发动机典型故障的统计分析魏亚东复习课程.doc

Good is good, but better carries it.精益求精，善益求善。发动机典型故障的统计分析魏亚东-分类号编号UDC密级中国民航飞行学院毕业设计（论文）题目发动机典型故障的统计分析StatisticalanalysisoftypicalfaultsofenginenginFaultanalysisandmaintnancofAircraft作者姓名魏亚东专业名称航空工程学院指导教师姓名及职称刘爱中助教提交日期2013年6月08日答辩日期2013年7月15日答辩委员会主任评阅人2013年6月08日-发动机典型故障的统计分析学生：魏亚东指导教师：刘爱中助教摘要航空发动机属于高速旋转式机械，处于高转速高负荷（高应力）和高温的环境下工作；发动机又由许多零组件构成，即其本身工作状况和外界环境都十分复杂，使发动机容易出现故障，因此航空发动机属于多发性故障的机械。由于航空发动机本身所具有的特点，其故障模式与排除故障的方法也都具有了一定的特殊性。本论文第一章介绍了航空发动机故障与可靠性，及故障分析与排故的一般方法，后面四章分别列举分析了四个故障（发动机喘振故障分析压气机转子叶片故障分析管路系统振动机制及故障分析、某发动机级涡轮盘篦齿裂纹故障分析），这些都是发动机的最典型的故障，也是比较容易发生故障的部分。关键词：航空发动机，可靠性，故障，喘振，叶片，管路系统，涡轮盘篦齿，裂纹StatisticalanalysisoftypicalfaultsofengineAbstract：Aviationenginebelongstothehigh-speedrotarymachinery，inthehighspeed，highload(highstress)andhightemperatureenvironment；Theengineiscomposedofmanycomponents，theworkingconditionandtheexternalenvironmentareverycomplex，theengineispronetofailure，Mechanicalthereforeenginebelongstomultiplefaults.Duetothecharacteristicsofaviationengineitselfhas，Sofailuremodeandtroubleshootingmethodhascertainparticularity.Thefirstchapterofthethesisintroducestheaeroenginefaultandreliability，andthegeneralmethodoffaultanalysisandtroubleshooting，thelastfourchaptersanalyzefourfault(Analysisofenginefaultdiagnosis，Analysisofcompressorrotorbladefailure，Analysisofvibrationmechanismandfaultsystempipeline，Analysisofanengineofturbinedisklabyrinthcrackfault)，thesearethemosttypicalbreakdownofengine，Ismorepronetofailureofthepart.KeyWords：Engin，Reliability，Fault，Surge，Blade，Pipelinesystem，Turbinedisclabyrinth，Crack目录摘要Abstract第1章绪论11.1发动机概述11.2可靠性和故障21.2.1可靠性21.2.2故障31.3故障分析与排故方法4第2章压气机喘振故障分析72.1喘振概述72.2喘振时的现象72.3喘振的根本原因分析82.4防喘措施及其优缺点分析102.4.1压气机中间级放气102.4.2可调进口导流叶片和静叶片112.4.3双转子轴流压气机132.4.4气缸(机匣)处理技术14第3章压气机转子叶片故障分析183.1概述183.2压气机转子叶片受环境影响的损伤特征和有关安全准则与标准193.3压气机转子叶片断裂失效分析203.3.1压气机叶片断裂故障分析203.3.2预防和排除叶片断裂故障的措施25第4章液压管路系统振动故障分析304.1发动机管路振动的危害304.2管路系统振动机制及故障诊断314.2.1管路振动的分类314.2.2转子不平衡力和流体的脉动压力引起的振动314.2.3卡门旋涡引起的振动324.2.4液压管路系统的耦合振动324.3故障诊断及其研究方向334.4结论35第5章涡轮盘篦齿裂纹故障分析365.1概述365.2某发动机级涡轮盘篦齿裂纹故障分析375.2.1篦齿应力分析375.2.2篦齿残余应力测量375.2.3带篦齿裂纹级涡轮盘的低循环疲劳试验385.2.4篦齿裂纹萌生与扩展分析395.2.5带篦齿裂纹级涡轮盘超转储备系数估算405.2.6篦齿裂纹断口分析405.2.7该发动机的相关故障415.3预防与对策42结论45致谢46参考文献47第1章绪论现代航空发动机要求我们必须满足“三性”，即适应性，可靠性和维修性。航空发动机作为飞机的心脏，其安全性和可靠性最为重要。没有一个强健的心脏，就无法为飞机这个庞大的身躯提供新鲜的血液，就无法支撑它遨游于天空。现代航空发动机在“三性”指标下，采取了很多的措施，其中最重要的环节就是减少故障率。发动机的故障与可靠性是矛盾的两个方面，要想提高可靠性，就必须减少故障和故障率。因此研究故障问题，有利于确保航空发动机的可靠的工作，有利于指导航空维修工作，有利于总结改进航空发动机的性能，对我们意义重大。1.1发动机概述二十世纪以来，特别是第二次世界大战之后，航空和空间技术出现了飞跃式的发展，技术更新更是日新月异。现在，飞机已经成为一种重要的不可缺少的作战武器和运输工具。飞机的飞行速度高度航程载重量和机动作战的能力，也都已达到了相当高的水平。这些成就的取得，在很大程度上取决于动力装置航空发动机的发展。航空发动机可分为活塞式发动机和空气发动机，由于活塞发动机的性能已远远达不到人类国防的要求，在军用领域已几乎全部被淘汰，因此失去了进一步发展的机会。而在空气发动机中，燃气涡轮发动机是目前应用最广泛的发动机，它主要由压气机、燃烧室和涡轮组成。空气在压气机中被压缩后，进入燃烧室，与喷入的燃油混合燃烧，生成高温高压燃气。燃气在膨胀过程中驱动涡轮做高速旋转，将部分能量转变为涡轮机械能。涡轮带动压气机不断吸入空气并进行压缩，使发动机能连续工作。这就是燃气涡轮发动机工作的基本原理。压气机、燃烧室和涡轮这三大部件组成了燃气涡轮发动机的核心机，按核心机出口燃气可用能量的利用方式不同，燃气涡轮发动机分为涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺桨发动机、涡轮桨扇发动机、涡轮轴发动机和垂直起落发动机等。发动机是体现飞机性能的主要部件。然而，发动机属于高温、高速高负荷（高应力）旋转式机械；又由于发动机由许多零组件构成，即本身工作情况和外界环境都十分复杂，使发动机容易出现故障，因此航空发动机属于多发性故障的机械。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。1.2可靠性和故障航空发动机集热力、气动、燃烧、传热、结构强度、控制与测试等多学科于一身，温度、压力、应力、间隙和腐蚀等工作条件非常苛刻，且对质量、可靠性、寿命等要求又极高。工作时在高温高压的环境中以高转速运转，所受的载荷复杂多变，且由于现代大推重比航空发动机的设计性能要求，使得其结构日趋单薄。因此航空发动机出现的故障模式多，故障出现的几率高，故障的危害大，使用寿命短。因此，航空发动机的可靠性是至关重要，同时也是航空发动机性能能否得到发挥的重要衡量指标。航空发动机的可靠性和故障是发动机用户、维修单位、生产厂、设计研制单位和国家主管部门都十分关心的问题。研究装备的可靠性是为了提高装备的完好性和任务的完成性，保障装备和人员的安全，减少寿命内的费用。1.2.1可靠性可靠性是指产品在规定的条件下和规定的时间内完成规定功能的能力1。对航空发动机而言，其可靠性是指：“在规定的飞行包线、环境和使用条件下，在规定的寿命期内，无故障工作的能力”。可靠性是飞机的一种复杂特性，而不是一个孤立特性，它还与发动机的安全性，维修性，寿命，经济性和可用性紧密联系并相互影响，它是无故障特性、维修性、耐久性和贮存性的综合。无故障性是飞机在完成飞行任务期间能连续保持工作状态的一种特性。维修性是飞机对预报和发现故障与损坏产生的原因，并通过维护和修理保持和恢复工作状态的适应性的一种特性。维修性包含在飞机的一个更一般的特性即维修工艺性之中。维修工艺性是飞机对一切形式的维护和修理工作包括加油、充填、装卸等的适应性。耐久性是飞机按规定的维护和修理体制在达到极限状态之前能保持工作状态的一种特性。耐久性表征飞机在达到极限飞行时间和期限之前使用的经济合理性。贮存性是飞机在贮存和运输期间以及之后能保持无故障性耐久性和维修性指标的一种特性。1.2.2故障一台航空发动机发展是伴随着故障的频繁发生、排除、再发生与再排除的过程，即使是比较成熟的航空发动机，在使用很长时间与积累了丰富经验后，也还会出现故障甚至是严重的故障。航空发动机的故障率很难有一个标准的统计数量，故障类型十分复杂，总体上可分为性能故障、结构强度故障及附件系统故障2。从我国航空发动机的故障统计中发现，发动机性能故障约占总故障的10%20%；发动机结构强度故障约占总故障的60%70%3。1性能故障：多表现在发动机推力下降、转速摆动、耗油率过高、排气温度高、空中熄火和放炮等现象。其故障比例约占航空发动机总故障的1020。性能故障多表现在发动机研制的早期，易于在厂内试车或出厂前发现和排除。有时发动机老化也出现性能故障，属于寿命后期的耗损故障。2结构强度故障：结构强度故障反映的方面极广，类型众多，且往往后果严重。大体上有强度不足而破坏与损伤，高周疲劳，低周疲劳，热疲劳损伤，蠕变与疲劳交互作用损伤现象等。这些故障构成发动机主要故障事件，约占发动机总故障的6080，故障比例相当高，对发动机的安全构成主要威胁。3附件系统故障：由于组成附件系统的零、组件形式比较多，其中有电子元器件、机械元器件、外购成品与器件等。故其故障现象，将依其各自特点进行分析。故障率：指工作到某一时刻尚未发生故障产品或设备，在该时刻后的单位时间内发生故障的概率。为产品或设备可靠性的一种基本参数。故障率可分为：平均故障率和瞬时故障率两种，其定义分别为：1平均故障率是在规定的条件下和规定的时间内，产品或设备的故障总数与寿命单位总数之比。2时故障率是在规定的条件下，工作到某时刻尚未发生故障的产品或设备，在该时刻后单位时间内发生故障的概率。从故障分析的浴盆曲线（如图1-1）看出，可分为早期型，偶发型和损耗型故障。从发动机在全寿命期间故障发作的表现形式看，以偶发型故障最为严重。我国航空发动机的大多数严重故障多为使用寿命期间偶发型故障，偶发型故障事件所带来的损失往往是难以估量的。发动机中的早期型故障为磨合型故障，属于设计、使用不合理的早期暴露，故障的存在和发作是合乎情理的，比较容易解决，只要故障判断准确，对症下药，就可以从根本上解除。损耗型故障又称老化故障，发生在使用后期或者发动机延寿阶段出现。图1-1故障浴盆曲线图故障的发生与排除是要经过一个阶段时间的认识过程的，不能仅局限于在材质、工艺和操作几方面寻求原因，也不能认为出现一次就是偶然性故障，存以侥幸心理。大量的事实和血的教训告诉我们，对待故障，一开始就要引起足够的重视，要从故障产生的根源上找原因，要严肃对待每一环节，从内因分析故障和排除故障。随发动机生产批量的增加和使用无限期的增长，发动机的故障现象朝如下方面变化：1消耗型故障现象增多。2故障由冷端部件向热端部件转化，即热端部件故障现象与故障率增多。如近年来发生的涡轮叶片断裂，涡轮盘端面封严齿裂纹和导向器叶片变形等。3出现热疲劳，蠕变（叶片伸长）和疲劳，蠕变交互作用的疲劳现象。4出现转子系统故障。如发生压气机转子变形，串动，不平衡加大与轴承严重磨损等故障。1.3故障分析与排故方法对故障研究分析和排故工作是一项综合的技术工程，不仅是研究故障现象和确定故障性质，更主要的是研究故障产生的原因，产生的环境以及排除方法。发动机故障分析与排故方法都有其一定规律和内在联系，通常可采用以下的步骤和方法，如图1-2所示。图1-2故障分析和排故方法1故障史调研零组件发生故障，首先要对该零组件原始设计情况进行查阅、调查研究。查看是否存在有不合理的设计现象，是否存在潜在缺陷。查看其使用状态和使用环境等，同时了解该零件的故障历史、发生频率等内容。2故障现场调研对故障现场进行周密调研、记录并研究其故障现象、使用条件与使用环境。除对故障件进行详细现场现象记录外，应保护好故障件及其相关件。还应对操作人员驾驶员进行调查，记载故障发生前后的情况，了解人为因素的影响性质。3材质与金相分析对故障的材质进行查对，检查该零件生产批次、力学特性、加工质量和零件的储存情况等。故障件的金相分析是十分重要的，通过金相分析可以决定该故障属何种模式和性质，如强度不足断裂，或高、低循环疲劳断裂等。4故障再现试验分析零件故障除对偶然性故障不作故障再现分析外，为进行故障机理研究，对重复出现的故障必须进行故障再现试验。5故障机理理论分析故障机理的理论分析是故障分析与排良好的效果。6故障机理的试验研究故障机理的试验研究与故障机理的理论研究是故障分析中两项并行的重要工作。故障机理的试验研究是以一定的试验方法，研究故障发生的原因、条件和现象。与理论研究并行以确定故障性质。故障机理试验研究可对故障件单独进行等效试验，或在专门的试验装置上进行模拟、等效试验，也可在发动机整机地面试车状态进行等效模拟与真实环境下的试验。这是一项比较复杂，但很有实效的试验工作。7排故措施与隔离措施故障排除措施与隔离措施是故障分析的后期工作，当故障原因得以解释或找到后，依其机理和现象，采取相应排故措施。排故措施依故障机理不同而异。例如对强度不足引起的故障，只需改变零件结构设计、可满足排故要求。如零件属共振疲劳，则可改变零件的固有频率，即从调频措施的内因或改变激振频率的外因两方面着手，目的是要避开共振状态。8改善后的实施考核经故障分析提出排故措施后，还需装机进行实地考核，或进行发动机的飞行考核。经过排故的零件，一般情况下故障不会再出现，其可靠性提高。但有些不恰当的排故措施反而会使其可靠性降低，这样就得重新研究进行改进。所以说排故过程是产品可靠性增长的试验过程。9效果分析与使用信息反馈经排故后的零件投入使用考核，要及时分析其使用效果，好则使用，否则还需要进一步改进。故障分析与排故中的所有反馈资料都十分宝贵，为该项产品或同类产品积累了经验和教训，可供新产品设计、老产品改进参考。航空发动机零组件的故障分析与排故是一项系统工程，有着严密的科学性、现实性、实用性和经济性，是可靠性、安全性分析中的重要环节之一。第2章压气机喘振故障分析随着民用航空业不断发展，航空器安全可靠性越来越受到重视，保障航空器的安全运行关乎生命财产。而在众多影响航空器安全的因素中，发动机喘振是造成航空器不安全重要因素之一。喘振是燃气涡轮发动机压气机一种不正常的工作现象，也是燃气涡轮发动机的特有故障。发动机喘振时，性能变差，而且严重的喘振是发动机的致命故障，可能导致发动机空中停车甚至发动机致命损坏。如果处置不当，使发动机在喘振工作条件下时间稍长，压气机、涡轮等部件就会因高温和振动而严重损坏。研究分析发动机喘振的原因和条件，制定预防措施，尽可能减少发动机喘振的发生以及喘振一旦发生所带来的不良影响，确保航空发动机的安全可靠性。2.1喘振概述一般来说，喘振是发动机的一种不正常工作状态，其主要发生的区域是在压气机。发动机喘振是一种沿压气机轴线方向发生的低频率、高振幅的振荡现象，是由压气机内的空气流量和压气机转速偏离设计状态过多而引发的。由于压气机是根据设计点的气动参数进行设计的，当工作在非设计状态时，各级的速度三角形和设计点不同，即非设计点的参数与压气机的几何形状不协调，这时各级的流量系数大大偏离了设计值，造成气流攻角过大或过小，从而产生了喘振4。相关研究表明喘振可以分为两种:一种为由突变失速引起的压气机喘振；另一种为由渐变叶片排失速引起的压气机喘振5。其中后者主要发生在单级或级数较少的压气机中，本文中不作重点讨论。喘振的后果严重，一旦压气机进入喘振状态，这种低频率高振幅的气流振荡成为一种很大的激振力来源，它会导致发动机机件的强烈机械振动和热端超温，并在很短的时间内造成机件的严重损坏，所以在任何状态下都不允许压气机进入喘振区工作。2.2喘振时的现象由于环境因素的影响，轻微的喘振是无法避免的，而一旦发生严重喘振时会出现发动机转速的忽大忽小、声音由尖哨转变为低沉、转速的下降、推力突然下降并且有大幅度的波动、排气温度急剧升高、有低沉噪音或放炮声、压气机气流倒流、发动机强烈振动、喷火、气流中断熄火停车等现象，更甚者将使叶片在短时间内大量折断，乃至使整台压气机的叶片“剃光头”。因此，一旦发生上述现象，必须立即采取措施，使压气机退出喘振状态。反推力装置使用不当，会造成超温；当飞机滑跑速度很低时，反推力装置仍在工作，则会造成排出的燃气又重新被吸入发动机，从而会造成喘振。喘震是表象，大多数的情况可以说成因是气流分离，更确切的说是附面层分离。诱发附面层分离的原因，在进气道喘振中，最重要的原因是攻角太大，导致气流在进气道的唇部发生分离，为避免这种分离现象发生，大家可以看到大型民用涡扇发动机的进气道表面内衬上有凹坑，就是为了把LAMINA附面层转化为Turbulence附面层，让附面层能够更常时间的粘在内壁上。在压气机喘振中，主要是激波诱发的附面层分离，这个比较复杂，但是可以通过对扇页形状的设计和使用增加附面层能量的各种方法去避免。发动机防喘系统故障，试车时尾风过大，油门运动过快，压气机叶片损伤。一句话就是各气流因为压力的关系在进气口或都压气机部分来回的不规择的涌动，并带动了激动切线在唇口和压气机前缘浮动还有就是不正常的油气比，启动功率低，场温过高；滑行时，如果低速度滑行，打开反推装置也会造成压气机喘振。2.3喘振的根本原因分析航空发动机是飞机的心脏，涡轮发动机广泛应用与航空领域，而喘振问题一直制约着涡轮发动机的发展，影响发动机的性能，甚至能造成发动机的损坏。多数情况下，压气机喘振的前奏是旋转失速。所谓旋转失速，就是站在绝对坐标系上观察时，失速区附着在压气机工作轮上以较低的转速、相同的方向旋转运动。旋转失速频率高、强度大，叶片易疲劳断裂，是引起喘振的直接原因。当压气机中某些级产生旋转失速，并进一步发展，使压气机整个通道受阻，阻碍前方气流流入，使气流拥塞在这些级的前方。与此同时，由于前方气流暂时堵塞，出口反压不断下降，当出口反压较低时，压气机堵塞状况被解除，被拥塞的气流克服了气体惯性，一拥而下，于是进入压气机的空气流量又超过了压气机后方所能排泄的流量，压气机后方空间里空气又“堆积”起来，反压又急剧升高，造成压气机内气流的再次分离堵塞。通过压气机的气流反复堵塞又畅通，使得通过压气机的流量大、流速高、可压缩的空气在本身惯量和压气机给予的巨大能量作用下产生了周期性振荡。由此可见，研究喘振首先要研究失速。失速是指由于冲角过大，气流在叶背处发生分离的现象。低转速、空气流量低、进口温度高、流场畸变、进气道结冰、外来物都有可能造成冲角的改变，从而产生失速，如果失速的叶片过多就会导致压气机的喘振。这些导致失速的因素归结起来也就是表征压气机工作特性的四大参数，即转子转速、空气流量、进口总温和总压。涡轮发动机发生喘振的原因可以用气流分离的形成和发展理论来说明发生喘振的根本原因是气流在涡轮发动机压气机的叶片通道内严重分离而造成的压气机不稳定工作现象，是涡轮发动机的工作状态严重的偏离了设计工作状态而引起的6。下面分三种情况来分析。1当轴流式压气机处于设计工作状态时，压气机各级通道截面的变化完全符合空气容积流量变化的需要，空气能够无撞击地流入各级叶栅，因而叶栅通道不会发生气流分离现象。2当流量系数过大时，叶栅进口气流的冲角是负值，叶片的凹面将产生涡流，出现气流分离现象，但由于空气具有惯性，在流过弯曲面的叶片通道时，总有紧贴叶面凹面的趋势，这就有利于减弱和消除气流分离现象，即使发生分离，其涡流区也不易扩大，因而气流不容易分离。同时在冲角为负值的情况下，气流在叶栅内的流动方向改变不大，速度改变不大，压力提高不多，所以叶栅前后压力差较小，即使出现气流分离也不会引起大量气流倒流。3当流量系数过小时（小于设计值时），压气机叶片进口的冲角为正值，气流冲向叶片的凹面，而在叶片的凸面产生涡流，出现气流分离现象。由于气流具有惯性，紧贴在叶片的凹面，而在凸面产生强烈的涡流并迅速发展，同时，在叶栅前后产生压力差，在叶栅和通道前后的压力差作用下，就会造成气流流动、分离、中断，而后再流动、再分离、再中断，周而复始的脉动现象，甚至气流还可能逆向冲出压气机，引起发动机喘振。经过以上分析，可以得出结论：当流量系数大于或小于设计值时，在涡轮发动机压气机进口处会产生气流分离现象。但是流量系数过大所形成的涡流区不会继续扩大，而流量系数过小所形成的涡流区则会继续扩大，从而在叶轮旋转的作用下，产生强烈的分离，引起喘振7。为避免压气机出现失速和喘振，就必须改善压气机的工作特性，扩大稳定工作范围，合理控制流经压气机各级的空气流量，使之与流通能力相匹配，保持空气流动的平稳与连续。压气机在非设计状态下通过一些措施以保持与压气机几何形状相适应的速度三角形，从而使冲角不要过大或过小。防止压气机失速和喘振常用的方法有放气机构（VBV）、可变静子叶片（VSV）和采用多转子。2.4防喘措施及其优缺点分析目前国内外常采用的防喘措施主要有以下几种：1从压气机中间级放气或者末级放气。2可调进口导流叶片和静叶片3多转子技术4气缸(机匣)处理技术下面对以上4种方法分别进行介绍，并分析其优缺点和适用范围5。2.4.1压气机中间级放气大量的试验和理论研究表明，从压气机中间级放气是最简便实用的防喘措施。实践表明，燃机在小的换算转速工作时，压气机的不稳定工作特点是“前喘后堵”，即前面级压气机在大的正攻角下工作，后面级在大的负攻角下工作。针对这种工况特点，中间级放气是通过改变进压气机的气流轴向分速度C1a，亦即改变压气机的空气流量Ga的方法来实现控制喘振的目的8。图2-1中给出了压气机放气机构防喘原理示意图，当压气机在较低换算转速范围内工作时，由中级放走部分空气到大气中去。这种方法的目的不仅是保持压气机的稳定工作，减小叶片的振动应力；同时也减小在燃机启动时所需要的外界启动机的功率。放气工作时，对于放气点的前面级有很明显的影响，它们常常工作在特性线的左支，如图2-1中N点所示，此时叶片来流为大正攻角放气后由于流量增大气流轴向分速度增加C1a增大；从图2-1中速度三角形可以看出轴向分速度增大后来流攻角变小叶片工作恢复正常，此时工作特性点右移由N点变到M点。位于放气点下游的压气机末级，在低转速情况下，未放气时，工作于特性线右方，当放气孔打开时，由于此处空气流量减小，同时放气点上游的空气流量和空气密度的增大，末级增压比也有所加大，因而末级工作点向特性线左方移动。显然这时的级压比和效率都有所增大。中间级放气法，一般是在多级压气机中气缸上开一圈或者几圈孔，用放气机构来控制放气开关，使部分空气流到大气中去，或使之回到压气机进口。放气机构主要形式有：放气带和放气活塞。这种放气防喘方法，构造比较简单。但是由于放走了压气机前面级已经压缩过的空气(放气量约占总流量的15%20%)，它没有被利用，所以从能源利用和燃机效率来看是不利的。不过由于放气多在启动加速、退喘过程中，工作时间不长，所造成的损失尚不严重。所以常被应用于压比小于10的航空发动机压气机以及地面用的燃气轮机中。而对于压比较高的燃气轮机，试验证明放气防喘的效果不是很明显，一般采用旋转进口导流叶片和静叶片的方法或采用双转子方法。图2-1压气机放气机构防喘原理示意图2.4.2可调进口导流叶片和静叶片旋转进口导流叶片和静叶片的防喘机理：通过旋转进口导流叶片，使其出气角改变，控制导流叶片出气角的大小和方向可以使流入第一级动叶的气流攻角处于正常位置，调节旋转前面级的静叶片出气角可以使这些静叶片后的动叶处于满意的工况下工作，因而可以避免喘振，并使压气机偏离设计工况下仍能保持正常工作。从速度三角形分析，用旋转静叶片防止喘振的方法，就是在非设计工况时改变压气机速度三角形上的预旋(改变C1u)来改变冲角i，使气流速度W1的方向，保持在设计值附近，部分地消除喘振。在图2-2中给出了如果进口导流叶片不能转动，当工作轮转速不变，气流轴向速度C1a发生变化(即来流流量发生变化)时叶型上气流的冲角所发生的改变。从图2-2中可以看出在流量大于或小于设计流量时，转子叶片的来流攻角将小于或等于0，此时叶片压、吸力面就会发生不同程度的分离，严重时可能导致压气机喘振。图2-3表示借助于适当的转动导流叶片安装角可以使气流流入工作轮叶片通道内的相对速度方向在流量变化时保持不变，这就保证了转子叶片在非设计工况下都可以工作在设计状态附近，从而消除了喘振。可调进口导流叶片和静叶叶片，作为多级轴流压气机的防喘措施之一，其优点突出，不仅达到防喘措施，而其非设计工况下效率高，同时还可以改善燃机的加速性，又适用于高增压比压气机，所以这种防喘调节机构广泛地应用于80年代新发展的压气机设计中，同时在大型风机中也得到很好的应用，如陕西鼓风机厂在这种理论指导下已成功研制出全静叶可调的大型鼓风机。鉴于该方法广泛的工程应用前景，国内外许多学者、专家都在这方面开展了大量的探索研究，并取得许多卓有成效的理论和试验成果。我国张健等应用试验的方法，在设计转速下，通过试验调节一台三级轴流压气机各级组合，找到了压气机的一组最佳角度匹配。试验结果分析表明，静叶角度的改变对压气机性能有着极为明显的影响，采用最佳角度匹配，最高绝热效率提高了7.4个百分点，稳定工作裕度也有显著的增加。对于如何改善低速状态下的压气机性能，夏联等进行了一台七级轴流高压压气机的静叶调节试验研究。试验结果分析表明：在低速状态下，通过静叶角度优化调节能有效地改善压气机性能，拓宽稳定工作范围；并且，压气机低速性能受静叶可调角度的配比影响很大。静叶角度调节技术与其他技术相结合，能更有效地改善压气机性能。楚武利等通过试验研究了带导叶的单级轴流压气机在进口导叶无预旋、全叶高预旋2度和叶顶端部预旋2度时，压气机总性能、基元性能及失速边界的变化情况。对比分析了三种导叶在不同转速下的性能曲线，结果表明导叶预旋对压气机在非设计转速下有很好的扩稳效果；进一步研究发现：利用端弯技术可以推迟轴流压气机不稳定流动的发生，扩大压气机稳定工作范围。另外西北工业大学的范非达等也在这方面开展了大量工作并取得良好的效果5。但这种防喘措施结构比较复杂，特别是对多级静叶调节实现起来更加困难。此外从气动方面来看，这种方法只能着重改善气流沿叶高某一半径上的流动情况，对整个叶片的三维流动不能很好的兼顾，例如照顾了平均半径就不能很好地照顾叶尖和叶根。2.4.3双转子轴流压气机采用双转子压气机是通过改变圆周速度U的一种防喘措施，目前在高性能航空发动机中的高增压比轴流压气机中得到广泛应用。根据试验研究和理论分析表明，当压气机增压比不超过4.04.5时，在非设计状态下，压气机的各级还能相当协调的工作，不至于发生喘振。当压气机压比提高到67时，就需要在压气机中间级设计放气机构的同时可以与旋转第一级导流叶片的方法并用。当增压比达到1020时在航空发动机上多采用双转子压气机。当转速下降时，会使压气机增压比减小，偏离设计状态。这时压气机前几级进口流量系数变小，冲角增大。后面级进口流量系数增大，冲角变为负值，如图2-4中所示，因此前面级压气机消耗功与后面级的比值，要比设计状态偏大。即前面级压气机“变重”，后面级“变轻”。压气机由涡轮带动，对涡轮而言当转速减小时，高压涡轮和低压涡轮所发出功的比例，或者不变或者增大。在后一种情况下低压涡轮发出的功不足，而高压涡轮的功有富余，从而使压气机工作情况恶化。采用双转子方案时，由于低压压气机“重”则涡轮带不动压气机使得低压压气机转速下降，高压压气机轻则转速增加，结果使得低压压气机气流轴向分速度Ca和高压压气机轴向分速度Ca与圆周速度U自动趋于协调，如图2-5中所示，从而消除喘振发生的可能。由于双转子压气机具有一系列的优点，可以在较宽广的范围内工作，而且可以保持较高的效率，不容易发生喘振，适应性好，容易起动，因此在现代航空燃气轮机中应用广泛，在现代涡轮风扇发动机中，还成功地研制出三转子压气机，比如2006年9月试飞由罗-罗公司研制定型的装备在A380大型客机的Trent900发动机就是采用三转子压气机形式。多转子压气机的最大缺点就是结构复杂，相应制造成本高，危险系数高。2.4.4气缸(机匣)处理技术气缸处理是从20世纪60年代末开始发现的，这种方法的发现起源于一个试验的误操作。Hartmann等详述了气缸处理的实验室发现过程：对于进口畸变的压气机转子，研究者们原计划进行3种状态下转子尖部的放气实验，放气的位置位于转子的正顶部，放气孔为圆形直孔，呈蜂窝状布置。放气量为实际流量的4%。在设计转速下，通过放气能使转子的稳定工作裕度提高l5%左右。当按实验操作规程进行到第3种放气状态时，蜂窝状放气系统意外地没有打开，放气量为零。令研究者们吃惊的是，即使放气量为零，蜂窝状的气缸仍使转子的稳定工作裕度提高10%左右，由此第1次提出了“气缸处理”的概念。从气缸处理概念提出以来，国内外的学者就对它高度关注，一批批专家学者在这方面开展了大量的研究工作，并取得了卓有成效的成果。近年来西北工业大学楚武利教授研究小组以及北航的袁巍、周盛等专家在这方面开展了大量研究工作，研究表明：通过气缸处理可以大幅度提高压气机稳定裕度，防止压气机喘振的发生。气缸处理形式主要有以下几种：1缝式结构：缝式结构可分为轴向缝、叶片角缝和斜缝式气缸处理结构，如图2-6所示。其结构的最大特点是缝的长度比缝的宽度大得多；早期研究表明这种气缸处理方式可以有效地克服径向间隙的影响，并能提高7%左右的失速裕度，但是压气机效率损失较大。最新研究表明，采用合适的开缝形式可以使稳定裕度提高50%左右，但仍不能克服效率损失的问题。图2-6三种不同的气缸开缝形式2周向槽结构：这种开槽形式的主要特点是结构简单；开槽面积是总面积的三分之二，槽宽是齿宽的两倍，如图7所示。大量研究表明，周向槽气缸在保证效率损失不大的情况下可以获得6%左右的失速裕度的改进量。图2-7周向槽和轴向斜槽处理气缸结构示意图3斜槽气缸：斜槽气缸包括轴向斜槽和圆弧斜槽，北京航空航天大学研究表明：在一台轮毂比为0.49的单转子轴流风机上，圆弧斜槽处理气缸使风机的失速裕度提高了27%。轴向斜槽处理结构示意图如图2-7中所示。另外还有小叶片处理气缸和凹槽导流叶片式气缸处理形式，在此不一一列举。气缸处理防喘的主要机理：针对叶片尖部流动在接近失速时由于出口压力提高，负荷增大，同时叶片尖部位置的加载位置前移迫使叶尖泄漏涡转向相邻叶片的压力面形成大的阻塞，而阻塞使得位势作用又使来流速度更低、攻角更大、负荷更高，直至发生大范围的叶片失速从而引起整个压气机喘振，采用气缸处理措施可以抑制叶尖泄漏涡的发展和扩散，调整叶片尖部流动情况，改善来流攻角使叶片尖部的工作在设计点附近从而抑制叶片的失速，消除压气机喘振现象。通过上述分析可以得出以下几点结论：1压气机喘振是指沿轴向的低频、高振幅(能量)、破坏性极强的不稳定流动；2通道中逆压梯度下叶片吸力面发生失速，特别是叶片尖部的失速是导致压气机喘振的主要因素；3中间级放气作为一种防喘措施，其构造简单，可操作性强常被用在压比小于10的压气机中；4可调静叶技术作为多级轴流压气机的防喘措施之一，其优点突出，不仅达到防喘措施，而其非设计工况下效率高，同时还可以改善燃机的加速性，又适用于高增压比压气机，所以这种防喘调节机构广泛地应用于80年代新发展的压气机设计中，同时在大型风机中也得到很好的应用；5双转子压气机可以在较宽广的范围内工作而保持较高的效率，不容易发生喘振，适应性好，容易起动，因此在现在航空燃气轮机中应用广泛；6气缸处理是一种通过控制叶片尖部流动来实现防止压气机喘振的方法，这种方法实用性强，能够大幅度提升压气机的稳定工作范围，因此得到了国内外专家学者的关注。第3章压气机叶片故障分析叶片是航空发动机的重要部件之一，由于功能的关系，其所处的工作环境是十分严峻的，受有较高的离心负荷、气动负荷、高温和大气温差负荷以及振动的交变负荷等。其中压气机叶片还受进气道外来物的冲击，受风沙、潮湿空气的侵蚀，使叶片产生故障的几率更是大大增加。虽然随着气动设计技术、结构技术和材料技术的不断发展，叶片技术也得到了飞速的发展，给航空发动机风扇和压气机带来一系列益处，包括级增压比将更高、结构将更紧凑、质量将更轻、气动稳定性将更好、费用将更低，最终使风扇实现单级化，压气机级数显著减少9。但是，发动机叶片是飞机的关键部件，其工作环境恶劣，因此，失效概率也相对较高10。据统计，振动故障率占发动机中总故障的60%以上，而叶片故障占振动故障的70%以上。3.1概述压气机转子叶片是航空发动机机构件中的主要零部件之一，不仅体现在对整机性能的影响很大，而且还由于数量多、形体单薄，以及受到载荷状况严酷和工作环境复杂的影响，致使其在发动机中一直被列为故障率最高的构件之一。统计资料表明，涡轮转子叶片断裂是导致燃气涡轮发动机重大事故发生的主要原因之一11。在航空涡轮喷气发动机中，压气机转子叶片位处最高沿，加上结构、数量和受载的特殊性，一直是受环