航空發動機燃油總管支架斷裂故障分析

劉天文，李舜酩，龐燕龍，何 云

(1.南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016；2.中國燃氣渦輪研究院，成都610500)

1 引言

航空發動機外部管路主要用于輸送燃油、滑油和空氣等介質，是發動機附件系統的重要組成部分[1]。根據美國空軍各業務公司的統計，飛機元件故障總數中，燃油、氣壓和液壓方面的故障占50%～60%，高居航空發動機結構故障之首[2]。由此可見，管路的結構完整性是整個飛機、發動機結構完整性和可靠性的重要組成部分。引起外部管路及支架斷裂的原因，包括加工、裝配、溫度和振動等，其中振動是主要原因。因此，對管路系統固有頻率進行分析調整，最大可能地避免共振尤為重要。

某型航空發動機在試車過程中多次發生燃油總管支架斷裂故障，本文通過斷口及有限元分析，找到了故障發生的原因，并通過增加支架剛度與支架數量成功排除了該故障。

2 故障簡介

某型發動機在一次臺架試車后分解發現，用于固定燃油總管的6個支架有5個發生斷裂，1個產生裂紋。支架斷裂位置如圖1所示，斷口圖像如圖2所示。由圖2可看出，斷口較平緩，起伏不大，部分區域存在磨損卷邊，斷口表面可見明顯的疲勞弧線和放射棱線，表明斷口性質為疲勞。根據疲勞弧線及放射棱線的方向判斷，疲勞起始于下支板外側轉角部位(紅色圓圈所示)，對應的宏觀位置見圖1中箭頭所示。該疲勞起源部位恰好位于下支板與加強筋焊接區及下支板基體的交界處，且疲勞擴展較為充分，占整個斷口面積的90%以上。經分析得出，5個斷裂支架性質為高周疲勞斷裂，產生的裂紋為高周疲勞裂紋。

圖1 燃油總管支架斷裂位置Fig.1 The fracture location of bracket

圖2 斷口圖像Fig.2 The picture of fracture

3 有限元分析

故障支架結構如圖3(a)所示，6個支架在燃燒室機匣上的分布如圖3(b)所示。在發生故障后的第一次試車時，對燃油總管支架進行了動應力測試。為避免燃油總管系出現嚴重故障，采取了借助燃油噴嘴安裝座增加6個輔助支架的臨時方案(輔助支架安裝位置如圖3(b)所示)。分別對原故障總管系和進行動應力測試的總管系(相對于故障管系僅增加6個輔助支架)進行有限元分析。

圖3 故障支架結構及安裝位置Fig.3 The structure of failure bracket and the installation site of bracket

建立有限元模型時，分別對考慮燃油和不考慮燃油的總管系進行模態分析?？紤]到燃油總管系的復雜性和工程適用性，并未采用流固耦合的方法計算燃油總管系的固有頻率[3]，而是將燃油質量折算為管路密度施加在燃油管路上。為能更準確地模擬燃油總管系的真實邊界條件，在有限元模型中考慮燃燒室機匣的影響。其有限元模型如圖4所示，圖中黃色結構為主支架，紅色結構為進油管，紫紅色結構為輔助支架。

經計算得到的燃油總管系前6階固有頻率見表1和表2。該型發動機設計轉速下基頻共振頻率在220 Hz左右，慢車轉速下基頻共振頻率在150 Hz左右，考慮25%裕度[4]后，燃油總管系1階固有頻率應大于275 Hz。對比表1和表2可以看出，故障總管系與動測總管系在考慮與不考慮燃油質量的情況下，前6階固有頻率均落在發動機共振頻率范圍內，嚴重不滿足設計要求，存在極大的共振可能性。同時，考慮燃油質量后燃油總管系各階固有頻率下降明顯，頻率下降8.0%～11.4%，與相關試驗研究結果[5]相吻合。

故障總管系前2階振型如圖5所示，從振型上看，此時燃油總管系的振動表現為進油管與燃油總管的復合振動。動測總管系前2階振型如圖6所示，增加輔助支架后，燃油總管的振動基本得到抑制，此時的振動主要表現為進油管和進油管附近燃油總管

的振動。

圖4 燃油總管系有限元模型Fig.4 Finite element model of fuel manifold system

表1 故障總管系固有頻率計算結果Table 1 The natural frequency computation results of failure manifold system

表2 動測總管系固有頻率計算結果Table 2 The natural frequency computation results of dynamic stress test for manifold system

圖5 故障總管系前2階振型Fig.5 The 1st and 2nd modes of failure manifold system

圖6 動測總管系前2階振型Fig.6 The 1st and 2nd modes of dynamic stress test manifold system

動測總管系1階振動應力分布如圖7所示，燃油總管支架振動應力最大位置主要集中在進油口左右兩個支架(E、F支架)，且應力集中位置恰好為疲勞裂紋起始位置。A、B、C、D支架振動應力均相對較小。

圖7 動測總管系1階振動應力分布Fig.7 The first-order vibration stress distribution of dynamic stress test manifold system

4 試驗驗證

為驗證燃油總管支架斷裂故障模式及計算分析的正確性，在該型機后續整機試車時對燃油總管支架進行了動應力測試。選取了6個主支架中的B、E、F號支架貼應變片，應變片位于圖7中振動應力分布最大位置。

發動機在9 280 r/min轉速下燃油總管支架振動頻響圖如圖8所示。從圖中可看出，在激振頻率為154 Hz(9 280 r/min)時，E、F號支架應變基頻有效幅值分別為 350 με和 500 με，B號支架應變片基頻有效幅值約為40 με。應變變化規律具有重復性，試驗現場判斷燃油總管支架在轉速9 280 r/min附近存在由核心機轉子基頻引起的共振，因此得出燃油總管系的1階共振頻率為154 Hz。

圖8 燃油總管支架頻響圖Fig.8 The frequency response of fuel manifold bracket

對比表2可看出，試驗得到的燃油總管系1階共振頻率為154 Hz，有限元計算結果為168 Hz，誤差為9.1%，驗證了燃油總管支架斷裂故障模式為燃油總管系共振引起的疲勞斷裂，產生誤差的原因在于支架與管路連接處理方式上。本文只對支架與管路連接處的個別節點進行耦合處理，實際工作狀態下此處的狀態十分復雜，需要深入研究才能更接近其真實工作狀態。

5 故障排除

由前文斷口分析、有限元分析及試驗驗證得出，燃油總管支架斷裂故障是由燃油總管系共振引起的疲勞斷裂。有限元計算結果表明，故障燃油總管系在發動機共振頻率范圍內存在多階固有頻率，嚴重不滿足頻率裕度要求。因此，提高燃油總管系固有頻率是排除故障的唯一方法。相關研究表明，增加支架剛度與支架數量能有效提高管路的固有頻率[6]。圖9示出了改進后的兩種支架方案。

支架方案一為機械加工支架，相對于發生故障的支架(圖3(a))，該支架厚度明顯增加，且由于加強筋的作用使得支架上發生斷裂的位置強度得到顯著增強。支架方案二仍為鈑金件，但由于支架安裝座與燃油總管間的距離縮短，使得支架變得短小，剛性得到增強，同時支架結構過渡平滑無焊接。采用有限元方法對兩種支架方案進行分析，結果見表3。

由表3可看出，在相同支架數量下，支架剛性增強后燃油總管系固有頻率有一定提高，但其前6階固有頻率仍在發動機共振頻率范圍內。支架數量增加后燃油總管系固有頻率增加明顯，其中支架結構方案二燃油總管系1階固有頻率達280 Hz，滿足管路振動頻率裕度要求，故最終采用支架方案二作為改進方案。在后續的試車過程中，燃油總管系未出現故障，故障得以排除。

圖9 兩種支架方案結構圖(改進支架)Fig.9 Two kinds of bracket structure(improved bracket)

表3 固有頻率計算結果(考慮燃油質量)Table 3 Computing results of natural frequency(including fuel mass)

6 結論

(1)通過有限元分析與試驗測試，確定發動機燃油總管故障是由共振引起。

(2)燃油質量對燃油總管系固有頻率有一定的影響，考慮與否會產生約8.5%的誤差，因此在分析過程中應當考慮燃油質量。

(3)將燃油質量轉換到燃油總管密度上的處理方式能取得較高的計算精度，且能有效縮短計算時間。

(4)增加支架數量、適當增加支架剛度，能有效提高燃油總管系的固有頻率。

[1]林君哲，周恩濤，杜林森，等.航空發動機管路系統振動機制及故障診斷研究綜述[J].機床與液壓，2013，41(1)：163—164.

[2]許鍔俊.航空發動機導管結構完整性要求的初步研究[J].航空發動機，1994，6(3)：53—62.

[3]楊 瑩，陳志英.航空發動機管路流固耦合固有頻率計算與分析[J].燃氣渦輪試驗與研究，2010，23(1)：42—46.

[4]《航空發動機設計手冊》總編委會.航空發動機設計手冊：第19冊——轉子動力學及整機振動[K].北京：中國航空工業出版社，2000.

[5]侯文松，陳志英，邱明星，等.充液彎管固有頻率試驗與計算分析[J].航空發動機，2013，39(2)：84—88.

[6]馮 凱，郝 勇，廉正彬.航空發動機外部管路調頻的有限元計算方法[J].航空發動機，2010，36(1)：30—33.