航空发动机典型结构故障分析.doc

现代航空发动机发展与结构设计第五章 航空发动机典型结构故障分析第一节 故障分析基本原则和方法航空发动机的研制始终是伴随着各种故障的频繁发生和排除。一台设计成功，使用情况非常良好的发动机，在使用了一段时间，经历过千锤百炼到快要退出历史舞台时，还会出现致命的故障。例如：世界上第一种由普惠公司研制的，推重比为8一级的加力涡扇发动机F100自1974年装在F-15、随后1978年装于F-16投入服役以来，以及后来GE公司为F-16、F-15研制的F110加力式涡扇发动机（1984年装于F-16），己在美国空军及其它多个国家的空军中服役了二十几年，是当今世界上生产，使用中最多的先进发动机，就是这二型誉满全球的发动机，在使用二十几年后却连续出现重大故障造成了F-16摔机不断。据报导，仅在1998年11月至1999年7月的九个月中，美口空军中由发动机故障引起的F-16摔机事就有八次之多，平均34天出现一次。另外，韩国空军由于F100发动机故障摔掉2架F-16，台湾空军在此期间摔掉4架F-16，三架掉到大海中未找到残骸，一架已确认是由于发动机故障引起的。回顾历史，由发动机的故障而造成摔飞机、机群停飞的事件确实是屡见不鲜，故障不 仅出现于小发动机公司或第三世界研制发动机的公司的产品中，也出现在世界最著名的、 实力最强的公司产品中，例如上述的F100、F110就是世界著名的三大发动机公司中的普惠公司、GE公司研制的。这些公司在推进技术方面的发展已经成熟，并在世界上处于领先地 位。他们研制发动机时，不仅设计精益求精，而且还进行了广泛的试验，包括大量地面和高空性能试验，而且也充分考虑外场使用情况，进行许多模拟外场使用条件下的性能、强度、振动、耐久性、可靠性试验，其中包括零部件及整机试验。为此，用于发动机研制的费用一般需要10亿美元以上。为什么如此研制的发动机还会冒出令人吃惊、影响非常大的故障呢？这是因为发动机工作条件恶劣多变，使用条件复杂所至。虽然在研制中扩展了试验内容，增大了试验苛刻度，加长了试验时间，但是，模拟终究不等于千变万化的实际条件，所以仍会出现一些影响极大的故障。从这里还可以说明，是人们对发动机的本质问题还有些没有认识到，或认识还有一定片面性，因而在设计、发展过程中，忽略了或未重视某些问题，致使在以后的使用中还会不断出现故障，特别是严重的故障。发动机出现故障，特别是严重的故障时，会造成巨大的经济损失与恶劣的社会影响，是一件坏事；但是如果能认真对待，进行细致分析，找出故障原因，坏事就能变成好事。这是因为找出故障的根源，是对发动机中的某些本质问题的进一步的了解，是一种知识财宝，不仅能举一反三地将它用于在役发动机的改进中，以提高其可靠性与性能，而且将丰富人们对发动机的认识，充实研制发动机的能力，从而能设计、制造出更好的发动机。20世纪50年代，世界上第一种增压座舱旅客机“慧星号”连续二次在大西洋上空爆炸，造成了震惊世界、损失惨重的空难。经过认真分析，找出了事故的原因，那就是飞机体机结构在反复加压、卸压的作用下产生疲劳和矩形舱窗的直角处应力集中，形成裂纹并最终导致机体断裂，造成灾难。自此以后，用血的代价取得的“疲劳”，“应力集中”等概念，深深铭刻在航空工程人员头脑中且贯彻到工程设计中，即是很好的例子。综上所述，即使是比较成熟的发动机，也会在使用很长时间、积累了丰富经验后，还 会出现故障甚至是严重的故障，至于正在研制的发动机或刚投入服役的新型发动机，更会故障不断，这是符合客观规律的事实。关键在于当出现故障后，要进行认真的分析，找出故障原因，对症下药地采取排故障的措施，这才是工程技术人员与技术领导人员应做的事。一、故障分析原则1实事求是 在故障分析过程中，一定要实事求是地开展工作，不论是研制单位还是使用单位，不论是设计部门还是制造部门，都应针对故障发生的过程，故障现象，故障件的制造资料（毛坯，热加工艺，冷加工艺，热处理，检验等）如实地反映出来，不应隐瞒某些实情。2）有根有据 在故障分析中，特别是作结论时，一定要有根据，所谓有根据，就是要用事实来证实所提出的观点，结论等，不能用推测想当然地作出分析意见。“事实”包括故障件残骸的某些特殊迹象，断口分析照片，材料成分与金相分析结果，强度分析计算结果，振动分析结果，结构设计分析意见，试验特别是故障再现的结果等等。3）用对比的方法进行分析 “对比”或“比较”是在故障分析中常用的方法，也是必须采用的方法。例如，对某一故障的发生，认为是恶劣环境造成的，如果在同一环境下，其它发动机同样的零件却不出现这种故障，经过这种比较后，就可推翻原来的结论，至少不能说明该恶劣环境是该故障产生的主要原因。在故障分析中，采用对比的方法找出“差异”是十分关键的。同样的发动机，有的出现某故障，而另一些却不出现，那么分析一下它们之间有什么差异，是工作环境不同，材料不同，原材料炉批不同，热处理不同，机械加工不同，表面加工质量不同，工作条件不同，等等，找出差异后就好分析了。1972年罗罗公司的第一种高涵道比、大推力的RB211-22B发动机在投入航线使用8个月后，出现2次引起世人关注的、罕见的大故障风扇轮盘在飞机飞行中甩离发动机。在故障分析中，普查了外场使用中及公司内试验的发动机，发现有若干台发动机的风扇轮盘已有裂纹，对有、无裂纹的轮盘进行统计、分析、对比后，发现有裂纹的轮盘均出自钛合金坯锭的上半部。再对坯锭上半部进行分析，发现浇铸坯锭时悬浮于锭上端的微量杂质是这一重大故障的主要原因。这就是应用对比找出差异的方法进行故障分析的典型例子。4）分清内因与外因 内因为主，外因仅起促进作用在故障分析中，要注意本质的即内因的因素，例如叶片折断，发现断口处有明显的加工缺陷，是否可以认为这就是故障的原因呢，仅凭这点还不能说明，还要看断口的分析结果，如果断口属高周疲劳性质，则叶片振动是内因，加工缺陷仅是外困，促进了叶片的断裂，这时只能采用改变叶片设计改变其自振频率，或改变其静叶数目或排列方式从根本上排除故障。二、故障分析工作内容与方法1）残骸的收集与分析故障残骸和现场的各种痕迹，一般均记录了故障的特征。由机械故障而引起的事故，其导致事故的故障件都在残骸中。残骸分析就是从客观存在的事实出发，通过周密的调查研究及分析工作，去掉各种假象，认识故障的本来面目。可以说故障残骸是故障分析的直接根据，是整个故障分析工作的基础，也是在故障分析过程中逻辑推理的必要前提。只有认真做好残骸分析工作，才能查清造成故障的直接原因。因此，为了顺利地进行残骸分析，必须尽可能将残骸收集齐全。2）孤立故障源、分清“肇事者”和“受害者”发动机出现机械故障时，会有许多零件损坏，往往在事故现场出现大量断片碎块，至于坠机现场，发动机更是面目全非，大量残骸分散。因此，分析故障时，首先要在众多的残骸中，找出首先损坏的零件，也即俗称的“肇事者”，其它损伤的零件均是由于肇事者的断片造成的，因而是“受害者”。为此，必须逐步孤立故障源，排除无关因素，深入故障本质，分清故障的“肇事者”和“受害者”，查出真正的肇事者，这是做好故障分析的基础。3）对残骸断口进行分析，判断损伤机理据统计，航空发动机大量的故障都是由于结构件或机械部件断裂造成的，而断裂处的断口十分真实地记载了断裂的过程，观察和分析断口可以给出材料的性能及行为等许多方面的重要的信息，因此很久以来就把断口学应用于故障分析。通过对残骸断口的目测，低高倍电子显微镜的分析，可以观察、判断出断口裂纹的形貌，从而可以判断事件损伤机理即失效原因。例如断口呈现出具有高周低应力特征的疲劳弧线，这是高周振动引起断裂，如果断口呈现出低周疲劳弧线，这是由于零件反复承受从零到最大（相当发动机从停车到最大工作状况）交变应力作用而造成的断裂；如果断口无疲劳弧线仅有瞬断特征，这可能零件受到较大的拉伸力拉断的，或是受突发的外加载荷作用（例如遭受外物打击）而折断等等。如断口呈现疲劳弧线，一般由疲劳源区，裂纹扩展区及瞬断区组成，疲劳源区还记录到该区内的某些特征，例如有腐蚀物、材料的夹渣物、加工缺陷、外物冲击坑、粗粒等。由于存在着这些异常现象，在交变载荷作用下，在该处首先起裂，然后扩展，由此可以看出通过对断口的分析，可以明确故障“肇事者”的失效机理，从而为故障分析指明方向，因此，断口分析是故障分析中不可缺少的环节，但应指出，它只是分析过程中的一个重要环节而不是唯一的环节。4）材质分析对故障件材质（材料的成分，材质中有无杂质、疵点、损伤，材料的机械性能）的分析是故障分析中的一项很重要的工作。5）工艺分析有许多故障是属于工艺问题引起的，因此，必须检查故障件是否存在工艺缺陷。一般需从制造毛坯质量，热处理，机械加工及检验等几个方面加以分析与检查。一些故障件毛坯在其锻、铸成型过程中，因为环境及操作方法等原因会出现裂纹、浮渣、气泡等缺陷，使毛坯质量达不到规定的要求，在工作时暴露造成故障。从热处理方面分析，应检查故障件的表面硬度和中心硬度是否满足技术要求，查阅热处理温度是否合适，镀层是否合适等等。从机械加工方面考虑，应检查加工是否符合图纸技术要求，有否超差，修磨方式和方法是否规范，表面是否有划伤等等。对故障件的圆角、倒角等应力集中较大的部位应重点检对故障零件还需从检验的角度加以考核，复查是否存在遗漏的工艺检查项目等等。在材质分析与工艺分析中，应查对生产档案。6）强度核算发动机在设计过程中都进行过强度计算，然而在发生故障后应该进行强度校核。这是因为：第一，对故障件，特别是肇事故障件进行强度校核，可以判别发生的故障是否由于强度不够造成的，以进一步缩小故障的分析范围。第二，过去在发动机设计过程中使用的强度计算方法，可能已经过时，需要用新的方法进一步进行计算。例如，使用有限元方法代替过去进行设计时所采用的传统强度计算方法以进一步进行验证，而且随着计算机技术提高，可以通过细分有限元网格进行更精确的计算，特别是对于构件上易于出现应力集中的敏感区（如台阶、沟槽、孔等）进行强度校核。有时在进行强度校核后，还要辅以必要的试验（在实际条件下，例如空中飞行时用应变片的方法测量），以验证强度核算的准确度及故障件的实际工作情况。7）使用情况调研对发生故障的发动机进行使用情况（包括工况、工作环境、气候等）的调研是非常必要的。因为许多发动机的故障是由于使用情况引起的。航空发动机，尤其是军用航空发动机恶劣而多变的使用情况，常常是造成故障发生的直接原因。8）结构分析结构分析在故障分析中起有独特而重要的作用，对故障系统进行结构分析，可以总体判断故障件结构及相关联件结构的合理性。例如，图154低压涡轮轴断裂故障（见后文）中，中苏双方对故障的分析，大部分分析内容和观点都是相近的，只是我方对其结构设计作了深入分析，发现该发动机在结构设计中存在严重缺陷，是导致涡轮轴断裂，低压涡轮甩出发动机严重事件的导火线，为此，苏方不仅承认我方的分析意见，并按我方建议修改了原设计，即是一例。9）普查试验及使用中的发动机发生故障（特别是重大故障）后，普查试验与使用中的发动机，是一项很重要的工作。因为通过普查，一是可以找到是否还有发动机也有该故障的迹象，例如已有初始裂纹等，对普查的发动机中有故障迹象的与无故障迹象的进行对比，找出两者间的差异，以确定是否因为这些差异而造成故障的发生，用此来孤立出故障源，二是可以防患于未然，确保使用中的发动机安全。10）进行故障再现试验故障再现是故障分析中经常采用的一种分析和验证故障的方法。根据分析，对故障发生的原因，故障发展过程有了初步结论后，通过故障再现来验证所作的结论是否正确。故障再现试验是根据所得的初步结论，确定试验条件，进行试验直至出现故障，对零件破损情况进行检查，判断它是否与故障件破损情况一致，如破损情况基本一致，表明对故障分析所得的结论是正确的。有时故障分析中有几种观点，这时可通过故障再现试验来判断哪种观点比较正确。故障再现试验还可以在残骸不全，证据不充分的情况下，提供故障的可能原因，为故障分析找到客观的依据；还可以解决残骸中的某些疑点，排除某些假象；还可以显示故障的发展过程、残骸的破坏顺序，因此，为了查清故障的直接原因，在一次故障的分析中，往往需要进行多次故障再现的试验工作。故障再现在整个故障检查过程中都可以进行。在条件允许的情况下，故障分析及排故人员应尽可能进行故障再现试验。11）总结并提出改进措施通过以上几方面的工作，获得了大量故障信息，明确了肇事故障件，肯定了故障模式，也找到了有关故障的机理。在此基础上进行综合性的分析总结，或者说是系统性的分析总结。通过总结，对整个故障分析过程进行回顾和展望，从总体审视故障分析的全过程，明确故障发生的原因，在此基础上提出改进措施，达到最终解决故障的目的。更深一层次上讲，可以通过对故障的全面总结，得到故障本身对我们的启示，获得宝贵的工程财富，用以指导发动机的设计，研制，加工，维修和使用工作，达到举一反三的效果。三、基本概念故障 零部件或系统的不正常工作、损坏而造成提前换发（UER）、空中停车（IFSD）等危害飞行安全的事件，或虽未出现提前换发（UER）、空中停车（IFSD）但已隐含了事故的隐患，或不能保证完成预定的功能均属故障。故障后果 故障后果分为已造成事故的和未造成事故但具有潜在危害的。较易发现的故障有滑油系统故障、振动超标、排气温度超标等故障可由飞行仪表显示。不易发现的故障有如叶片、盘和轴类零件的裂纹、烧蚀等。典型故障分析 对一些有代表性的故障进行认真全面的分析，认清故障本质，总结分析方法和解决措施是具有重要意义的。通过计算和试验分析找出故障原因，排除故障，汲取经验，提高认识，为日后排故、改进、新设计积累技术储备。最终提高发动机的可靠性、耐久性和性能。由国内外航空发动机发展的经验表明，对于高科技十分集中的航空发动机故障的发生的绝对的，在研制过程中应正确对待使坏事变好事。在故障的分析和排除的过程中认真对待，实事求是，不推卸责任是解决问题的关键。第二节 航空发动机几个典型故障分析故障之一：图-154发动机非包容低压涡轮转子破裂故障一、故障概述中国民航的B-2604号飞机于1988年5月30日晚在广州起飞10分钟后，在5400米高空发生低压涡轮轴断裂，四级低压涡轮全部甩出机身，但未造成人员和飞机的损伤。该飞机为前苏联生产的图-154飞机。发动机为30KY-154涡轮风扇发动机，1985年9月28日出厂，已使用4582小时，2437循环。发动机基本性能情况为：压气机总压比为18，高压压气机增压比为9.23，最大推力11000kgf，涵道比2.42，高压转子转速11080 rpm，低压转子转速5380 rpm，截止到发生故障时该发动机已工作4500小时。二、事件原因对于该发动机的故障原因，中苏双方均认为，是由于安装于高压压气机转子内的钛合金套筒失效变形与低压涡轮轴相磨使低压涡轮轴断裂造成低压涡轮飞转，在大的气动力和离心力作用下甩出。但就套筒的失效机理双方却有大的分歧。图5-1为图-154发动机故障部位结构图。(a) 图-154发动机结构图(b) 套筒结构图5-1 图-154发动机结构简图。三、钛合金套筒失效机理分析苏方专家认为：由于使用不当，高压轴的温度小于套筒温度，套筒伸长但受到卡圈限制，导致套筒轴向受压缩变形。中方专家认为：套筒是在受外压作用下失稳变形的。原因如下：1模拟试验，外压作用下筒壳失稳时的变形与故障件一致。2经计算分析失稳的外压为11.3kgfcm2（苏方认为：为12 kgfcm2），苏方认为此地不可能有如此大的压力，因此不可能是外压失稳。经我们分析，有可产生失稳的内因：1. 结构设计不合理，在套筒外腔无卸压孔。由于低周疲劳的作用可降低失稳压力（每次开车温度上升200300，压力上升1.651.99 kgfcm2）。2. 轴的所用材料不当，前后两段毛坯批次不同，含铝（AI）量差0.5，使材料强度相差2122%。3. 加工质量较差，钛合金套筒做得不圆，更易发生失稳。4. 在套筒连接处发现用砂轮打磨过（0.02 mm）的痕迹，从而大大降低疲劳强度。5. 至于外来压力的来源，是由于封严胶圈老化，滑油渗入套筒内在200下发生自燃，此时，温度可高达2000，压力可达5-6kgfg/cm2 ，在这样的条件下套筒完全可能失稳。6. 故障再现试验证实分析结果的正确性。图5-2 圆柱壳体外压失稳试验。四、结论：由于结构设计不合理，用材不当，加工质量不好，胶圈老化是这次极为严重事件的原因。另外，无防止低压涡轮轴飞转的措施，未满足CCAR33部与FAR33部要求，是不适航的。五、改进意见：套筒改用锻件机械加工，壁厚加大；在套筒上加卸压孔；改用寿命长的胶圈。六、结果：苏方完全同意我方分析结论，赔偿了损失并对发动机设计作了相应修改。图5-2 圆柱壳体外压失稳试验故障之二：RB211-22B风扇盘非包容破裂故障第一次故障装有三台RB211三转子涡轮风扇发动机的L-1011“三星”大型宽机身客机于1972年4月正式投入航线使用。罗耳斯罗伊斯公司曾于1972年11月底公布了RB211飞行半年后的使用性能；在使用中的 12架 L-1011客机上，发动机工作总时数为27000小时，完成了8500次飞行循环，飞行中停车率为0.56次/1000飞行小时，提前更换率为0.67台l000飞行小时。由于发动机提前更换率大大低于罗耳斯罗伊斯公司原来保证使用一年后的1.1台/1000飞行小时，该公司对RB211-22B的工作可靠性极为乐观。美国联邦民用航空局基于上述事实，同意对 RB211-22B改为“视情”维护。RB211-22B发动机风扇转子数据为：低压转子转速为3860 rpm，风扇直径为2.159m，风扇盘直径为0.7m，每个叶片离心力约为55000kgf，风扇叶片与轮盘共重为381kg，发动机推力8000kgf。风扇结构见图5-3所示。图5-3 RB211-22B和-353E4风扇转子结构但是，到1972年底和1973年初，在相隔不到两周的时间内，在美国两条航线上先后发生了两起发动机风扇盘甩离机体的严重故障。这两起故障是：1972年12月28日，一架东方航空公司的L-1011从纽约起飞后，第 3号发动机（已工作250循环）的风扇盘损坏并甩离机体，坠入大西洋中；紧接着，1973年1月10日，一架环球航空公司的 L-1011又发生了类似的事故，即笫1号发动机(已工作200循环)的风扇盘损坏并打坏了机体的某些构件，坠入荒野。在两起故障中，飞机均安全迫降着陆，未造成人身伤亡事故。对第一起事件，罗罗公司曾抱有侥幸心理，认为可能是某一批（共六件）风扇盘的问题；但当第二起属于另一批的风扇盘紧接着发生事件后，幻想破灭，简直成了对该公司的一次重大冲击。在 L-1011停飞数日后，美联邦民用航空局根据英国民航局和罗耳斯罗伊斯公司的建议，决定更换所有 L-1011上已超过对150次飞行循环的风扇盘。在第二起事故发生后五天，更换了新的风扇轮盘的 L-1011陆续重返航线。以150次飞行循环为风扇轮盘使用的限制时间，是根据航空公司积累的使用经验决定的。此限制大约相当于L-1011在正常航线上飞行五周。为了获得原始故障零件作为事故分析的根据，罗耳斯罗伊斯公司租用了带有金属探测仪的直升机在出事的航线上进行了细致的搜索，但由于气候不佳，没有找到残骸。此外，检查了发生事故的发动机残余部分，并未发现风扇叶片折断或因吸入飞鸟导致零件损坏的痕迹。因此，有关方面认为，事故的原因是风扇轮盘的问题。RB211风扇盘的钛合金材料系由英国帝国金属工业公司提供，其毛坯由卡米诺钢铁公司锻制；风扇叶片锻造毛坯则由西德优质钢公司供应的。在风扇盘故障分析、处理应急计划中，包括更换已积累150次飞行循环的全部轮盘，并送往美太平洋航空发动机研究所以及英德比工厂进行逐个检验；在德比工厂的旋转试验器上，对换下的轮盘进行试验以重现故障；及全面检查轮盘由原材料到成品整个加工过程中各道工序的质量；在一架L-1011上，对风扇盘进行飞行中的应力测量等等。风扇盘原设计指标是2500个飞行循环。在试制中，轮盘皆在全负荷下完成120%的超转试验，由于离心负荷为转速的二次方，因此相当于转子在 140%最大负荷下运转。在RB211取得适航证以前，曾对八个轮盘进行了平均8500循环的试验，个别轮盘达到15000次循环。在风扇盘上进行动应力实测结果表明，飞行条件下的应力稍高于设想值，但仍在设计值范围之内（在取得适航证以前，RB211曾在改装的VC10上进行飞行试验，但这只是试验发动机的操纵性能，并未测定零件的应力）。根据在试验器上进行的试验和飞行试验，应该说RB211轮盘强度是够的。然而，在对更换下来的超过150飞行循环的轮盘全面检查后，发现其中10%的轮盘有裂纹。根据对更换下来的轮盘进行旋转试验的结果以及对有裂纹的轮盘的分析研究，认为轮盘损坏可能是下列两个原因造成的：其一是原材料的质量问题。根据统计，每根可制作两个轮盘的钛合金坯料，上半部与下半部的质量不一样：用上半部坯料（称为A组）制作的轮盘质量较差，而下半部（称为B组）的质量较好；其二是加工中的残余应力在热处理后未能全部消除，从而降低了轮盘使用中的强度。针对上述原因，罗耳斯罗伊斯公司采取了以下措施：a) 根据该公司的申请，英国民航局和美联邦民用航空局已同意将目前供应的轮盘分别对待：属A组的，使用寿命限制为100次飞行循环，属B组的，使用寿命延长到450次飞行循环（在达到300次飞行循环时，进行一次检查）。b) 修订生产中的热处理规范，以降低轮盘加工后的残余应力值。c) 增加个质量验收规范，即轮盘在进行最后检验之前，以全负荷、全速运转一定时间，以发现是否会在工作状态下出现裂纹。d) 作为一个过渡措施，仍采用英国供应的毛坯，但加大轮毂厚度以减小其应力值。e) 作为根本的措施，是改用美国制作JT9D、CF6发动机风扇盘的钛合金材料，即由美国魏迈柯尔登公司供应轮盘锻坯。第二次故障距离第一次风扇盘非包容故障8年后即1981年，美国东方航空公司的，装有三台RB211-22B涡扇发动机的L-1011“三星”式宽体客机，在飞行中先后出现了三次风扇部件甩出的严重事故(1981.5、1981.8、1981.9)。第一次，出事的是一台翼下发动机，其风扇由发动机短舱前甩出，未直接造成机身的损坏，但低压涡轮却因失去负荷而超转，使涡轮叶片飞出，有几片打穿了机翼的一些部位。在其后的第两次事故中，涡轮并未损坏。但第三次，一台装在机身尾部中央的发动机的风扇掉入发动机的“S”型进气道，并与管壁撞击而碎裂。一些碎片打断了四根飞机液压管路中的三根，同时在一处戳穿了飞机增压座舱的舱壁，造成机体较大的损伤。在相隔八年之后，又再次出现三次风扇甩出的事件，对目前正在使用的几种大型发动机来说，这种情况还是罕见的，这在近代航空史上可算得是少有的重大质量事故。经过调查后发现，低压转子前轴承处滑油供油量不足是造成风扇甩出的主要原因。由于润滑不良，开始在轴承上造成轻微损伤，使转子稍有偏转，从而引起滑油封严装置的静止件与转动件相互磨擦，封严间隙加大，导致滑油向外泄漏。泄漏的滑油流入高温腔室，引起燃烧。风扇轴在滑油燃烧的高温下变软，强度降低，在风扇向前的轴向力作用下折断，风扇由前方甩出。RB211-22B风扇结构图见图5-3所示。在JT9D、CF6、CFM56等大流量比涡扇发动机中，风扇转子的止推轴承是紧靠在风扇轮盘的后面。因此，当发生断轴事故时，风扇轮盘会被止推轴承保持在发动机内，而不会发生甩盘事故。在RB211-22B中，风扇轮盘后是一大直径的滚捧轴承，止推轴承装在风扇轴的尾端，因此，在断轴时风扇盘就会甩出。为避免出现甩盘事故，RB211改进了结构设计，在风扇轴内增加了一个保持轴，将风扇轮盘与尾端的止推轴承拉在一起，以便在断轴时，将风扇盘保持在发动机中。但是，1981年出现的这三次甩盘事故说明，原有的风扇保持系统仍不够完善。针对调查的结果，罗罗公司决定采用下述三种改进措施：增加一套风扇保持装置。它的工作原理类似车轮的盘式刹车装置。当风扇轴损坏时，风扇前移，装在转子上的盘顶住固定在机匣上的盘，这两个盘的端面相互磨擦，使以6300-6500rpm转动的风扇转子在三转之内刹住，从而将风扇保持在发动机内。刹车盘的材料是由罗罗公司研制的，其面上复有硬涂层。加大低压转子前轴承的滑油喷油量。在RB211-22B设计中，低压转子前轴承与中压转子前轴承采用了共用的滑油供油管路。改进后，低压前轴承的供油量将增大一倍，而对中压前轴承仍保持原有的供油量。采用新的低压转子前轴承处封严装置，并将封严装置与轴承座的连接螺钉的直径由1/4英寸增加到5/16英寸，使其固紧力增大三倍。这三项改进措施已经过试验，1982年将先后在RB211-22B、RB211-524上改装。此外，还将改进L-1011飞机上的发动机振动监控系统，首先将改变发动机测振感头在飞机上的安装部位，使其与波音747飞机上的类似。其次，在驾驶员和随机工程师的仪表板上加装指示振动过大的红色警告灯。只要振动过大的警告灯亮或滑油压差警告灯亮，就应立即将该发动机停车。所有的L-1011飞机上都必须改装这种警告系统。罗罗公司已决定，除了对目前投入航线使用的全部RB211-22B、RB211-524（超过1000台）进行改装外，还将对新的RB211-535C型进行改装。该公司目前还在分析研究RB211的三个止推轴承的结构设计，以决定是否需要重新设计的问题。故障之三：WP7乙涡轮二导叶片变形、烧蚀故障一、 结构WP7乙涡轮结构见图5-4。图5-4 WP7乙涡轮结构二、故障情况1983年11月开始在132厂出现（2次起落）此故障现象。在第二级涡轮导向器叶片1/3叶根处发现多处裂纹。少数几个叶片烧蚀。410厂生产的发动机发生二起，故障现象为内环孔涨大，环断裂故障。根据修理厂统计 410厂生产的77台中有45台发现上述故障，占584。故障叶片共115片，平均1.49片/台。460厂生产的98台中有87台有故障，占88.7。故障叶片共253片，平均2.58片/台。三、原因分析1) 在改型设计中涡轮前温度提高100，而二级导向器叶片结构未变。从而导致叶片内环缘板间隙0.150.145太小，叶片受热膨胀时阻碍自由膨胀会顶死。其次，内环阻碍叶片自由膨胀销孔与销配合间隙0.015-0.115，实际偏低；加上销子在渗铝后尺寸加大0.015-0.02且孔位置有偏差，故出现0间隙。2）温度场不均。由于点火器位置所限，在其后形成了低压回流区，影响补气故超温，最大温度达955。3）火焰后延，造成烧蚀。由于燃油喷咀积炭严重，头部回流区不强，造成火燃筒出口超温。（大于1285）四、排故措施1）加大缘板间隙至0.450.7mm；2）外场控制变形量不超过3mm；3）控制内环孔的分布尺寸与间隙；4）喷咀吹除积炭，改变燃烧室结构调好出口温度场，控制涡轮前温度不超过1050。故障之四：B-1B的卡环故障1990年8月2日凌晨2点，伊拉克几万大军在几十架武装直升机和3000多辆坦克的掩护下，沿着伊科公路悍然越过伊科边境，几小时内占领了科威特首都科威特市，引发了海湾战争。1991年1月17日，以美国为首的多国部队开始实施“沙漠风暴”空袭行动，对伊拉克进行了大规模的空袭轰炸，于当年2月28日结束。作为多国部队的主力美国，出动了包括最新的隐形飞机F-117A在内的几乎所有现役的空军、海军作战飞机，其中有：F-15、F-16、F/A-18。F-117、F-4、A-10、B-52C、A-7E、F-5E、A-6E、E-3A、KC-130等。但是令人疑惑不解的是美国空军拥有的97架，价值昂贵的战略轰炸机B-1B却没有加入对伊拉克进行轰炸的行列，成为少数几种没有参与“沙漠风暴”空袭行动的美国现役飞机之一。B-1B是一种多用途战略轰炸机。它的主要任务是战略突防轰炸、常规轰炸、海上巡逻等并可作为巡航导弹的载机。1986年6月29日，第1架B-1B加入美国空军服役，1988年100架B-1B全部交付空军，到1991年初“沙漠风暴”开始时，在美国空军服役的B-1B有97架。经历20余年，几届美国总统为之作过重大决策，花费近300亿美元发展，并装备美国空军的B-1B轰炸机（每架约2亿美元），在“沙漠风暴”中，正好是“养兵千日，用在一朝之际”，但是，它却遭到了全部趴地待修的“冷遇”。其原因就在于它所用的发动机，不早不迟，就在这关键时刻出现了影响飞机正常飞行的严重故障。B-1B上装有4台由美国通用电气公司专门为它研制的F101-GE-102加力式涡轮风扇发动机。Fl01是美国为军用飞机研制的第2种带加力燃烧室的涡轮风扇发动机。其研制计划始于60年代中期，1970年6月正式与空军签定研制合同。虽然它也受到卡特总统停止生产发展的影响，发动机的整机试验还是于1972年7月开始。1983年9月，F101发动机交付美国空军，1986年开始正式使用。F101发动机的研制工作逾时15年，耗资约12亿美元，进行过大量严格的试验，不仅使F101发动机具有优良的性能，而且结构、强度也比前一代发动机有较大的提高，使它在航空界享有较高的声誉，F101的核心机还被用于F110（F-15、F-16的动力）、F404（F/A-18的动力）、F118（B-2轰炸机的发动机）等上。而在“沙漠风暴”前夕，就是这种誉满全球的F101发动机出了问题，1990年10月初，一架B-1B轰炸机刚飞到1800米高度时，它的1号发动机突然起火，飞机立即紧急着陆。经检查发动机的第1级风扇转子有一片叶片断裂，引起用于锁住所有叶片的卡环损坏，导致这一级的叶片从轮盘上甩出，造成发动机着火。为了研究这一故障原因及处理意见，空军当局下令在10月5日至17日期间停飞等待处理。当B-1B刚刚结束“禁闭”恢复飞行后，又有一架飞机在进行着陆后立即复飞的训练中2号发动机起火。飞机立即紧急着陆后，经检查，又是第一级风扇叶片上锁叶片用的卡环损坏，使8片叶片甩离轮盘，造成风扇部件严重损坏并引起发动机着火。美国战略空军司令部从安全角度出发，下令驻扎在4个空军基地的全部97架B-1B再次停飞。停飞期到1991年2月5日，正是在B-1B的第2个“禁闭”期内，“沙漠风暴”行动开始并很快结束了。因此，B-1B成为未能参战的“逃兵”。有关人员经过认真分析并进行试验研究后，发现原设计的锁住叶片的卡环强度不够，是造成这两次事故的原因。经统计，从B-1B开始服役到1990年底，发动机累计工作时间已超过10万小时，出现过6次叶片甩脱事件。这是因为风扇叶片工作一段时间后，会被吸入的细小砂石冲刷磨蚀，叶型会略有变化。叶片的自然振动频率因而改变。在某些转速下（实际上是在97的风扇最大转速下）叶片出现共振。由于振动应力很大，因此如果叶片存在一些缺陷，例如被外来沙石打出小凹坑、叶片锈蚀、加工中不注意留下来的某些划伤等，就会使叶片折断。转子上只要有1片叶片断裂，转子的平衡就被破坏，风扇转子就会产生巨大的振动，导致卡环破裂，并造成更多的叶片由轮盘上甩出，结果引起发动机着火。导致B-1B机群停飞的原因找到后，有关人员对症下药，进行改进。将原来用不锈钢作的厚度为1.6毫米的卡环，改用镍基合金作。厚度加大到3.68毫米，强度提高了约2.5倍。而且它的疲劳强度与耐腐蚀性能均得到提高。新的卡环于1991年2月开始在飞机上进行换装，大致每天可换20台发动机（即5架飞机），到3月底全部B-1B才换装完毕。此时，“沙漠风暴，早已结束。图5-5 B-1B轰炸机图5-6 F101涡扇发动机故障之五：F-16飞机发动机篦齿环断裂1994年7月，对于美制的F-16战斗来说，是个不吉利的月份。因为从这个月开始，在下面2个月的时间内，F-16战斗机前后损失了4架。其中埃及和以色列各2架。故障的原因又是由发动机所引起的，且原因相同。在这么短的时间内，由于同一故障连续造成飞机失事，这在历史上是少有的，因而引起美国空军和发动机制造厂的高度重视。F-16是一种单发单座轻型战斗机，主要用于空战，也可用于近距支援，1978年底开始装备美国海军，目前，它不仅是美国的主力战斗机之一，而且也是出口最多的战斗机，此机出口到比利时、荷兰、挪威、以色列、埃及、希腊、土耳其、巴基斯坦、韩国、泰国，印度尼西亚、新加坡、委内瑞拉等国，我国的台湾购买了200架。到1993年，F-16有订货共835架，其中203架美国空军订货。起初，F-16采用美国普惠公司研制的F100发动机，1985年根据美国空军的要求开始采用通用电气公司的F110发动机。此后，F-16既可装F100，又可装F110，而引起飞机失事的发动机是F110。这种发动机是利用前述B-1B轰炸机的发动机F101的核心机发展而成的。造成这4架飞机坠毁的原因在于该发动机高压涡轮轴的封严篦齿环断裂，断裂的碎片打坏低压涡轮最终导致发动机损坏。1988年，一架B-1B轰炸机也是由于发动机（F101）的高压涡轮后轴封严环断裂而失事，这两种飞机的发动机虽是两个不同的型号，但它们的核心机却是相同的，因此损坏的部件结构完全一样。B-1B出事后，有关方面认为是封严间隙留得不够而造成的，因此，从1989年起，新生产的发动机将此间隙加大了二倍。而此后连续4次飞机出事后，经再次进行故障分析，才发现封严间隙过大是引起失事的主要原因。查看了F101、F110发动机的飞机失事记录，几种不同型号的飞机都是由于同一原因造成的，因此，设计人员决定将此间隙恢复到原来的数值，并在结构上作了些修改。这样就需生产新的高压涡轮后轴，并需将发动机从飞机上拆下进行换轴。影响的不仅是F-16战斗机，还包括发动机结构相同的那些飞机。它们包括F/A-18，B-1B，F-14总共有500台发动机需更换新轴。为此，从1994年年底起，美国空共有150架F16停飞；外国空军有200架F16停飞；美国空军的5架B-2轰炸机停飞；还有一些B-1B、F-14停飞。由于发动机的一个零件造成这么多型号的大批飞机停飞，这在航空史上也是少有的。故障之六：F-16飞机近年发生的故障美国空军对于那些造成人员死亡或飞机损坏超过100万美元的事故定为A级事故。而近二年来，F-16歼击机由于发动机的故障，连续发生过多起A级事故。仅1998年11月到1999年2月的四个月中，在美国国内的F-16机群中，由于发动机问题连续出现了六次A级事故。随后，在1999年3月25日，7月12日又发生了二起由发动机故障引起的摔机事故。因而，自1998年11月至1999年7月的九个月中，仅在美国国内就出现了由发动机引起的F-16飞机A级事故八次。除在美国国内不断发生A级事故外，韩国空军使用的F-16在1997年至1998年中，也曾因发动机故障引起坠毁2架的严重事故，台湾在 1998年 3月20日摔了 1架 F- 16B双座战斗机。这是台湾摔的第一架F-16，至今未寻获到人机残骸，因此事故原因未明。1999年又摔毁三架F-16，第一起发生于1月25日，一架F-16B坠毁，机上两名飞行员死亡；第二起发生于6月1日，一架F-16A执行夜航训练时坠入大海，人、机残骸未获，原因不明；第三起发生于8月18日，已明确查出是发动机故障引起的。F-16是美国通用动力公司生产的单发、单座轻型战斗机，属于第3代战斗机，与重型远程战斗机F-15搭配使用。该机于1978年底开始装备美国空军，是美空军用得最多的战斗机（1992年底美空军订货量为2203架）；美国海军也拥有F-16（1992年定购26架）。F-16还是美国出口最多的战斗机，不仅出口量大（仅台湾就有160架），而且购买的国家或地区也多达十几个。韩国、荷兰、比利时、土尔其、以色列等国还引进了生产线。预计到2000年全世界F-16的产量达到4000多架。最初的F-16采用普惠公司生产的F100-PW-200发动机（最初的 F-15采用F100-PW-100发动机）。1984年根据美国空军的要求，F-16开始采用通用电气公司的F110-GE-100发动机，此后，F-16可以装用F100与F110两种发动机。1988年出口型换装了提高可靠性的 F100与F100-PW-220。1991年开始生产的第50批F-16C换装了推力加大（约加大16）的F100-PW-229或F110-GE-129发动机。说来也巧，在1998年11月至1999年2月的6次A级事故中，普惠公司与通用电气公司的发动机各占3次。在 1998年 11月至 1999年 2月间连续出现六次A级事故后，美国空军认为；在短短4个月中出现由发动机引起的6次A级事故还是罕见的，需要尽快找出事故原因并采取相应措施。在此之前，由发动机引起的F-16 A级事故率为每10万飞行小时1.77次（平均按18个月滚动计算），发生这6次事故后，增加至1.88次。这6次事故中，5次的原因是各不相同的。在这六次事故中，普惠公司的发动机引起的事故均发生在同一基础的飞机上，且均为F100-PW-220同一型号的发动机。引起事故的GE公司发动机则有F110-GE-100与-129两种型号。一、故障情况及排放措施下面简述1998年11月至1999年7月间发生在美国国内的，由发动机故障引起的F-16飞行事故以及发生的原因。（1）第一起事故发生于1998年11月。在南卡罗来纳州肖（Shaw）空军基地，一架采用F110-GE-129发动机的F-16起飞时，发动机突然丧失推力，驾驶员只得跳伞逃生，跳伞后发动机却又获得推力且推力上升，飞机摔地。经调查分析，事故的原因在于控制系统中的交流发电机传动轴磨损，使交流发电机打滑。这时，发动机控制系统误认为发动机超速，于是自动地减少燃油，使发动机推力突降。但是，当飞行员跳伞后，控制系统又认为超速不是问题，于是转换到第2套操纵器上，改正了这一误操作，恢复到原供油量，促使发动机推力增加。空军发言人称，这一故障在起飞时发生的概率较小，意味在今后飞机起飞过程中不会再出现这种事故。事故原因查出后，空军要求所有装电子控制器的F110发动机，均要将检查交流发电机传动轴是否磨损作为正常的飞机维护内容之一。长期的改进措施包括对软件的改进使其在发生类似事件时，能快速地转换到第2套控制器。最终的解决方法是重新设计发动机的交流发电机传动轴或交流发电机的安装座。（2）第二起事故也发生于1998年11月。摔掉的飞机属于印地安纳州国民警卫队的、采用F110-GE-100的F-16。事故的原因在于高压压气机出口（CDP）封严环上的涂层脱落，造成高压涡轮导向器前内支座损坏。封严环的涂层有两层，先在零件表面涂上一层粘结层，然后再涂上一层表面层。可是在位于奥克拉荷玛的空军后勤中心对发动机进行涂层时，两层均涂成表面层，因而造成涂层脱落。为此，GE公司发展了一种检验喷嘴内支座是否损坏的方法。大约有350台发动机曾在后勤中心修理过压气机出口处封严环，因此要对这些发动机在外场或返厂进行检验。（3）1998年11月，位于新墨西哥州堪东空军基地的，装有F110-GE-100的F-16，由于发动机高压压气机第1级工作叶片一片断裂造成A级事故，这是第三起由GE公司发动机引起的事故。这是一起不平常的事故，因为该叶片的缺陷早在1988年已被发现并采取过防范措施，而且规定了每飞行100h要对叶片进行超声探伤；修理技术人员也接受过探伤技术的补充培训，从那时起，已对10000多片叶片进行过超声探伤。该发动机在事故发生前67.5飞行小时进行过超声检查。这是自1988年贯彻用超声探伤叶片后第1次在飞行中出现的断裂。为此，将检查周期从100h缩短为50h。最终的解决办法是更换新设计的叶片。这种改进的叶片已在近几年中，当发动机返厂完成正常的维修时，换装到F110-GE-100发动机上。（4）1998年12月配装F100-PW-220发动机的F-16在亚利桑那州卢克空军基地发生A级事故。这是这四个月中第一起由F100发动机引起的事故。经分析这一事故是由于发动机数字式电子控制器的控制逻辑失效造成的。空军发言人称，该事故既独特又奇怪，因为在220万飞行小时中，空军还从未遇到过类似的事件。空军还将调查事故的根本原因，以最终确定失效模式。（5）1999年1月初，卢克空军基地发生了第2起配装F100-PW-220的F-16 A级事故。这是由于发动机第1级低压涡轮中，有一叶片损坏而造成的。这也是一个老问题，自从将发动机的涡轮前燃气温度稍稍提高后，该叶片有时会出现蠕变伸长，叶片伸长后叶冠可能会出现卷边以至断裂。3年前出现这一问题后，作出了当发动机工作于提高的涡轮前燃气温度下大于10h后，就应及时对叶片进行孔探检验的规定。作为根本的解决办法是，当发动机返厂进行例行的维修时，更换改型设计的低压涡轮单元体。这项更换工作始于1997年，按目前的换装率，将全部受影响的发动机换装成新的单元体大致要到2005年才能做完。（6）1999年2月初，卢克空军基地，配装F100-PW-220的F-16，又发生了一起A级事故。在事故现场，整个加力筒体与尾喷管远离飞机触地点约2.4km，飞机触地后发生爆炸并着火，驾驶员安全跳伞着陆。这是在四个月中由普惠公司的发动机所引起的第3次A级事故。事故引发的原因是加力筒体焊接处断裂。为此维修技术人员在外场采用荧光检验法对加力筒体焊缝进行裂纹检查，特别是对1991年前后生产的96台加力燃烧室筒体立即进行检查。在发生了上述的六次事故后，空军要求发动机生产公司（普惠与通用电气）对引发上述六次A级事故的发动机故障尽快彻底地予以解决，以减少由发动机引起的A级事故的概率。这些措施是：1）将改进的低压涡轮单元体换装到F100-PW-220机队；2）用数字式控制元件取代F110-GE-100的模拟式控制器；3）用新设计的叶片与轮盘更换F100-PW-220风扇的第3级工作叶片与轮盘。这主要是减少外场维修工作量。目前每飞行133155循环就需将叶片取下对轮盘进行超声探伤；4）对F110-GE-100、-129的风扇第1级工作叶片进行激光冲击处理，以提高叶片表面的压缩应力，防止叶片裂纹；5）用锻造经化学铣削加工的加力筒体更换Fl00-PW-220焊接的加力筒体；6）在F110-GE-100、-129的高压压气机上，采用加强的可调静叶，以防止曾经发生过的可调静叶错装的事件。（7）正当空军与厂家为排除上述发动机故障而紧张工作时，美空军又连续发生了两次摔机事故。即：1999年3月25日在在卢克空军基地又发生了发动机加力筒体焊接处断裂而造成F-16的A级事故。这是卢克空军基地的F-16在5个月中发生的第5次由发动机引起的A级事故。连续2次由于加力筒体焊接处