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摘要：針對某型發動機液壓導管裂紋故障的產生原因進行分析和試驗，得出振動導致的疲勞斷裂是故障的主要原因，采用減振結構設計，提高了導管的抗振性能，有效解決了導管的裂紋問題。

關鍵詞：液壓導管；裂紋；疲勞；共振

引言

液壓管路是航空發動機附件的重要組成部分[1]。在我國航空發動機的故障中，導管裂紋故障占全部導致發動機空中停車結構故障總數的一半以上，高居結構故障之首[2]。盡管外部導管的結構設計、管路鋪設有一定的設計標準和工藝規范可以參考，也不存在顯而易見的技術難度[3]。但由于局部設計不合理、選材不當、生產和裝配工藝不規范，以及工作溫度、振動頻率和振動應力不同，產生的故障各不相同[4]。振動疲勞故障是導管的常見故障現象，通過選用抗振、抗壓、耐磨、抗腐蝕和耐一定溫度的材料，采用合理的減振結構，對高溫區的導管進行隔熱，優化導管在發動機上的鋪設、固定和緊固卡箍的布局，準確控制導管之間、導管與其他零部件之間的距離就顯得尤為重要[5-6]。經過維修的某型航空發動機，在執行任務過程中多次發生液壓系統報警，油量不正常、液壓系統壓力降低速度過快等故障。機組操作人員將此類故障判斷為液壓油泄漏問題，停止執行任務處理。經著陸檢查，發現液壓系統安全活門進口導管接頭處裂開，裂紋處液壓油泄漏，漏油處周圍未發現其他漏油點[7]。針對某型航空發動機液壓導管的漏油故障，查閱著陸檢查記錄，從導管的宏觀和微觀檢查入手，開展了故障診斷與分析研究，確定了各種故障的產生原因，有針對性地提出了改進和預防措施，并進行了驗證。量較低時，B液面的射流傳感器接通，壓力油液通向6件油泵控制活門的匹配腔平衡控制腔壓力，油泵控制活門活塞桿在彈簧作用下上移，切斷引射泵的高壓油路，實現中斷輸油。

1故障情況

1.1宏觀檢查

裂紋導管為“L”字形導管，一端連接安全活門，一端連接四通接頭，中間部分相對懸空，四通接頭在發動機上無固定，安全活門固定在發動機上。導管規格為ϕ8mm×0.8mm，材料為航空不銹鋼，故障發生前的裝機使用壽命為10~60小時不等。與四通接頭連接的其余導管規格為ϕ12mm×1.2mm，導管與四通接頭基本處于一個平面內。導管裂紋位于導管連接安全活門側的喇叭口根部，整體處于導管管形的平面內，裂紋沿周向發展，閉合較好，長度約為導管周長的1/3。喇叭口靠近直管段有一定程度的彎曲，在彎曲內緣、靠管嘴根部的導管表面有一條狀的褐色磨損痕跡。在平管嘴內表面，靠近根部存在長條狀的褐色磨損區，磨損區的形狀、尺寸與導管表面的磨損痕跡較為吻合，如圖1所示。導管其余部位未發現明顯損傷。打開裂紋進行觀察，裂紋斷面平坦細密、顏色灰亮，斷口整體與導管軸線垂直。在體視顯微鏡下觀察斷口，可見由外表面向內表面發展的弧線，說明裂紋起源導管外表面、向內表面擴展，如圖2所示。由圖1和圖2可看出裂紋源區與導管彎曲方向/磨痕的相對位置,說明了裂紋沒有起始于導管彎曲變形的外緣區域。

1.2微觀檢查

通過掃描電子電鏡，低倍觀察裂紋斷口，可以發現明顯的疲勞弧線和放射棱線，放射棱線如圖3所示。高倍下顯示有清晰的疲勞條帶，如圖4所示。觀察裂紋源區，發現一條長l.1mm、寬0.03mm的條狀區域，沿周向分布，略帶波紋狀的溝痕狀特征，裂紋源即為疲勞源。在裂紋主源區兩側有一些尺寸更小的次疲勞源，源區也可見波紋狀的溝痕特征，源區附近未見冶金缺陷和腐蝕特征。在源區附近的導管表面，可見較多波紋狀的溝痕特征，形貌與源區溝痕相似，如圖5所示。

1.3硬度測試

將導管取樣進行顯微硬度測試，測得導管的顯微HRC硬度約為33.6，折合抗拉強度638MPa,符合GJB-3816-1999無縫鋼管抗拉強度≥550MPa的要求。經過金相分析，未發現金相組織明顯異常。

2故障分析與討論

裂紋故障導管屬于同一型號導管的同一位置，斷口形貌相同，斷面在宏觀上平坦細密、顏色灰亮，有弧線和放射棱線特征，微觀上有細密的疲勞條帶。裂紋為高周疲勞開裂性質，起始于導管外表面的溝痕。影響故障導管疲勞開裂的相關因素可能包括以下幾個方面。

2.1導管表面質量的影響

GJB-3816-1999中對壁厚≤1.5mm、直徑≤30mm的導管表面質量要求為：表面粗糙度Ra≤1.25μm，外表面允許有深度不超過0.015mm的局部擦傷和個別壓痕存在。導管裂紋源區的溝痕深度為0.03mm，超出了規定的要求。通過查閱修理工廠的工作流程，得知導管入廠后僅做擴口加工，不對導管做其他的表面處理。結合溝痕的形貌比較，源區較深的溝痕屬于導管入廠擴口加工前產生的可能性較大。而表面的溝痕會形成應力集中，增加導管缺口的敏感性對導管疲勞裂紋的萌生具有一定的促進作用，尤其是靠近喇叭口的溝痕。

2.2導管安裝和矯形的影響

根據現場調查結果，兩根故障導管均未發現裝配偏差。通過測量接頭處導管的同軸度，故障導管喇叭口附近的直管段略微彎曲，但是裂紋源區并未出現在彎曲的外緣。可見故障導管未發現明顯的安裝應力，該處彎曲對裂紋的萌生沒有產生明顯的影響。

2.3管系結構和振動環境

從整個管系結構來看，四根導管基本位于一個平面，中間四通接頭無固定，作為一個集中載荷存在，故障導管是其中最細一根，且故障導管無固定。四通接頭上方的導管連接液壓泵出口，故障導管連接安全活門，安全活門平時常關，屬于液壓流動的盲點，導致故障導管持續受到液作泵出口的脈沖影響。另一方面，故障導管安裝框下方是發動機的左主支承點，承受發動機的振動。從管系結構上來看，裂紋主體處于管系中剛度最低的平面內，裂紋擴展與垂直管系平面方向上的振動有著直接的關系。四通接頭在整個管系平面中間無固定，容易激起垂直于平面方向上的振動，且管系所處振動環境比較嚴苛。綜合來看，故障導管是整個管系中最弱的一個環節，且在垂直于管形平面的方向上剛度最低。表1為故障導管及同型號導管的地面測振情況，從測振結果來看，振動應力值雖然未超過標準，但其在同批次出廠的14根導管測振值中偏高，接近標準控制值40MPa。由此可知，故障導管在同部位、同方向屢次發生高 周疲勞振動開裂，與導管所受振動應力水平偏高有關。

3改進措施及試驗

驗證根據GJB-3816-1999《航空發動機管路系統通用技術要求》的內容，φ8mm的液壓導管在正常振動環境下的最大支撐間距為450mm，在嚴酷振動環境下的最大支撐間距為280mm，導管與結構件之間應留有6mm間隙，卡箍處至少有3mm，導管連接要求，直接頭、彎接頭、三通接頭等零件一端或另一端的管路在150mm內應有支撐。對于在發動機上的實際導管鋪設，應按要求設置支撐點。發動機激勵由四通接頭傳至故障導管，使其產生共振是該導管故障的主要因素。由于故障導管無任何中間支撐，可在導管振幅較大處增加一個支撐點減小或消除導管共振，支撐點的安裝位置如圖6所示。增加支撐點后，對該發動機實施了更換故障導管、更換液壓油、清洗油濾和安全活門、增加導管連接卡箍等措施。經過發動機地面開車、正常運轉和停車，發動機開車、加減速、停車的振動測試，表明該導管的共振現象已經得到有效控制，且其他相關導管和結構沒有出現有害共振。并對后續同型號發動機實施了此種排故方法，經過一定臺次的使用，飛行狀態監控結果表明，此項改進措施有效地解決了此類導管疲勞裂紋問題。

4結論

某型航空發動機多起導管裂紋的性質均為振動疲勞的高周疲勞開裂，裂紋分別位于喇叭口根部和平管嘴根部對應的導管表面，故障的裂紋主體均位于導管管形的平面內。導致液壓導管產生裂紋的主要原因是發動機在特定工作環境下，使相互連接的導管產生共振。試驗結果表明，液壓導管管壁外表面較深的原始加工溝痕對疲勞裂紋的萌生有促進作用。在液壓導管振幅較大的位置增加一個支撐點，可以提高液壓導管的抗振性能，解決液壓導管的共振問題，有效預防后續同機型同位置液壓導管的疲勞裂紋故障。

參考文獻

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[6]陶春虎,劉高遠等.軍工產品失效分析技術手冊[M].北京：國防工業出版社，2010.

[7]劉紅.飛機液壓導管開裂分析[J].失效分析與預防2009,4(4):229-232.

作者：黃宇生 劉肩山 舒毅 王斌 單位：長沙航空職業技術學院