航空机电设备维修论文.doc

西安航空职业技术学院 毕业设计论文 1 西安航空职业技术学院西安航空职业技术学院 毕毕 业业 设设 计（论计（论 文）文） 论文题目：论文题目： 发动机燃烧室常见故障原因及处理方法发动机燃烧室常见故障原因及处理方法 所属系部：所属系部： 航空维修工程系航空维修工程系 指导老师：指导老师： 晋荣晋荣 职职 称：称： 高工高工/ /副教授副教授 学生姓名：学生姓名： 龚德麟龚德麟 班级、学号班级、学号: : 105041-13105041-13 专专 业：业： 航空机电设备维修航空机电设备维修 西安航空职业技术学院制西安航空职业技术学院制 2012 年 5 月 10 日 西安航空职业技术学院 毕业设计论文 2 发动机燃烧室常见故障原因及处理方法发动机燃烧室常见故障原因及处理方法 【摘要】 如今，越来越多的人们选择了坐飞机作为出行的交通工具。所以解决飞机 安全性能是目前刻不容缓的课题。作为飞机的心脏，发动机是飞机的重要组成 部件，而燃烧室又是发动机的重要组成部分。因此，我的论文是讨论发动机燃 烧室在正常工作状态中所遇到的常见故障，并找出原因进行分析以及排除故障 的方法。 燃烧室是冲压发动机核心部件之一。燃料与获得减速增压的来流空气进入 燃烧室后混合和燃烧,要求能最有效地把燃料中的化学能释放出来,转化为高温 燃气的热能,以提高气流的作功能力。一般来说,燃气温度越高,单位质量工质作 功的能力就越大。为了提高发动机的推力和效率,必然要保证燃烧室的正常工作。 如何保证燃烧室正常的工作，是现在国际社会各国所面临的问题。现在， 飞机失事频频发生。其中，有环境因素，但更多的是来自于飞机本身的安全性 能问题，归结为人为因素。都是在飞机起飞前，没有认真检测与维护，而导致 惨剧发生。 因为，影响飞机故障的因素有很多，所以，在此我以发动机燃烧室为课题， 找出常见的故障原因，从而进行分析，并找出解决的办法。以下是我的论文陈 述。 关键词： 燃烧室 西安航空职业技术学院 毕业设计论文 3 目目 录录 1 1 概述概述3 2 2 燃烧室结构与原理燃烧室结构与原理3 2.1 燃烧室的定义与概念3 2.2 燃烧室的结构3 2.3 燃烧室基本性能要求 4 3 3 燃烧室颈部故障的排除与修理燃烧室颈部故障的排除与修理5 3.1 颈部安装边圆孔及转接处裂纹5 3.2 颈部主体裂纹、压坑和打伤5 3.2.1 颈部主体裂纹.5 3.2.2 颈部打伤和压坑故障.6 3.3 颈部管接头安装座螺桩松动6 3.4 颈部球形垫圈配合面磨损6 4 燃烧室外套故障排除与修理燃烧室外套故障排除与修理7 4.1 外套爆破和裂纹 7 4.1.1 外套爆破.7 4.1.2 外套裂纹.7 4.2 外套封严圈常见故障8 4.1.1 外套封严圈裂纹.8 4.1.2 外套封严圈收缩与变形.8 4.1.2 外套封严圈磨损.8 4.3 外套联焰管孔磨损9 5 总结总结10 结 束 语11 谢 辞12 西安航空职业技术学院 毕业设计论文 4 1 1 概述概述 本文主要介绍了发动机燃烧室的原理以及在工作过程中出现的一些主要故 障，以及产生故障的原因和怎样来解除故障的方法。 2 2 燃烧室结构与原理燃烧室结构与原理 燃烧室是发动机的一个重要部件，燃烧室的稳定燃烧在很大程度上决定了 发动机的可靠性；同时，燃烧室的工作状况对工作情况的发动机的性能和寿命 影响也很大。 2.12.1 燃烧室的定义与概念燃烧室的定义与概念 燃烧室是航空发动机三大部件之一，位于压气机和涡轮之间，用来将燃油 中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许温度， 以便进入排气装置内膨胀作功。对燃烧室的主要要求是：燃烧效率高、燃烧稳 定范围宽、总压损失小、出口温度分布均匀，在飞机的飞行包线内点火可靠， 排气污染小，结构可靠，重量轻，寿命长等。 目前，燃烧室的设计仍然采用经验/分析相结合的方法。燃烧室的研究主要 集中于提高燃烧效率、降低耗油率、研究新的冷却方法和冷却结构、增加燃烧 室温升、延长燃烧室使用寿命、改善结构可靠性、耐久性和维修性以及减少污 染排放。 2.22.2 燃烧室的结构燃烧室的结构 燃烧室的结构形式虽然多种多样，但它们都是由扩压器、壳体、火焰筒、 燃油喷嘴和点火器等组成。 现代先进燃烧室采用了新的技术和结构，其中包括浮壁式火焰筒、分区供 油结构、分区燃烧结构、多孔层板发汗冷却、发散冷却和多基火焰筒冷却等。 浮壁结构：常规燃烧室由圆环轴向搭接起来，形成类似百叶窗的带缝型面， 在开缝处射入冷空气以冷却火焰筒。造成火焰筒寿命过短的主要原因是圆环所 受的应力太高。如果将圆环分段或分块，将使应力减小而寿命增加，而分块式 结构又为使用其他材料创造了好机会，可以使用高熔点材料，并且使用了先进 的冷却技术，使冷却效果更好。这种火焰筒就是浮壁式火焰筒。 西安航空职业技术学院 毕业设计论文 5 分区供油结构：在高稳升燃烧室中，正常工作状态下主燃区的空气流量占 大约 50%，慢车功率状态时容易造成贫油熄火。分区供油是调节主燃区油气比 比较简单的方法，它能在小功率状态下提供局部富油，确保发动机能正常工作。 在这项技术中，起飞、高空点火和慢车状态工作条件下，将燃油用阀门有选择 地和部分燃油喷嘴接通。在高于慢车功率的所有发动机功率输出时，可以打开 所有的燃油喷嘴。 分区燃烧结构：双环腔燃烧室外环是预燃区，内环是主燃区。在起动、高 空点火和慢车状态时，只有预燃区喷油工作，因为预燃区空气流速较低，适当 富油以利于点火起动及慢车的燃烧效率。在大功率状态下，内外环腔都工作， 使两个燃烧区在传统温升条件下提供贫油油气比，在高温升的条件下提供接近 化学当量比的油气比。这种设计方法的优点是燃烧长度短。因为双环腔的特点， 每个环腔在短的总长度之内就能获得满意的长度-头部高度关系。燃烧室前端是 预燃区，后端是主燃区，分别带有喷嘴，工作方式与双环腔燃烧室类似。 2.32.3 燃烧室基本性能要求燃烧室基本性能要求 根据燃气涡轮发动机工作的特点，对燃烧室的基本性能要求有： （一）点火可靠，燃烧稳定（一）点火可靠，燃烧稳定 发动机在地面启动和空中启动时，都必须依赖点火装置进行点火，所以可 靠的点火是发动机启动成功的基础。点火的可靠性主要取决于点火装置的工作、 油气比和飞行条件（飞行速度、高度） 。点火可靠性好的发动机应当是在较大的 油气比范围和较宽的飞行范围和较宽的飞行范围内部都点火成功。在发动机正 常工作中，是靠燃烧室内稳定的火焰前锋点燃新鲜混合气，从而释放放出燃料 化学能，所以稳定的燃烧是发动机产生连续推力的基础。 （二）燃烧完全（二）燃烧完全 燃料完全燃烧时，燃烧产物中再无可燃性物质，化学能能完全释放，燃烧 效率最高；当燃料不完全燃烧时，一方面燃烧效率降低。另一方面排气流中的 中间燃烧产物还会带来排气污染。所以要求发动机尽可能燃烧完全。 （三）总压损失小（三）总压损失小 由于气流在燃烧室中的流动非常复杂，不可避免地存在摩擦、分离和涡流 西安航空职业技术学院 毕业设计论文 6 损失，从而使气流总压减小；同时因对气体加热，温度提高，也使气流总压减 小，最终使气流膨胀、作功能力下降，发动机推力减小。所以应尽可能降低燃 烧室中气流总压损失。 （四）排气污染少（四）排气污染少 排气污染主要是指排气流中的烟、氮氧化物、一氧化碳等化学成分，这些 物质对环境有害，所以必须限制这些物质的排放。 （五）出口温度场分布均匀（五）出口温度场分布均匀 由于高速旋转的涡轮叶片承受的离心力已很大，再加上高温燃气的冲击， 工作条件十分恶劣。要求燃烧室出口气流温度场分布均匀，符合涡轮叶片强度 要求，以保证涡轮的正常工作和寿命。 3 3 燃烧室颈部故障的排除与修理燃烧室颈部故障的排除与修理 燃烧室论颈部的故障，归纳起来，主要有以下几种； 安装边圆孔及转接处裂纹；主体裂纹、压坑、打伤；管接头安装座螺栓松 动；球形圈配合面磨损等四种。 3.13.1 颈部安装边圆孔及转接处裂纹颈部安装边圆孔及转接处裂纹 颈部安装边裂纹，在大转安装边和小安装边都有，一般在转接处为多。 小安装边转接处裂纹较多。一般长度在 5-10mm，大部分产生在耳扣下面， 严重的使整个耳扣断裂。小安装边裂纹，发展速度比较慢，但是会是整个耳扣 断裂。因此，故障是属于过渡性故障。 大安装边裂纹都产生在主体与主体安装边转接处，裂纹长度多在 20- 40mm；最长也为超过 50mm。大安装边及圆孔向外裂纹，发展到一定程度后， 便不再发展，一般圆孔裂纹至边缘为止，故障属于稳定性故障。 在颈部也发现有自安装边或圆孔向外裂至边缘的裂纹，但并不普通。 对于上述故障产生的原因，原设计单位认为是安装时连接螺栓拧的过紧所 致。后来发现不完全是装配问题，设计方面也有结构缺陷，也是原因之一。修 理一般采用焊接排除，严重的故障件应报废。 3.3.2 2 颈部主体裂纹、压坑和打伤颈部主体裂纹、压坑和打伤 3 3. .2 2. .1 1 燃燃烧烧室室颈颈部部主主体体裂裂纹纹 这种裂纹一般出现较少，多数情况与小安装边裂纹联系在一起，亦即从 小安装边转接处开始裂纹，然后渐渐发展到主体裂纹。但是，裂纹也有从主体 西安航空职业技术学院 毕业设计论文 7 开始，然后发展成闭合裂纹，严重时，引起主体掉块。 颈部主体裂纹属于危险性故障。裂纹一出现，速度发展很快，会使整个颈 部裂开，引起压气机的压缩空气流失，排气温度升高，可能发生烧毁涡轮和导 向叶片；同样，也有可能引起掉块，打伤发动机。 产生主体裂纹的原因是振动的可能性较大，有些主体裂纹与小安装边裂纹 联系在一起的。 主体单条裂纹，目前采用焊接的方法排除，严重时，焊接也有困难，则必 须更换新件。 3 3. .2 2. .2 2 颈颈部部打打伤伤和和压压坑坑故故障障 这种故障比较常见，这是由于颈部仍处于进气气流冲击的范围内，被气流 中带进的沙粒打伤的可能性较大。沙粒被压气机吸入时，由于动量较大，大都 在后导气圈进入，颈部正处于后导气圈进口位置。因此，外表面容易受冲击。 颈部主体打伤和压坑一般属于稳定性故障，个别情况，也有可能由于打伤 发展成裂纹，但是很少遇见。 对于打伤和压坑故障，严重者可采用填焊排除；轻微者继续使用。在加 强检查的条件下，一般情况可以继续使用。 3.3.3 3 颈部管接头安装座螺桩松动颈部管接头安装座螺桩松动 燃烧室颈部管接头，构造上是装漏油管的，漏油管与漏油活门连接，本来 承受的负荷是不大的，一般不应有故障。事实上该处的螺桩却松动脱落的甚多。 从统计数字看，螺桩的松动故障率，是随使用寿命不断增加的。 漏油管座固定螺桩松动的原因，仍然是振动引起的可能性最大。 目前，排除这种故障，只有更换螺桩；构造上的改进从未进行。 3.43.4 颈部球形垫圈配合面磨损颈部球形垫圈配合面磨损 燃烧室颈部进气口与进气管是相连的，中间装入一个球形垫圈，作为密封 用。该件与球形垫圈配合面，经过 200h 以后，普遍有磨损和硬皮。由于产生 硬皮故障，每次修理时，都要车削排除，车去一定材料；因此，造成颈部高度 下降。高度过低时，则采用填焊增高，再车削成形。目前经过填焊车修的颈部， 在寿命较高的发动机中，是越来越多。随发动机的寿命增高，该故障已逐渐成 为普通故障。 颈部与球形垫圈的配合面磨损的原因，从磨损后所产生的硬皮来分析，是 属于脉冲气流引起振动所产生的磨损。这种现象与导风轮及机轮接触面之间， 所产生的硬皮是一样的。但是，这是一个特殊现象，就是球形垫圈的材料是 38cra，而颈部零件是铸造 zl-104，相比之下，铸铝要软得多，结果是颈部磨 损，硬皮出现，而垫圈却很少有这种情况。 西安航空职业技术学院 毕业设计论文 8 排除这种故障的方法还是从构造上采取措施较为彻底，对于球形圈与颈部 的配合，不宜用金属的刚性接触，只有采用非金属的减震材料，才有可能从根 本消除这些故障。对于已使用的颈部件，出现这种故障，仍可采用填焊车修方 法排除。但是过多的采用这种方法，对原材料强度有影响，同时也降低了颈部 的寿命。 4 4 燃烧室外套故障排除与修理燃烧室外套故障排除与修理 燃烧室外套是燃烧室组合件的主要零件之一，用 10 号钢制成。它与火焰 筒是相互配合的，用于保证燃烧过程中，气流的渗合和冷却，以保证整个燃烧 室的正常工作。 外套的常见故障是外套爆破和裂纹；外套封严圈裂纹、收缩变形和磨损； 连焰管孔磨损等。 4.14.1 外套爆破和裂纹外套爆破和裂纹 4.1.14.1.1 外套爆破外套爆破 外套爆破是一种危险性故障。据统计，这种故障较低，但是它一旦出现， 很容易引起失火，从而可能造成严重飞行事故。 外套爆破的原因很多，原苏联的资料认为由于循环载荷而引起材料疲劳破 裂，循环载荷是由于外套璧的弯曲振动产生的。另外，外套材料强度不够或金 属缺陷，在个别情况下，也会使外套产生疲劳裂纹；另外，由于冲压时出现纵 向划伤而引起疲劳强度下降；由于漏油系统不通畅以致引起材料被烧毁，也是 外套爆破的原因之一。 要排除上述的这种故障，应该从构造上转移外套连焰管下方附近璧上的 共振频率。除了在构造上的改进外，在维护修理中，对 1.2.6.9 号外套连焰 管下方壁上存在表面缺陷也要重视，并设法排除。对其余外套圆柱段也要针对 裂纹加强检查，防止裂纹产生后发展为爆破故障。 4.1.24.1.2 外套裂纹外套裂纹 外套主体裂纹一般比较少，多数产生在圆柱段滚焊缝附近。初封严圈外， 其余部位很少出现。联焰管下方圆锥段虽然产生爆破，但很少有裂纹。出现这 种现象，主要是裂纹发展速度较快，一般出现就不能长久存在，很快就发展为 爆破。 外套的圆柱段裂纹一般是比较稳定，多数裂纹至滚焊缝就停止，但也有可 能发展为超过滚焊缝而裂至圆锥段的，所以这种故障，是属于过渡性故障。 外套的圆柱段裂纹产生的原因，目前还不太清楚。从翻修的发动机上观察 与滚焊的质量仍有联系，值得进一步研究。 对于外套圆柱段裂纹，目前没有办法阻止它，也不能采用焊接方法排除， 因为焊接后，会引起材料强度极限和疲劳强度下降，也很难防止不再重新出现 裂纹。 目前遇到外套裂纹故障，只好更换外套。发动机在外场使用过程中，应加 强检查，及早发现裂纹，避免其发展成为爆破事故。 西安航空职业技术学院 毕业设计论文 9 4.24.2 外套封严圈常见故障外套封严圈常见故障 外套封严圈常见故障有裂纹、收缩变形和磨损。 4.2.14.2.1 外套封严圈裂纹外套封严圈裂纹 外套封严圈裂纹一般很少出现。若出现，裂纹就不只有一条，而是数条同 时出现。裂纹多数是纵向的，长度一般不超过 5mm；在封严圈边上开始往圈 内裂，肉眼不易发现，用莹光或着色检测可以发现，特别是经过镀铬的封严圈 裂纹比较多。 外套封严圈裂纹属于稳定性故障。到目前为止，从未发现整个封严圈裂断。 封严圈裂纹的主要原因，与镀铬工艺有关。 封严圈裂纹，可采用切除裂纹的方法修理；对于轻微裂纹，仍可使用一段 时间，没有什么不良后果。 4.2.24.2.2 外套封严圈收缩与变形外套封严圈收缩与变形 燃烧室外套封严圈的作用是保护外套与收集器座的紧密配合，使第二股气 流不至于露出。同时外套热膨胀后可轴向自由滑动。因此，对封严圈外径尺寸 要求比较严格。 封严圈使用一个寿命后，大部分外套封严圈收紧，尺寸变小；其次，就是 椭圆度超过公差尺寸。因此，在外场出现漏气，会使发动机排气温度升高。 外套封严圈收缩与变形发展很缓慢，不会快速影响发动机性能。因此，是 属于稳定性故障。 外套封严圈产生收缩与变形故障与 1crl8ni9ti 材料的特征有密切关系。 目前，仍无法防止封严圈的收缩变形。已产生此种故障的外套，采用校正 及加大镀铬层的办法修复，这是治标的方法，不能保证不再出现这种故障。在 成品的外套上，可以采用切除旧封严圈后，重新焊上采用稳定处理的新封严圈， 可以减少此类故障。 4.2.34.2.3 外套封严圈磨损外套封严圈磨损 外套封严圈磨损主要是产生在封严圈内壁与火焰筒尾部接合环凸块接触处， 其部位对应火焰筒凸块位置，磨损面积与凸块面积相等；严重的磨损深度达 1mm。外套上普遍存在这种故障，其中一些外套由于严重磨损不能使用。 外套封严圈磨损有可能引起变形，并使封严圈漏气；另外，封严圈磨损还 会影响火焰筒后部的支撑点；这些故障如果发展的比较严重，也会使发动机温 度场发生改变。不过一般看来，磨损发展是较缓慢的，在一个翻修寿命期内， 不会产生严重后果。所以，这种故障属于稳定性故障。 外套封严圈磨损是构造有缺陷。设计时，考虑支撑点接触面过小，工作中 燃气振动，容易产生磨损；也有一部分是装配不正确，尾部间隙不符合要求， 火焰筒中心线有偏移；在温度高时，火焰筒尾部凸块对封严圈局部贴合过紧； 其次，磨损还与尾部凸块表面焊有一层硬质合金有关。 当封严圈严重磨损较重时，采用填焊、重新加工成形的办法修复；对于磨 损严重的因焊接量过多，容易变形，加工不容易达到要求则停用。显然，要从 根本预防这种故障，还要从结构上改进。 4.34.3 外套联焰管孔磨损外套联焰管孔磨损 西安航空职业技术学院 毕业设计论文 10 燃烧室外套，在使用中，大部分发现联焰管孔磨损和椭圆度变大的故障。 联焰管孔径规定不大于 33.75mm 公差+0.05mm；图纸尺寸为 33.6mm，公差 +0.05mm。产生磨损后，孔径普遍超过 33.8mm，而且大都是偏磨，在孔的外 层圈较重。目前，大量发现这种故障，特别是寿命较高的外套较多。 初步分析孔的磨损，可能与装配火焰筒时联焰管没有对准，和燃烧室插入 位置的正确与否有关系。如果装配火焰筒时产生便移过大，就会使联焰管与其 孔不同心，预应力较大；在加上火焰筒工作时的振动，将会使联焰管孔产生偏 磨；磨损严重时，对联焰管的气密性略有影响。但是即使漏些气，也只是对第 二股冷却空气有些损失，不至于产生火焰外喷现象。因此，这种故障属于过度 性故障。 为排除联焰管孔磨损故障，目前多数采用校正的办法。即将磨损的部位外 径敲打，使内径符合要求。一般采用冷校正，但校正量不能过大；校正量较大 时则使用热态校正；也可采用填焊法修复，不过这种方法工艺较为复杂，加工 量也较大。 5 5 总结总结 通过对发动机燃烧室常见故障的原因及处理方法的论述，是我们对发动机 燃烧室是怎样产生故障有了进一步的了解。发生故障时不可避免的，但预防和 及时处理故障尤为重要，而写飞机的每一个修理人员都应该参与到这个工作当 中。 当发动机燃烧室出现故障的时候，修理人员应该按照修理手册、维修手册、 维护手册的相关条理内容进行逐步处理，排除故障，并且及早处理故障。彻底 清除故障时十分重要的。否则，可能会出现更大的故障，严重的可能因此引起 飞行事故。 有鉴于此，飞机维修人员在维修工作中就应按照工艺卡或工作指令的要求， 认真执行修理工作，对每一个环节、每一道工序都应仔细地完成。现场的维修 质量检验人员也要做到不折不扣地进行检查，唯有如此，修理工作才能达到最 佳效果。 西安航空职业技术学院 毕业设计论文 1