某型發(fā)動(dòng)機(jī)加力筒體穿孔故障維修技術(shù)研究

馬雙龍 米廩營(yíng) 王廣林 仝磊

摘要：針對(duì)某型發(fā)動(dòng)機(jī)加力筒體在使用過(guò)程發(fā)生穿孔、嚴(yán)重變形等故障情況，從加力筒體結(jié)構(gòu)、材料、維修條件等方面綜合分析，結(jié)合一起加力筒體燒穿損傷，研究制定故障維修措施，并進(jìn)行針對(duì)性修理，恢復(fù)發(fā)動(dòng)機(jī)使用性能和技術(shù)要求，為航空裝備按期重返訓(xùn)練場(chǎng)、參與飛行訓(xùn)練提供技術(shù)保障。

關(guān)鍵詞：加力筒體;穿孔;故障維修

中圖分類號(hào)：TK442? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號(hào)：1674-957X（2021）11-0171-03

0? 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行訓(xùn)練時(shí)除了可能出現(xiàn)常見(jiàn)的轉(zhuǎn)速擺動(dòng)、T4溫度高、噴口脈動(dòng)、滑油壓力擺動(dòng)等故障，也可能出現(xiàn)因撞擊外來(lái)物造成進(jìn)氣道相關(guān)機(jī)件損傷、飛機(jī)蒙皮破損，甚至發(fā)動(dòng)機(jī)外部的機(jī)械損傷等。航空裝備在故障情況下，能否及時(shí)維修，恢復(fù)可使用狀態(tài)，是飛行訓(xùn)練保障能力的重要體現(xiàn)。下面就加力筒體在使用中可能出現(xiàn)的穿孔損傷，結(jié)合一起加力筒體燒蝕穿孔故障開(kāi)展維修技術(shù)研究，制定可行、可靠的維修方案，確保在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)修復(fù)故障，恢復(fù)發(fā)動(dòng)機(jī)使用技術(shù)要求，保障航空裝備的飛行訓(xùn)練需要。

1? 產(chǎn)品介紹

部分初級(jí)、中級(jí)教練機(jī)使用帶有加力燃燒室的渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，加力筒體屬于發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室的一部分，安裝于發(fā)動(dòng)機(jī)尾部，如圖1所示。加力筒體是一個(gè)直徑分段縮小的圓筒，由前安裝邊、五段不同厚度的壁和調(diào)節(jié)片安裝邊組成，前段用快卸環(huán)與加力燃燒室的擴(kuò)散器后安裝邊連接，后端裝有可調(diào)噴口的調(diào)節(jié)片、調(diào)節(jié)環(huán)和液壓操縱系統(tǒng)等，外壁上焊接有吊掛支架、前后隔熱罩支架等，通過(guò)左右兩個(gè)吊掛安裝于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)艙。為降低筒體的壁溫，以及減少對(duì)飛機(jī)后機(jī)身的熱輻射，在筒體內(nèi)表面裝有全氣膜冷卻的全長(zhǎng)隔熱屏，隔熱屏共五段，均由耐熱合金板材沖壓而成，其中第一段主要起防止震蕩燃燒的作用，二、三段隔熱屏上均布有冷卻氣孔，四、五段隔熱屏噴涂有隔熱的氧化鋯涂層。

2? 故障損傷情況

某型發(fā)動(dòng)機(jī)在加力狀態(tài)使用時(shí)，加力燃油總管出現(xiàn)裂紋，總管裂紋后，航空燃油從裂紋處噴出，由于噴出的燃油霧化效果不佳，且燃油流體噴射在加力筒體上形成集中燃燒點(diǎn)，燃油最高溫度可約達(dá)1600℃，導(dǎo)致加力筒體局部隔熱屏燒蝕掉塊、外壁燒穿，如圖2所示。

3? 技術(shù)要求

3.1 技術(shù)狀態(tài)

加力筒體外壁、隔熱屏、安裝邊等可視部位應(yīng)無(wú)裂紋、嚴(yán)重變形等損傷，隔熱屏氧化鋯涂層無(wú)嚴(yán)重?zé)g掉塊。隔熱屏母線（凹下部分）與加力筒體外壁間隙為3～13mm。

3.2 損傷風(fēng)險(xiǎn)分析

加力筒體出現(xiàn)嚴(yán)重?zé)g或穿孔損傷后，一是筒體筒壁與隔熱屏之間靜壓冷卻效果下降，可能導(dǎo)致?lián)p傷進(jìn)一步加劇，面積擴(kuò)大;二是高溫燃?xì)饬鲝拇┛滋幜鞒觯页什灰?guī)則流失，造成發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降，影響發(fā)動(dòng)機(jī)正常飛行狀態(tài);三是高溫燃?xì)饬鲝拇┛滋幜鞒龊螅瑢?dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)外部的狀態(tài)操縱系統(tǒng)電纜和管路燒蝕短路，影響發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)操縱，嚴(yán)重時(shí)造成飛行事故。

3.3 維修可行性分析

查閱加力筒體圖樣，加力筒體殼體是材料為GH99，厚度1.2mm的薄壁件;隔熱屏是材料為GH3128，厚度為0.8mm的薄壁件，表面氧化鋯涂層厚度0.25～0.35mm，且氧化鋯涂層允許在加力筒體組合件上進(jìn)行噴涂。

查航空工程材料手冊(cè)《變形高溫合金、鑄造高溫合金》，GH99、GH3128材料在常溫下具有良好的冷加工成型性能和滿意的焊接工藝性能。

綜合分析，加力筒體穿孔故障可采用氬弧焊焊接補(bǔ)片的方式進(jìn)行修復(fù)，氧化鋯涂層可進(jìn)行等離子噴涂。

4? 故障維修實(shí)施

根據(jù)故障維修“就低不就高、臨時(shí)性修理、因地制宜修理、換件和拼裝修理”的原則，加力筒體穿孔故障可采用占地拼接焊修的方法進(jìn)行損傷修復(fù)，拼接件采用實(shí)地待用、備用或維修自帶的同類產(chǎn)品、相似部位，修理工藝參照相關(guān)技術(shù)要求執(zhí)行。

具體維修作業(yè)主要有加力筒體從飛機(jī)的脫下、損傷評(píng)估、維修方案制定、維修前準(zhǔn)備、故障維修實(shí)施、裝試及合格放行。

4.1 分下加力筒體

分下飛機(jī)尾部后，將發(fā)動(dòng)機(jī)加力筒體從飛機(jī)上脫出放下專用車架上。如果條件允許時(shí)，將加力筒體外部的前后罩、液壓操縱組件、調(diào)節(jié)環(huán)等分解，便于焊接補(bǔ)片、噴涂等維修作業(yè)。

4.2 損傷評(píng)估

分下飛機(jī)尾部和加力筒體后，檢查飛機(jī)蒙皮、加力筒體及組件的損傷情況，按照故障維修原則評(píng)估損傷的修理深度。

4.3 維修方案制定

根據(jù)損傷情況，分別制定飛機(jī)蒙皮、加力筒體的損傷維修技術(shù)方案，明確維修項(xiàng)目、人員、工裝設(shè)備、備件明細(xì)、輔助材料及具體的技術(shù)路線、方法和驗(yàn)收標(biāo)準(zhǔn)、方式等。

4.4 維修前準(zhǔn)備

按照維修方案做好人員調(diào)配、工裝設(shè)備、備件等準(zhǔn)備工作，并根據(jù)故障維修等級(jí)在規(guī)定時(shí)間將發(fā)動(dòng)機(jī)送修理工廠或赴戰(zhàn)場(chǎng)就地維修。

4.5 故障維修實(shí)施

4.5.1 飛機(jī)蒙皮及部件修復(fù)

脫開(kāi)飛機(jī)尾部，針對(duì)飛機(jī)蒙皮及部件損傷情況通過(guò)補(bǔ)片、鉚接、換件等手段進(jìn)行修復(fù)。

4.5.2 加力筒體修復(fù)

4.5.2.1 技術(shù)路線

檢查確認(rèn)損傷部位→確定需切割的具體位置并劃線→切割損傷部位→按實(shí)際需要準(zhǔn)備補(bǔ)片→氬弧焊焊修→焊后檢查→安裝連接銷→噴涂涂層。

4.5.2.2 具體實(shí)施內(nèi)容

①詳細(xì)檢查損傷情況，標(biāo)記每一處損傷部位，確定需切割補(bǔ)焊的具體位置并使用直尺、劃規(guī)進(jìn)行劃線，如圖3所示。針對(duì)較為零散的小穿孔，盡量歸為整體后進(jìn)行補(bǔ)片，減小零星焊修對(duì)整體強(qiáng)度的影響。

②取下外壁與隔熱屏連接的銷子，并按劃線切割損傷部位。取下銷子時(shí)應(yīng)小心切割焊道，避免損傷銷子。為保證補(bǔ)焊時(shí)能夠嚙合，切割過(guò)程中應(yīng)保持切邊的工整，切邊上凹凸量不大于0.5mm，切割后可使用銼刀進(jìn)行修整，如圖4所示。

③按照切下的損傷部位形狀、尺寸準(zhǔn)備補(bǔ)片，補(bǔ)片與基體損傷部位嚙合處間隙不大于0.5mm。補(bǔ)片采用同類產(chǎn)品的同一或相似部位，確保材料相同。隔熱屏補(bǔ)片需考慮銷子孔與外壁安裝座的位置，確保外壁和隔熱屏焊接后能夠順利重新安裝連接銷。

④氬弧焊焊修。焊接前使用潔凈洗滌汽油清洗待焊部位，擦除表面金屬屑等多余物，然后進(jìn)行焊接作業(yè)，焊接過(guò)程中為防止因焊接熱容量輸入過(guò)高導(dǎo)致熱影響區(qū)變形嚴(yán)重或殘余應(yīng)力過(guò)大，可采用分段焊接或使用專用的防變形工裝。補(bǔ)片焊接后見(jiàn)圖5。

按照焊接手冊(cè)，加力筒體母體材料為GH99，可采用焊絲HGH3533，直徑Φ1.6mm～Φ2.0mm;隔熱屏母體材料為GH3128，可采用焊絲HGH3044，直徑Φ1.6mm～Φ2.0mm。其他焊接參數(shù)選用如下：

鎢絲：Φ1.6mm～Φ2.4mm;

焊接電流：40～80A;

極性：直流正接;

氬氣流量：10～15L/min。

⑤焊后檢查。補(bǔ)片焊接后使用10～20倍放大鏡目視檢查焊道、熱影響等部位應(yīng)無(wú)裂紋、嚴(yán)重變形等缺陷。出現(xiàn)裂紋時(shí)，重新打磨去除裂紋并補(bǔ)焊。出現(xiàn)嚴(yán)重變形時(shí)，使用木錘等工裝進(jìn)行校正，確保加力筒體外壁與隔熱屏之間的間隙要求。

⑥安裝連接銷。補(bǔ)片焊修檢查合格后，重新焊接安裝連接銷。

⑦補(bǔ)噴（涂）氧化鋯涂層。補(bǔ)片焊接、重新焊接安裝連接銷后，在焊道部位或涂層損傷部位重新等離子噴涂氧化鋯涂層。若條件限制，無(wú)法等離子噴涂，可使用B44調(diào)制涂料后刷涂，刷涂時(shí)使用汽油噴燈加熱去除待涂部位油污。等離子噴涂后的加力筒體見(jiàn)圖6。

4.6 裝試

在修理工廠修復(fù)后，將加力筒體裝配在發(fā)動(dòng)機(jī)上在試車臺(tái)架上進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證;在訓(xùn)練基地維修后使用加力筒體固定架替代發(fā)動(dòng)機(jī)尾部，將修復(fù)合格的加力筒體與發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)連接、裝配，地面起動(dòng)試車，調(diào)試發(fā)動(dòng)機(jī)慢車、額定、最大、加力等狀態(tài)性能，試車后檢查加力筒體修理部位應(yīng)無(wú)裂紋、燒蝕、嚴(yán)重變形，隔熱屏涂層應(yīng)無(wú)分層、掉塊等缺陷。

4.7 合格放行

檢查加力筒體符合技術(shù)要求后，安裝飛機(jī)尾部，交付使用。

5? 結(jié)論

針對(duì)加力筒體穿孔故障情況，通過(guò)分析產(chǎn)品結(jié)構(gòu)、材料性能、技術(shù)要求等，采用切割、校正、焊修、噴涂等修理技術(shù)，形成了一套可行可靠的修理方法。通過(guò)裝試檢查，能夠保證產(chǎn)品修復(fù)后的狀態(tài)、性能滿足使用要求。該技術(shù)研究為加力筒體穿孔故障維修提供了有力的技術(shù)支撐，能夠指導(dǎo)及時(shí)、快速、順利地完成故障維修作業(yè)，恢復(fù)航空裝備使用要求。

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