吳憲 林育森 黃偉桓

摘要：本文詳細(xì)介紹了LEAP-1B發(fā)動機(jī)徑向驅(qū)動軸（RDS）孔探開發(fā)完善過程及其控制方案。

關(guān)鍵詞：徑向驅(qū)動軸；孔探；LEAP-1B 發(fā)動機(jī)

Keywords： radial driven shaft；bore-scope inspection；LEAP-1B engine

0 引言

LEAP-1B是CFM公司研發(fā)的一款裝于波音737MAX飛機(jī)的新型發(fā)動機(jī)，因其節(jié)能、降噪等突出優(yōu)勢得到了運營商的青睞，截至2019年3月停飛時全球有390架波音737MAX飛機(jī)安裝了該型發(fā)動機(jī)，國內(nèi)有96架，其中南方航空有24架。新型發(fā)動機(jī)初期使用中普遍存在不同程度的技術(shù)問題，僅在停飛前半年內(nèi)，該型發(fā)動機(jī)就發(fā)生了8起空中停車事件，其中5起緣于發(fā)動機(jī)傳動齒輪箱（TGB）徑向驅(qū)動軸（RDS）的設(shè)計缺陷，導(dǎo)致其內(nèi)部無法形成足夠的潤滑油膜，使軸承與保持架發(fā)生磨損、失效[1]。RDS已經(jīng)成為影響LEAP-1B發(fā)動機(jī)安全使用的主要薄弱環(huán)節(jié)，為此，南方航空工程團(tuán)隊決定對其失效防范方案進(jìn)行立項研究。

1 孔探方案

1.1 方案的提出

CFM公司早期針對LEAP-1B發(fā)動機(jī)RDS失效給出的預(yù)防方案是對發(fā)動機(jī)磁堵進(jìn)行定期檢查，其原理是RDS軸承在發(fā)生磨損后產(chǎn)生的碎屑可被磁堵探測器抓取，通過檢查磁堵是否有碎屑就能夠判斷軸承是否有磨損。但廠家方案有兩個弊端：

1）滯后性，磨損發(fā)生后才會有碎屑產(chǎn)生，無法及時發(fā)現(xiàn)，十分被動；

2）精準(zhǔn)差，實際使用中軸承磨損產(chǎn)生的碎屑并不一定都會被磁堵抓取。

世界機(jī)隊頻發(fā)的空停事件也說明了以上方案的局限性。

RDS失效的直接原因是軸承磨損，南航項目組認(rèn)為，如果能夠通過孔探的方式檢查RDS軸承的真實狀態(tài)，就可以及時發(fā)現(xiàn)失效前的早期征兆。

1.2 程序開發(fā)

發(fā)動機(jī)例行維護(hù)中，一般只有針對內(nèi)部氣路通道的孔探檢查程序，對 LEAP-1B發(fā)動機(jī)的RDS和軸承的孔探并無先例可循。軸承腔體結(jié)構(gòu)復(fù)雜（見圖1），極易卡住孔探設(shè)備，需要小心探索；腔體中有滑油聚積，易污染鏡頭，需要反復(fù)退出清潔。

為了實現(xiàn)目標(biāo)，項目組查閱了大量圖紙和資料，對RDS的內(nèi)部結(jié)構(gòu)有了詳細(xì)的了解。2019年1月31日，經(jīng)多次嘗試，在拆卸TGB和RDS外軸后，用4mm直徑的孔探設(shè)備，通過RDS余油孔完成了首次孔探，直接觀察到了RDS軸承保持環(huán)的真實狀態(tài)（見圖2）。

1.3 程序優(yōu)化

以上的孔探檢查需要拆裝TGB，所需工時人力和飛機(jī)停場時間較多，并且由于當(dāng)時廠家供應(yīng)問題，相關(guān)航材緊缺。為了進(jìn)一步提高RDS孔探檢查普及的可行性，項目組從檢查方法、設(shè)備、輔助導(dǎo)管等方面不斷改進(jìn)，成功探索出無需拆卸TGB即可完成孔探的方法[2]。

1）使用孔探導(dǎo)管輔助照明，將導(dǎo)管輕柔穿過TGB內(nèi)部第一層右側(cè)中部小孔（見圖3）。

2）選擇靠上部螺桿的位置，沿紅色箭頭方向向上穿入TGB內(nèi)部第2層腔體，接近第2層的小孔（見圖4）。

3）將孔探管穿過導(dǎo)管，可以看到一側(cè)為TGB內(nèi)部齒輪，另一側(cè)橢圓形孔洞為目標(biāo)方向，向橢圓形孔方向90°緩慢調(diào)整孔探管，會看到有2個距離相近的孔，注意兩孔之間的螺桿，在圖5所示的視角下，螺桿右側(cè)的孔即為正確方向，穿過橢圓孔后可觀看到圖2中的圓形余油孔，穿過圓孔后即可到達(dá)軸承檢查區(qū)域。

4）固定孔探頭，人工轉(zhuǎn)動齒輪箱N2驅(qū)動軸，可以同步轉(zhuǎn)動RDS，即可實現(xiàn)360°全面檢查。

2 檢查標(biāo)準(zhǔn)

2.1 軸承變色

通過孔探檢查方式，完成了全機(jī)隊48臺LEAP-1B發(fā)動機(jī)RDS的檢查，發(fā)現(xiàn)10臺發(fā)動機(jī)RDS軸承有不同程度的變色（見圖6）。

初步懷疑變色為軸承磨損發(fā)熱滑油結(jié)焦導(dǎo)致。該現(xiàn)象比較直觀，因此，早期的檢查方案將RDS變色程度作為RDS磨損的主要評估標(biāo)準(zhǔn)。然而，隨著變色發(fā)動機(jī)陸續(xù)進(jìn)廠分解檢查以及對測試發(fā)動機(jī)的持續(xù)監(jiān)控，發(fā)現(xiàn)發(fā)動機(jī)RDS的變色程度與磨損程度并無直接關(guān)聯(lián)（圖7）。

2.2 保持環(huán)及鉚釘磨損

RDS失效始于軸承內(nèi)部無法形成滑油油膜，軸承保持環(huán)與內(nèi)環(huán)外表面局部相磨，隨著間隙逐漸增加，進(jìn)一步加速了磨損，最終在疲勞應(yīng)力作用下鉚釘破壞，保持環(huán)被分解。整個過程中，軸承保持環(huán)與內(nèi)環(huán)接觸的內(nèi)表面是磨損最嚴(yán)重的地方（見圖8），因此，可以通過測量鉚釘?shù)哪p程度來反映保持架的磨損程度。但損傷的發(fā)展速率和控制方案還無法確定。為了進(jìn)一步研究磨損速率，對一臺有典型RDS磨損的LEAP-1B發(fā)動機(jī)進(jìn)行耐久性測試。

2.3 模擬測試

耐久性測試進(jìn)行80h，模擬發(fā)動機(jī)在起飛、爬升、巡航、下降過程的使用狀態(tài)共600多個循環(huán)，每8h對發(fā)動機(jī)進(jìn)行TGB磁堵檢查和RDS孔探檢查，并下載發(fā)動機(jī)連續(xù)性運行數(shù)據(jù)（CEOD）進(jìn)行滑油數(shù)據(jù)分析，全程高頻采集發(fā)動機(jī)各項參數(shù)。根據(jù)該機(jī)的測試參數(shù)，得出以下有關(guān)RDS損傷發(fā)展的關(guān)鍵性結(jié)論。

1）RDS軸承保持架的磨損規(guī)律在初期保持為線性磨損，可根據(jù)使用時間和磨損量進(jìn)行測算；線性磨損至0.8mm后，磨損率有所下降（見圖9）；模擬測試的磨損率與在翼磨損率一致，這也反證了測試數(shù)據(jù)作為在翼使用時間預(yù)估的可行性。

2）從保持架10個鉚釘?shù)哪p程度可以看出其磨損并非周向均勻的，在評估預(yù)期使用時間時需要考慮最大磨損量，這就要求在孔探檢查中必須對所有鉚釘?shù)哪p程度進(jìn)行測量（見圖10）。

3）RDS分解后軸承的實物磨損測量值與孔探測量值接近，驗證了孔探測量磨損程度的準(zhǔn)確性。

2.4 失效時間預(yù)測

LEAP-1B RDS軸承保持架的內(nèi)圈到鉚釘桿的厚度為1.4mm，當(dāng)磨損量到達(dá)1.4mm時，鉚釘桿體受損，無法固定保持架，組件被破壞（見圖11）。

根據(jù)模擬測試結(jié)論，如果將放行標(biāo)準(zhǔn)設(shè)置為0.8mm，根據(jù)線性磨損結(jié)論，通過RDS的使用時間與當(dāng)前磨損程度可以推算出其磨損至0.8mm時需要的時間，作為預(yù)期使用時間，此時離實際磨損失效程度還有0.6mm的厚度，加之磨損速率下降，有較高的安全使用裕度（見圖12）。

3 方案應(yīng)用

通過以上檢查，南方航空已經(jīng)發(fā)現(xiàn)16臺發(fā)動機(jī)有磨損需要更換，有效降低了LEAP-1B發(fā)動機(jī)因RDS失效導(dǎo)致的空停風(fēng)險。

2019年3月，南方航空通過發(fā)動機(jī)廠家CFM公司以服務(wù)通告（SB）的形式將LEAP-1B發(fā)動機(jī)RDS孔探程序分享給其他用戶，CFM公司又根據(jù)南航提供的機(jī)隊檢查結(jié)果和測試發(fā)動機(jī)數(shù)據(jù)，推出了RDS孔探2.0項目，以TGB磁堵檢查為輔，結(jié)合軟件分析，通過孔探測量RDS保持架磨損程度和磨損速率，對發(fā)動機(jī)在翼預(yù)期使用時間進(jìn)行精準(zhǔn)測算[3，4]。同年，中國民用航空局（CAAC）、美國聯(lián)邦航空局（FAA）、歐洲航空安全局（EASA）分別發(fā)布適航指令2019-MULT-37、2019-12-01、2019-0137，將RDS的孔探加入適航檢查項目。

參考文獻(xiàn)

[1] CFMI.737MAX/LEAP-1B WTT Meeting [R]. 2019.

[2] 趙亮亮. B737MAX LEAP-1B RDS檢查接近指引[Z]. 2019.

[3] CFMI.LEAP-1B SB72-0317 [Z]. 2020.

[4] CFMI.LEAP-1B SB72-0222 [Z]. 2019.

作者簡介

吳憲，工程師，南航機(jī)務(wù)工程部發(fā)動機(jī)管理中心。

林育森，工程師，南航機(jī)務(wù)工程部發(fā)動機(jī)管理中心。

黃偉桓，工程師，南航機(jī)務(wù)工程部發(fā)動機(jī)管理中心。