某型发动机液压导管裂纹故障分析

黄宇生 刘肩山 舒毅 王斌

摘要：针对某型发动机液压导管裂纹故障的产生原因进行分析和试验，得出振动导致的疲劳断裂是故障的主要原因，采用减振结构设计，提高了导管的抗振性能，有效解决了导管的裂纹问题。

关键词：液压导管;裂纹;疲劳;共振

0引言

液压管路是航空发动机附件的重要组成部分^[1]。在我国航空发动机的故障中，导管裂纹故障占全部导致发动机空中停车结构故障总数的一半以上，高居结构故障之首^[2]。尽管外部导管的结构设计、管路铺设有一定的设计标准和工艺规范可以参考，也不存在显而易见的技术难度^[3]。但由于局部设计不合理、选材不当、生产和装配工艺不规范，以及工作温度、振动频率和振动应力不同，产生的故障各不相同^[4]。振动疲劳故障是导管的常见故障现象，通过选用抗振、抗压、耐磨、抗腐蚀和耐一定温度的材料，采用合理的减振结构，对高温区的导管进行隔热，优化导管在发动机上的铺设、固定和紧固卡箍的布局，准确控制导管之间、导管与其他零部件之间的距离就显得尤为重要^[5-6]。

经过维修的某型航空发动机，在执行任务过程中多次发生液压系统报警，油量不正常、液压系统压力降低速度过快等故障。机组操作人员将此类故障判断为液压油泄漏问题，停止执行任务处理。经着陆检查，发现液压系统安全活门进口导管接头处裂开，裂纹处液压油泄漏，漏油处周围未发现其他漏油点^[7]。针对某型航空发动机液压导管的漏油故障，查阅着陆检查记录，从导管的宏观和微观检查人手，开展了故障诊断与分析研究，确定了各种故障的产生原因，有针对性地提出了改进和预防措施，并进行了验证。

1故障情况

1.1宏观检查

裂纹导管为“L”字形导管，一端连接安全活门，一端连接四通接头，中间部分相对悬空，四通接头在发动机上无固定，安全活门固定在发动机上。导管规格为48mm×0.8mm，材料为航空不锈钢，故障发生前的装机使用寿命为10～60小時不等。与四通接头连接的其余导管规格为φ12mm×1.2mm，导管与四通接头基本处于一个平面内。导管裂纹位于导管连接安全活门侧的喇叭口根部，整体处于导管管形的平面内，裂纹沿周向发展，闭合较好，长度约为导管周长的1/3。喇叭口靠近直管段有一定程度的弯曲，在弯曲内缘、靠近平管嘴根部的导管表面有一条状的褐色磨损痕迹。在平管嘴内表面，靠近根部存在长条状的褐色磨损区，磨损区的形状、尺寸与导管表面的磨损痕迹较为吻合，如图1所示。导管其余部位未发现明显损伤。

打开裂纹进行观察，裂纹断面平坦细密、颜色灰亮，断口整体与导管轴线垂直。在体视显微镜下观察断口，可见由外表面向内表面发展的弧线，说明裂纹起源导管外表面、向内表面扩展，如图2所示。由图1和图2可看出裂纹源区与导管弯曲方向/磨痕的相对位置，说明了裂纹没有起始于导管弯曲变形的外缘区域。

1.2微观检查

通过扫描电子电镜，低倍观察裂纹断口，可以发现明显的疲劳弧线和放射棱线，放射棱线如图3所示。高倍下显示有清晰的疲劳条带，如图4所示。观察裂纹源区，发现一条长1.1mm、宽0.03mm的条状区域，沿周向分布，略带波纹状的沟痕状特征，裂纹源即为疲劳源。在裂纹主源区两侧有一些尺寸更小的次疲劳源，源区也可见波纹状的沟痕特征，源区附近未见冶金缺陷和腐蚀特征。在源区附近的导管表面，可见较多波纹状的沟痕特征，形貌与源区沟痕相似，如图5所示。

1.3硬度测试

将导管取样进行显微硬度测试，测得导管的显微HRC硬度约为33.6，折合抗拉强度638MPa，符合GJB-3816-1999无缝钢管抗拉强度≥550MPa的要求。经过金相分析，未发现金相组织明显异常。

2故障分析与讨论

裂纹故障导管属于同一型号导管的同一位置，断口形貌相同，断面在宏观上平坦细密、颜色灰亮，有弧线和放射棱线特征，微观上有细密的疲劳条带。裂纹为高周疲劳开裂性质，起始于导管外表面的沟痕。影响故障导管疲劳开裂的相关因素可能包括以下几个方面。

2.1导管表面质量的影响

GJB-3816-1999中对壁厚≤1.5 mm、直径≤30mm的导管表面质量要求为：表面粗糙度Ra≤1.2 5μm，外表面允许有深度不超过0.015mm的局部擦伤和个别压痕存在。导管裂纹源区的沟痕深度为0.03mm，超出了规定的要求。通过查阅修理工厂的工作流程，得知导管人厂后仅做扩口加工，不对导管做其他的表面处理。结合沟痕的形貌比较，源区较深的沟痕属于导管人厂扩口加工前产生的可能性较大。而表面的沟痕会形成应力集中，增加导管缺口的敏感性对导管疲劳裂纹的萌生具有一定的促进作用，尤其是靠近喇叭口的沟痕。

2.2导管安装和矫形的影响

根据现场调查结果，两根故障导管均未发现装配偏差。通过测量接头处导管的同轴度，故障导管喇叭口附近的直管段略微弯曲，但是裂纹源区并未出现在弯曲的外缘。可见故障导管未发现明显的安装应力，该处弯曲对裂纹的萌生没有产生明显的影响。

2.3管系结构和振动环境

从整个管系结构来看，四根导管基本位于一个平面，中间四通接头无固定，作为一个集中载荷存在，故障导管是其中最细一根，且故障导管无固定。四通接头上方的导管连接液压泵出口，故障导管连接安全活门，安全活门平时常关，属于液压流动的盲点，导致故障导管持续受到液作泵出口的脉冲影响。另一方面，故障导管安装框下方是发动机的左主支承点，承受发动机的振动。

从管系结构上来看，裂纹主体处于管系中刚度最低的平面内，裂纹扩展与垂直管系平面方向上的振动有着直接的关系。四通接头在整个管系平面中间无固定，容易激起垂直于平面方向上的振动，且管系所处振动环境比较严苛。综合来看，故障导管是整个管系中最弱的一个环节，且在垂直于管形平面的方向上刚度最低。表1为故障导管及同型号导管的地面测振情况，从测振结果来看，振动应力值虽然未超过标准，但其在同批次出厂的14根导管测振值中偏高，接近标准控制值40MPa。由此可知，故障导管在同部位、同方向屡次发生高周疲劳振动开裂，与导管所受振动应力水平偏高有关。

3改进措施及试验验证

根据GJB-3816-1999《航空发动机管路系统通用技术要求》的内容，φ8mm的液压导管在正常振动环境下的最大支撑间距为450mm，在严酷振动环境下的最大支撑间距为280mm，导管与结构件之间应留有6mm间隙，卡箍处至少有3mm，导管连接要求，直接头、弯接头、三通接头等零件一端或另一端的管路在150mm内应有支撑。对于在发动机上的实际导管铺设，应按要求设置支撑点。发动机激励由四通接头传至故障导管，使其产生共振是该导管故障的主要因素。由于故障导管无任何中间支撑，可在导管振幅较大处增加一个支撑点减小或消除导管共振，支撑点的安装位置如图6所示。

增加支撑点后，对该发动机实施了更换故障导管、更换液压油、清洗油滤和安全活门、增加导管连接卡箍等措施。经过发动机地面开车、正常运转和停车，发动机开车、加减速、停车的振动测试，表明该导管的共振现象已经得到有效控制，且其他相关导管和结构没有出现有害共振。并对后续同型号发动机实施了此种排故方法，经过一定台次的使用，飞行状态监控结果表明，此项改进措施有效地解决了此类导管疲劳裂纹问题。

4结论

某型航空发动机多起导管裂纹的性质均为振动疲劳的高周疲劳开裂，裂纹分别位于喇叭口根部和平管嘴根部对应的导管表面，故障的裂紋主体均位于导管管形的平面内。导致液压导管产生裂纹的主要原因是发动机在特定工作环境下，使相互连接的导管产生共振。试验结果表明，液压导管管壁外表面较深的原始加工沟痕对疲劳裂纹的萌生有促进作用。在液压导管振幅较大的位置增加一个支撑点，可以提高液压导管的抗振性能，解决液压导管的共振问题，有效预防后续同机型同位置液压导管的疲劳裂纹故障。

参考文献

[1]张杰.航空发动机液压管路系统振动机理研究[D].黑龙江：东北大学，2012.

[2]林左鸣航空发动机失效典型案例分析与研究手册[M].北京：国防工业出版社，2006：260-282.

[3]航空发动机设计手册编委会.航空发动机设计手册[M].2版..北京：航空工业出版社，2001：179-201.

[4]路甬祥，液压气动技术手册[M].北京，机械工业出版社.2002.

[5]李权，傅国如，徐志刚，等.航空发动机不锈钢导管失效分析[J].材料工程2003，（增刊）：13 7-138.

[6]陶春虎，刘高远等.军工产品失效分析技术手册[M].北京：国防工业出版社，2010.

[7]刘红.飞机液压导管开裂分析[J].失效分析与预防2009，4（4）：229-232.