摘要：

針對某型飛機在進行試飛科目時發(fā)生排氣噴管支撐螺桿斷裂的失效現(xiàn)象，本文通過對失效件采取的斷口金相分析，利用仿真計算軟件進行建模，開展了靜強度仿真分析、共振仿真分析、熱應(yīng)力仿真分析，計算結(jié)果表明其失效機理為熱應(yīng)力引起的低周疲勞，提出了相應(yīng)的熱應(yīng)力解決改進方案，并通過試車和飛行試驗證明該故障得以排除，為今后類似的排氣噴管高溫零部件的結(jié)構(gòu)設(shè)計提供了借鑒。

關(guān)鍵詞：排氣噴管;斷裂故障;金相分析;靜強度分析;仿真分析;熱應(yīng)力

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1 引言

發(fā)動機的排氣噴管是飛機推進系統(tǒng)一個十分重要的部件，用于將發(fā)動機工作產(chǎn)生的高溫高壓燃氣沿噴管高速噴出至發(fā)動機艙外^[1]。相對飛機的其它部件，排氣噴管的工作環(huán)境最為惡劣，經(jīng)常處于飛機的高速、高溫、振動、高聲強等惡劣環(huán)境中，很難準(zhǔn)確評估上述因素帶來的能量載荷^[2]，因此極大的影響了排氣噴管結(jié)構(gòu)的設(shè)計，在飛機試飛過程中經(jīng)常會出現(xiàn)不可預(yù)料的故障^[3]。

本文就某型螺旋槳飛機在試飛過程中出現(xiàn)的排氣噴管支撐螺桿斷裂故障，通過故障件斷口的金相分析和有限元分析，找到了故障發(fā)生的原因，并提出了改進方案，為后續(xù)此類零部件的設(shè)計工作提供了參考。

2 故障件概述

該型飛機排氣噴管通過螺栓安裝在發(fā)動機的排氣端法蘭上，后段用吊掛組件（含橡膠減震墊）作為輔助支撐，固定在發(fā)動機安裝支架的撐桿上，見圖1。

排氣噴管及吊掛

在某次試飛科目完成后，機務(wù)人員對該排氣噴管進行航后例行檢查時發(fā)現(xiàn)，用于輔助支撐的支撐螺桿的螺紋根部出現(xiàn)斷裂，故障部位見圖2。

1. 故障發(fā)生部位

出現(xiàn)斷裂的支撐螺桿材料為不銹鋼1Cr18Ni9Ti。

3 故障分析

3.1 外觀觀察

螺桿的斷裂截面如圖3所示，斷口呈臺階狀，臺階與重力方向（豎直方向）近似垂直。

1. 螺桿斷裂截面

斷面分為A、B兩個區(qū)域，每個區(qū)域均比較平整，其中A區(qū)域面積大，B區(qū)域面積小，兩個區(qū)域的高差約為1個螺距。

從圖4所示宏觀紋路可知，A區(qū)和B區(qū)的裂紋均起源于表面，兩個裂紋源對稱;裂紋源均存在鋸齒狀的起伏臺階，擴展區(qū)可見貝殼線，表明斷裂是疲勞斷裂。

1. A區(qū)、B區(qū)的鋸齒裂紋

3.2 斷口金相分析

對螺桿的斷口A區(qū)用SEM電鏡進行放大觀察，形貌如圖5所示。

1. 裂紋處SEM觀察（A區(qū)）

可以看出，A區(qū)的裂紋源存在嚴重的磨損以及一定的腐蝕，未見明顯的冶金缺陷及殘余痕跡，其他殘余形貌粗糙。擴展區(qū)可見魚骨狀的疲勞擴展紋理以及局部裸露的晶界，可以判斷螺桿斷裂原因是出現(xiàn)了名義應(yīng)力較大的疲勞失效（低周疲勞）。

B區(qū)的形貌與A區(qū)相似。

3.2靜強度分析

采用Nastran軟件建立排氣噴管的有限元模型^[4]，在模型中施加模擬飛機著陸過載向下4.5g的慣性力，計算得到支撐螺桿處的約束反力見圖6所示。

1. 支撐螺桿處約束載荷示意圖

可知在慣性過載4.5g情況下，螺桿處的約束反力很?。s5N）遠不足以導(dǎo)致螺桿出現(xiàn)斷裂，載荷絕大部分由排氣噴管與發(fā)動機對接的法蘭承受。

3.3共振分析

根據(jù)該排氣噴管的結(jié)構(gòu)及連接形式，以及不銹鋼1Cr18Ni9Ti在不同溫度下的彈性模量，在典型環(huán)境溫度下開展排氣噴管的固有頻率特性計算，用于定性分析。

典型環(huán)境溫度如下：

1. 溫度1：發(fā)動機剛起動時排氣噴管處于常溫20℃;
2. 溫度2：發(fā)動機工作一定時間后，排氣噴管的內(nèi)管溫度達到700℃，吊掛與支撐螺桿接觸部位的溫度達到300℃。

排氣噴管的固有頻率計算結(jié)果見表1。

1. 排氣噴管不同溫度下固有頻率分析結(jié)果

典型的振型如圖7所示。

1. 1. 典型的模態(tài)振型

從頻率計算結(jié)果來看，排氣噴管的低階頻率與螺旋槳旋轉(zhuǎn)頻率（1075轉(zhuǎn)/分，即17.9HZ）、發(fā)動機轉(zhuǎn)子頻率（核心機轉(zhuǎn)速為12300轉(zhuǎn)/分，即205HZ）差距較大，故判定排氣噴管不會產(chǎn)生共振而導(dǎo)致失效^{[5] [6]}。

3.4熱應(yīng)力分析

不銹鋼1Cr18Ni9Ti的材料在不同溫度下的力學(xué)性能和線膨脹系數(shù)^[7]見表2、表3。

根據(jù)排氣噴管熱應(yīng)力有限元模型計算結(jié)果，表明：支撐螺桿在熱應(yīng)力的作用下，在X向、Y向、Z向分別會產(chǎn)生6.99mm、2.52mm、3.38mm的位移，使得支撐螺桿存在應(yīng)力集中，最高達到了436MPa（見圖8），接近1Cr18Ni9Ti材料在300℃～400℃區(qū)間的應(yīng)力限制值。

1. 計算結(jié)果（應(yīng)力情況）

6問題定位

經(jīng)過上述分析，對于該支撐螺桿發(fā)生斷裂的故障現(xiàn)象，問題定位如下：

1. 靜強度滿足設(shè)計要求，從靜強度計算分析結(jié)果來看，斷裂螺栓處的載荷很小，遠不足以使支撐螺桿斷裂;
2. 從頻率計算結(jié)果來看，排氣噴管的低階頻率與螺旋槳頻率、發(fā)動機轉(zhuǎn)子頻率差別較大，故認為支撐螺桿斷裂并不是由于共振引起;
3. 熱應(yīng)力分析表明，原結(jié)構(gòu)形式容易導(dǎo)致熱應(yīng)力集中的趨勢非常明顯，計算得到的應(yīng)力水平較高，在熱應(yīng)力導(dǎo)致的交變載荷和振動共同作用下支撐螺桿會很快彎曲或斷裂。

綜上所述，熱應(yīng)力是導(dǎo)致排氣噴管支撐螺桿破壞的主要原因。

4 改進方案

根據(jù)上述分析結(jié)果，進行了如下改進：

1. 為在支撐螺桿與調(diào)整螺桿接頭之間采用關(guān)節(jié)球軸承連接結(jié)構(gòu)，通過接頭的球面配合產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)從而釋放掉熱位移產(chǎn)生的彎矩，見圖9。

改進后，重新建立的仿真模型計算結(jié)果表明支撐螺桿上的應(yīng)力下降至165MPa（見圖10），可以滿足材料規(guī)定的應(yīng)力限制裕度要求。

1. 改進后的計算模型

5 結(jié)論

針對發(fā)動機噴管支撐螺桿斷裂的故障，本文通過金相分析、靜強度計算、頻率特性分析、熱應(yīng)力分析的手段，確認故障原因是由于熱應(yīng)力導(dǎo)致的交變載荷與振動共同作用導(dǎo)致的低周疲勞失效，并提出了故障有效解決方案。

按改進方案更改后，在后續(xù)的試車和飛行過程中，支撐螺桿再未出現(xiàn)類似的故障，故障得以排除。

從該故障的發(fā)生和處理中應(yīng)該認識到，必須對此類在高溫環(huán)境下工作的零部件產(chǎn)生的熱應(yīng)力引起重視，盡量從結(jié)構(gòu)設(shè)計源頭上避免故障的發(fā)生，同時該分析方法可對今后類似的故障定位提供借鑒。

參考文獻：

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作者簡介：

邵飛（1976-），男，碩士，漢族，高級工程師，主要研究方向：飛機動力燃油系統(tǒng)設(shè)計。