，這些戲擬途徑可能是并存的，當(dāng)然也可能以某一種或某幾種為主。《爵士樂》的文本主要是戲擬了經(jīng)典的文體和敘事模式，具體地說也就是《爵士樂》戲擬了偵探小說的模式，傳統(tǒng)的線性敘事模式和傳統(tǒng)大團圓的結(jié)局。

經(jīng)分析，這四種材料都屬于Ni-Cr基固溶強化型變形高溫合金，能夠滿足尾噴管的溫度使用要求。GH3039的拉伸強度σ

800℃時為245MPa，比GH3030低，故不選GH3039；GH5188的密度較高，故也不選。只有GH3625的拉伸強度比GH3030高，彎曲疲勞極限σ-1 為310MPa，比GH3030提高約1倍,兩者材料密度也相當(dāng)。通過綜合對比三種材料的性能參數(shù)，選用GH3625作為尾噴管前轉(zhuǎn)接段的改進材料。

式中σ

—考慮溫度和循環(huán)非對稱時疲勞極限的最小值；σ

—統(tǒng)計的最大交變應(yīng)力。

材料改進對疲勞性能的影響：根據(jù)表2材料特性參數(shù)，疲勞極限σ-1大幅提高，將大幅提高基體裂紋位置的抗疲勞能力。為了研究將前轉(zhuǎn)接段材料由GH3030更換為GH3625后，焊縫熱影響區(qū)的疲勞強度，設(shè)計了三組焊接試片，對其進行疲勞試驗，對比它們的疲勞性能差異。試驗結(jié)果見表3：在焊縫等級相同的情況下，材料GH3625與GH3030的焊縫疲勞極限190MPa大于GH3030焊縫的疲勞極限139MPa,常溫條件下疲勞極限提升37%，將前轉(zhuǎn)接段材料由GH3030更改為GH3625后，焊縫熱影響區(qū)疲勞強度明顯提高。

水稻綠色高產(chǎn)創(chuàng)建過程中，要積極推廣測土配方，精確定量施肥技術(shù)，要根據(jù)示范區(qū)內(nèi)的目標(biāo)產(chǎn)量、土壤立地條件、有機肥使用量等確定施肥量。結(jié)合多年來的工作經(jīng)驗，一般情況下，選擇使用19：8：5復(fù)合肥，每畝40 kg。在施肥過程中，要結(jié)合水稻生長發(fā)育規(guī)律，土壤供肥規(guī)律確定最佳的氮磷鉀施肥比例和施肥時間。

3.3 試驗驗證

將前轉(zhuǎn)階段材料更換為GH3625，完成4件尾噴管試制(分別為1號、2號、3號、4號)。

將1號尾噴管裝配在發(fā)動機上進行動應(yīng)力測試。貼片位置同圖5，按同樣的試驗方式測量動應(yīng)力，結(jié)果見表4。尾噴管改進后在常用轉(zhuǎn)速下及同位置下應(yīng)變計測得的最大動應(yīng)力值都小于改進前尾噴管，改進后尾噴管測得動應(yīng)力最大值33 MPa，比改進前尾噴管61 MPa降低了46% ，常用狀態(tài)的最大動應(yīng)力下降明顯。

[2]余英時：《今古逍遙知識人》，《學(xué)思答問——余英時訪談集》，北京：北京大學(xué)出版社，2013年，第123頁。

根據(jù)測試最大動應(yīng)力：σ

=33 MPa；根據(jù)尾噴管的工作環(huán)境，插值得到相關(guān)材料參數(shù)；

儲備系數(shù) Kv=337.3/33=10.22，滿足≥ 2.1要求，且裕度很大。

為考核改進件的耐久性，將2號尾噴管裝機按1∶1進行壽命考核試車，尾噴管工作正常；將3號尾噴管裝機進行低循環(huán)疲勞試車，尾噴管工作正常；將4號尾噴管裝機進行持久試車，尾噴管工作正常。

4 結(jié)論

針對尾噴管裂紋故障，對裂紋斷口進行失效分析，確定了裂紋性質(zhì)。通過動應(yīng)力試驗測得裂紋處的應(yīng)力，分析了疲勞裕度不足。通過優(yōu)化尾噴管前轉(zhuǎn)接段型面，調(diào)整緩解燃?xì)鉀_擊和應(yīng)力集中；同時更換材料，提高基體與焊縫的熱疲勞強度。最后，經(jīng)動應(yīng)力測試，應(yīng)力值大幅下降；經(jīng)過多臺整機開展耐久試車試驗驗證，措施有效。

[1]《航空發(fā)動機設(shè)計手冊》總編委, 航空發(fā)動機設(shè)計手冊-第7冊-進排氣裝置[M], 航空工業(yè)出版社, 2000.

[2]王福軍.計算流體動力學(xué)分析——CFD軟件原理與應(yīng)用 [J]. 熱能動力工程, 2005, 20(5):468-468.

[3]王新敏. ANSYS工程結(jié)構(gòu)數(shù)值分析. 人民交通出版社2007.10.

[4]劉將輝, 李本威, 賀孝濤,等. 某型直升機發(fā)動機尾噴管前轉(zhuǎn)接段模態(tài)分析[J]. 海軍航空工程學(xué)院學(xué)報, 2012(2):161-165.

[5]胡海巖. 機械振動基礎(chǔ). 北京航空航天大學(xué)出版社，2005.07.