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防钛火的一些限制条件 重视发动机零部件可靠性细节设计

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2019-11-02 18:37:15

陈光/温

钛合金因其相对较高的比强度,自首次应用于航空工业以来,已被广泛应用于航空发动机。在工作温度允许的情况下,压缩机零件如压缩机轮盘、转子叶片、定子叶片、壳体和迷宫式密封环将很快由钛合金制成。

然而,在使用中,发动机的旋转钛部件(转子叶片、密封迷宫齿)或其碎片直接与钛定子部件(外壳、固定叶片、密封圈等)碰撞。)摩擦导致钛合金自燃,导致压缩机部件烧坏,外壳烧穿。在严重的情况下,通过外壳的火焰延伸部分燃烧会燃烧通过外部涵洞外壳,甚至导致发动机机舱着火,严重影响飞机的飞行安全。由于高压压缩机中的空气压力和温度高,钛点火是一种良好的条件,所以钛点火发生在高压压缩机中。

早期,压缩机外壳和定子叶片都是由钛合金制成的(在工作温度允许的条件下),但钛的点火问题在使用过程中不断暴露出来。例如,cf6发动机安装在dc 10宽体客机上,并于1971年投入使用。在使用的初始阶段没有问题。然而,当其累计使用时间达到800多万飞行小时时,钛点火问题始于1976年。

它在1979年年中达到顶峰,一年内发生了十几起钛火灾,造成了严重后果。因此,从1979年开始,生产和在线使用的所有发动机和高压压缩机外壳都被钢外壳所取代。这种钢壳已用于随后的衍生发动机,如cf6 80a、cf680c2和cf6 80e1。

1987年安装在波音747 400、波音767 300、md 11等新型飞机上的pw4000发动机于1986年通过适航认证遏制试验。由于风扇叶片断裂,导致高压压缩机喘振。高压压缩机第一级工作叶片的顶端穿过安装在钛壳上的密封带,与钛壳摩擦,导致钛壳着火。向后流动的火焰也部分熔化了后一阶段的工作叶片。后来,在外壳和密封带之间安装了一个较厚的钢套管。

如前所述,美国海军在1987年损失了9架f/a18战斗机/攻击机,其中4架是由f404发动机上的钛火造成的。

IL 62飞机上使用的hk8发动机于1970年投入使用。从1977年到1987年的10年间,发生了7起高压压缩机钛火灾。原因是钛工作叶片的碎片卡在静态转子之间,用钛外壳或钛定子叶片研磨。自1987年以来,4~6级定子叶片由钛合金改为合金钢。

IL 86客机的hk 86发动机于1980年投入使用。1980年,在国家标准试运行期间发生了四起钛火灾,1985年有一起在使用中。原因基本上与hk 8相同。

图154和Il 62中使用的д30系列发动机在1982年至1988年间发生了10起钛火灾。雅克40支线飞机的Ay25发动机于1968年9月投入使用。1972年至1982年期间发生了4起钛火灾,1982年至1991年期间发生了5起钛火灾。前4次主要由推力轴承损坏、转子向前运动和定子磨削引起,后5次主要由钛迷宫环和钛外环磨削引起。

从上述例子可以看出,高压压缩机中的钛点火事件是严重影响飞机安全的隐患。应根据原因采取相应措施提高发动机的可靠性。

经过研究,钛的点火机理是:当两个钛零件高速摩擦时,产生大量摩擦热,导致钛合金自燃。钛合金点燃后,温度急剧上升,燃烧区温度达到2700~3000℃。当火焰传递到其他钛合金零件时,零件的温度将迅速上升,超过其熔化温度,零件将迅速熔化并烧穿。据观察,钛合金在高压压缩机中点燃后,钛外壳会被烧穿,约5 ~ 5 ~ 10秒后火焰会逸出。

钛合金是否容易着火取决于周围空气流动的参数(压力、温度和速度)。当空气压力和温度低时,不容易产生。在较高的压力和温度下很容易产生。压力越高,空气温度越低,将促进钛合金的自燃。在高压压缩机中流动的空气的压力和温度,特别是在第三至第五级中,正好落在容易引起钛合金点火的参数范围内。因此,钛的点燃发生在高压压缩机中,而低压压缩机中没有点燃的记录。如果发现钛开始着火,立即停止发动机,钛火将熄灭,没有严重后果。

根据上述机构,为了提高发动机的可靠性,钛合金在高压压缩机中的使用具有以下限制:对于转子,钛合金应当在工作温度允许的条件下尽可能多地使用,从而不仅减轻转子的重量,而且减轻支撑转子的结构构件的重量,从而能够减轻发动机的重量。

在转子中,圆盘的温度低于工作叶片的温度。因此,在高压压缩机的后期阶段,工作叶片需要由镍基合金制成,而盘可以由钛合金制成。特伦特700发动机采用工作温度高达600℃的高温钛合金imi834。高压压缩机的所有圆盘均由钛合金制成,并焊接成一体,但下一级的工作叶片由镍基合金制成。

定子零件(外壳、定子叶片和密封圈等)。),钛合金在高压压缩机中不是优选的。在西方国家的新发动机中,除了pw4000外,钛合金仍用作壳体(高压压缩机的前部),合金钢用作前部,高温合金用作后部壳体。

例如,在前壳体中:f404发动机是m152合金钢;Cf6由m152合金钢制成。Cfm56 3是m152合金钢(1987年10月前的钛合金)。英国民航适航要求规定,为了防止钛着火,钛定子部件的环境条件不应超过:气压200kpa,空气流速50 m/s。

事实上,在rb211 535e4中,高压压缩机的前壳体由铬钢制成,后壳体由铁、镍、钴和铌合金制成,定子叶片均由合金钢制成。rb211 524d4高压压缩机的前壳体由合金钢制成。在定子叶片中,1-4级由合金钢制成,5级由incol718制成。特伦特700发动机1~3级壳体为合金钢,1~4级定子叶片为合金钢,5~8级壳体为incol718。

在苏联民用发动机中,钛外壳、定子叶片和密封圈广泛用于高压压缩机。由于许多钛点火事件的发生,钛合金在高压压缩机中的使用在统一适航性标准中有明确规定。钛合金在高压压缩机零件中的使用温度限制为工作叶片500℃,定子叶片330℃,壳体和密封环330℃,迷宫密封环300℃。

根据这项规定,一些发动机材料已经改变。例如,1987年hk 8发动机高压压气机4~8级定子叶片由钛合金改为钢。在hk 86发动机高压压缩机中,从1981年开始,4~5级定子叶片、迷宫式密封环和密封外环均由钛合金改为合金钢。Ay25发动机4~6级高压压气机静叶从1980年开始由钛合金改为合金钢。20世纪80年代末,д30发动机高压压缩机将第5级定子叶片改为第9级定子叶片,第4级后的盘鼓环由钛合金改为钢。

防错设计也是提高发动机可靠性的措施之一。对于一些需要在使用中频繁拆卸和组装的部件和附件(如油嘴等)。),并且对于一些外观非常相似并且在组装中容易发生错配的部件(例如,在具有高总压比的发动机中,高压压缩机后级的工作叶片的形状和尺寸非常相似),应当采用防错设计,使得这些部件在组装过程中永远不会错配,即使技术水平非常低或者从未安装过这些部件的人员也不会错配。

在老式飞机和发动机中,很少注意防错设计,所以在使用中,由于安装不正确而发生大事故,这在国内外军用飞机中经常发生。因此,在发动机开发中,有必要把防错设计放在重要位置,只要对设计思想有一个清晰的认识,就很容易实现。

例如,在过去,用于连接或固定的螺栓和螺柱均匀分布在发动机和附件安装座的各种安装边缘的圆周上,从而在组装过程中位置可能错位。如果任何螺栓或螺杆桩的位置不均匀,可以避免误差。另一个例子是安装油喷嘴的燃烧室上的安装座。通常,使用两个螺钉来固定油嘴。

在以前的发动机中,两个螺孔有时是对称排列的。这样,有可能在错误的方向上安装燃料喷嘴。应该安装燃油喷嘴向前喷射燃油,而不是向后喷射燃油。如果对称设置的螺孔在设计中变成不对称位置,可以避免安装误差。

例如,在高总压比发动机中,高压压缩机后级的工作叶片不仅具有相似的叶片类型和尺寸,而且由于它们薄的叶片体而具有相似的前后边缘。这样,如果不采用防错设计,它们可能安装不正确。因此,在叶片榫和轮盘榫槽的设计中,应注意一点,并采取必要的防错措施,这样无论如何装配,都不会有错装。

重视发动机零部件可靠性的细节设计

作为发动机的基本组成单元,主要零部件具有很高的可靠性,这无疑会对整个发动机的可靠性产生较大的影响。原则上,如果每个零件在其特定的工作条件(转速、温度和环境等)下能够具有足够的强度、良好的振动特性、较长的使用寿命和较轻的重量。),应该说它的可靠性是有保证的。

然而,发动机的工作条件不仅多变,而且复杂和苛刻,这作为一个部分绝对没有问题。但是,当它安装在发动机中时,在某些条件下可能会由于与其他部件不兼容而出现问题,或者在短期甚至长期工作中可能不会出现问题。然而,当工作时间较长时,一些问题可能会暴露出来,有时甚至是灾难性的问题。这已成为国内外发动机开发和使用中的常见现象。

因此,总结这些问题,在设计中引起重视并采取措施消除它们,已成为提高发动机可靠性的重要措施。下面将列出一些在设计、材料选择和加工中提高发动机部件可靠性的措施,或一些确保高可靠性的限制。显然,这份清单远远不够,今后需要补充和丰富。

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