劉雨澄 李東杰 馮立勇

摘 要：本文針對某輔助動力裝置進氣機匣連接安裝座裂紋故障進行分析，建立了故障樹，結(jié)合分解檢查及地面試驗等分析，找出了故障原因，并提出改進措施，為解決類似的裂紋故障提供參考依據(jù)。

關鍵詞：輔助動力裝置;裂紋;分析及改進

中圖分類號：V263.6 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2019）20-0074-03

0 引言

航空發(fā)動機裂紋故障是發(fā)動機常見的故障，同時也是對發(fā)動機影響很大的故障[1]。輔助動力裝置（簡稱APU）進氣機匣連接安裝座的主要作用是連接、固定進氣機匣上、下部組件，保證APU進氣順暢。連接安裝座產(chǎn)生裂紋，會造成進氣機匣上、下組件連接松動，導致進氣機匣密封性降低，使APU艙內(nèi)混合油氣的空氣被吸入，造成飛機內(nèi)部空氣污染，對駕駛員及乘客帶來健康方面的危害。因此有必要重視連接安裝座裂紋故障問題。本文將徹底分析連接安裝座裂紋故障的原因，并提出改進措施。

1 故障現(xiàn)象

某APU經(jīng)過外場飛行300h后進行地面檢查，發(fā)現(xiàn)進氣機匣多個連接安裝座發(fā)生斷裂，8個連接安裝座出現(xiàn)3個連接安裝座完全斷裂，2個連接安裝座焊縫處開裂，具體見圖1。

2 斷口分析

對斷裂的安裝座斷口進行超聲波清洗后，在掃描電鏡下進行微觀觀察，檢查結(jié)果見圖2～圖3。

連接座中間基體折彎處斷口起源于內(nèi)側(cè)表面，呈多個點源或小線源，源區(qū)未見冶金缺陷（圖2a），擴展區(qū)可見細密的疲勞條帶（圖2b、2c）。焊縫處斷口可見明顯焊接氣孔缺陷（圖3a，3b），且存在疲勞條帶（圖3c）。

對焊縫區(qū)進行能譜分析，結(jié)果表明。焊縫區(qū)存在大量氧元素，焊縫斷口邊緣含氧9.4%，焊縫斷口心部達13.36%。氧元素的大量存在是因為焊縫氧化導致。

對斷裂的安裝座進行金相檢查，發(fā)現(xiàn)焊縫區(qū)由三層組織構(gòu)成，焊縫處可見氣孔缺陷和未焊透缺陷（圖4，圖5）。

根據(jù)上述檢查初步得到如下結(jié)論：

（1）連接座斷口可見疲勞條帶，斷裂性質(zhì)為疲勞斷裂。

（2）疲勞擴展區(qū)條帶細密，說明其擴展應力不大，為安裝座工作過程中承受的振動應力，但從疲勞起源看，源區(qū)為密集多源，說明起裂應力較大，說明起始應力除工作中承受到的振動應力外，還疊加了其他的應力來源。

（3）焊縫處有未焊透缺陷;焊縫區(qū)由三個區(qū)域組成，導致有效受力面積減小，實際應力增大;能譜分析顯示，焊縫內(nèi)表面焊料區(qū)有較高的氧元素，表明焊縫存在氧化現(xiàn)象。

3 故障分析

3.1 故障樹建立

根據(jù)第2節(jié)得出的結(jié)論我們建立故障樹（圖6），共6個底事件。

3.2 故障樹分析

3.2.1 設計強度不足（X1）

連接安裝座材料為TA2合金，性能見表1。

根據(jù)計算當連接安裝座受到載荷為414.4N～518N時，安裝座焊縫處最大應力開始接近最低屈服極限320MPa，當載荷施加到621.6N～725.2N時，安裝座焊縫處最大應力開始接近最低斷裂強度440Mpa。

進氣機匣上下組件裝有橡膠，由于橡膠厚度，設計間隙最大為0.5mm。用制造安裝合格的進氣機匣組件進行應力應變試驗，測試結(jié)果見圖7。

通過試驗結(jié)果，可知使進氣機匣組件壓縮0.5mm間隙的載荷為153.7N，此時連接座受到的最大載荷為153.7N/4=38.43N。遠低于強度極限。因此設計強度符合要求，排除X1底事件。

3.2.2 進氣機匣超差（X2）

對故障件進氣機匣上、下部的關鍵尺寸進行測量，發(fā)現(xiàn)同軸度尺寸嚴重超差，具體測量結(jié)果見表2。

測量故障件上、下連接安裝座中間間隙，結(jié)果為1.468mm，遠超額定值，對故障件進行應力應變試驗，結(jié)果見圖8。

根據(jù)圖8的測試結(jié)果，換算此時連接安裝座受到的載荷為721.4N，超過最低斷裂極限強度。因此不能排除X2底事件。

3.2.3 連接安裝座超差（X3）

對樣件關鍵尺寸進行測量，根據(jù)一般公差HB5800，連接安裝座尺寸未超差。排除底X3底事件。

3.2.4 零件焊接工藝差（X4）

通過微觀檢查和金相檢查，發(fā)現(xiàn)焊縫存在焊接氣孔缺陷和未焊透缺陷。通過能譜分析，發(fā)現(xiàn)焊縫處存在較高的氧元素含量，焊縫存在氧化現(xiàn)象，焊縫氧化會造成安裝座塑性和韌性降低。通過調(diào)研，發(fā)現(xiàn)焊接時存在氬氣純度不足和焊接工裝鎢極伸出長度選擇不當?shù)膯栴}，不能對焊接處進行全方位的有效保護，造成氧化現(xiàn)象嚴重。且進行氬弧焊后，未進行熱處理來消除焊接殘余應力，APU長期工作中，連接安裝座焊縫處的焊接應力會釋放，造成安裝座起始應力偏大。故不能排除X4底事件。

3.2.5 裝配時偏載（X5）

裝配時偏載主要是由于擰緊力松緊不均、螺栓非對稱擰緊造成。但在工藝規(guī)定中，明確了螺栓擰緊力矩、采用對稱擰緊等具體要求，調(diào)查裝配記錄，裝配時均按照工藝要求進行。排除X5底事件。

3.2.6 安裝座受到大的振動應力（X6）

廠內(nèi)已進行多臺APU試車，在試車過程中未發(fā)現(xiàn)振動大等異常情況，試車各項參數(shù)也在合格范圍之內(nèi)，另外場飛行振動參數(shù)記錄值正常，外場工作過程中未出現(xiàn)振動值突增或超標等異常情況，故排除X6底事件。

3.3 故障機理

根據(jù)上述故障分析表明得到以下結(jié)論：

（1）進氣機匣上、下部件同軸度嚴重超差，造成上下連接安裝座間隙過大，導致為消除這個間隙，在裝配時產(chǎn)生了過大的裝配應力，使連接安裝座內(nèi)表面產(chǎn)生裂紋，當安裝座受到很小的振動應力時，裂紋會向外擴展，最終造成連接安裝座的疲勞斷裂。

（2）連接安裝座進行氬弧焊時氬氣純度不足以及焊接時鎢極伸出長度選擇不當，使得電弧長度過長，降低了氬氣保護效果，導致焊縫氧化現(xiàn)象嚴重，使安裝座塑性大幅度降低，加上焊接情況也導致有效受力面積減小，進一步使實際應力增大，最終導致連接安裝座極易斷裂。

4 排故措施及驗證

根據(jù)故障原因及機理分析，制定以下措施：

（1）加強質(zhì)量監(jiān)督檢查，在裝配前確保每一個零組件的加工狀態(tài)與圖紙相符。

（2）更換氬氣，選擇純度達到99.999%的產(chǎn)品;調(diào)整鎢極伸出長度，確保氬氣保護效果;確保焊接時的工藝到位。

（3）更改連接安裝座材料由TA2（σb=440MPa）更改為GH3625（σb=830MPa）提高材料強度和焊接性能;在貫徹改進措施之后，將APU交給外場試飛400h驗證，未發(fā)現(xiàn)連接安裝座裂紋現(xiàn)象，故改進措施合理有效。

5 結(jié)語

本文針對某型APU進氣機匣連接安裝座裂紋的故障，建立了詳細故障樹，通過逐一排除底事件，最終找出了故障原因，提出了改進措施，貫徹改進措施后，再沒有發(fā)生連接安裝座裂紋故障，說明改進措施的有效性，為解決該類裂紋故障提供了參考依據(jù)。

參考文獻

[1] 宋兆泓，陳光，張景武，等.航空發(fā)動機典型故障分析[M].北京：北京航空航天大學出版社，1993.