发动机作动筒裂纹分析

发动机挠性飞轮焊接裂纹的分析与控制1. 引言1.1 背景介绍发动机挠性飞轮焊接裂纹的分析与控制是发动机设计和制造中一个重要的问题。

挠性和飞轮焊接裂纹是与发动机性能和寿命密切相关的关键因素。

挠性是指发动机在工作时由于受到各种力和热应力的作用而导致的变形现象，而飞轮焊接裂纹则是指飞轮在焊接过程中出现的裂纹现象。

1.2 问题阐述发动机挠性飞轮焊接裂纹是导致发动机故障的重要问题之一。

在发动机运行过程中，发动机会受到各种外部力的作用，导致挠曲变形。

而当发动机挠性超过一定限度时，就会对飞轮的焊接接头产生显著的影响，容易导致焊接裂纹的产生。

发动机挠性对飞轮焊接裂纹的产生不仅会影响飞轮的正常运转，还可能造成严重的安全隐患。

如何有效地控制发动机挠性飞轮焊接裂纹成为当前亟需解决的问题之一。

目前，针对发动机挠性飞轮焊接裂纹的问题，已经有一些研究针对裂纹的成因进行分析，并提出了一些控制方法。

这些方法在实际应用中存在一定的局限性，需要进一步优化和改进。

深入研究发动机挠性飞轮焊接裂纹的成因和控制方法，对提高发动机的可靠性和安全性具有重要意义。

在本文中，我们将对发动机挠性飞轮焊接裂纹的问题进行深入探讨，并提出相应的解决方案，为发动机挠性飞轮焊接裂纹的控制提供参考和借鉴。

1.3 研究意义发动机挠性飞轮焊接裂纹是发动机结构中一个常见的问题，对于发动机的可靠性和安全性具有重要影响。

研究挠性飞轮焊接裂纹的产生机理，可以为解决这一问题提供重要的理论依据和技术支持。

通过对发动机挠性飞轮焊接裂纹进行深入研究，可以进一步提高发动机的使用寿命和性能，减少事故风险，保障交通运输安全。

这一研究也有利于推动飞机工程技术的发展，提高飞机的制造工艺和质量水平，促进航空产业的健康发展。

探讨发动机挠性飞轮焊接裂纹的分析与控制具有重要的工程实践和理论意义，对于提高发动机的安全性和可靠性，促进航空工程技术的进步具有重要的推动作用。

2. 正文2.1 发动机挠性和飞轮焊接的关系发动机的挠性和飞轮焊接之间存在着密切的关系。

图1第3#、4#排气门锥面开裂的图片2原因分析发动机排气门锥面开裂的潜在原因有很多，可能有排气门本身的设计原因，气门机构系统周边零件问题，发动机燃烧、标定问题以及气门机构相关零件本身质量问题，图2给出了潜在原因分析鱼刺图。

检查开裂排气门时发现，气门开裂发生在锥面沿着气门杆部方向裂纹贯穿整个锥面。

该部位采用的是双金属焊接，为了提高增压发动机气门锥面耐磨损性，锥面一般采用比较耐磨的钴基材料堆焊在气门锥面上，图3气门锥面双金属焊接示意图。

对锥面开裂区域进行金相分析发现：晶粒没有放大、没有氧化析出物、没有过失效，排除了是由于异常高温导图2潜在原因分析鱼刺图方向是延晶开裂，晶界间存在残余内应力（拉应力）导致锥面开裂，排气门在发动机运行中高温热负荷下气门锥面残余应力释放导致开裂。

图4锥面开裂区域金相分析照片2.1零件质量检查失效发动机相关零件，未见与失效相关的质量问题。

而且随机抽查了同批的零件，均没有发现质量问题。

锥面未开裂区域金相分析组织正常见图5，所以发动机排气门开裂并非零件质量问题导致。

图5锥面未开裂区域金相分析照片气门设计对排气门本身结构强度进行设计校核，动态安全系数满足动态安全系数1.2的设计要求。

检查气门座圈气门座圈设计宽度在设计范围内，同时对排气门、气门座圈材料成分情况进行对标分析，对标机型为类似机型功率扭矩相近的几款发动机。

对标分析结果显示，款的发动机排气门和排气门座圈的材料成分、金相、匹配基本一致。

故排气门本身设计没有问题。

周边零件对排气门周边零件的情况调查，气门导管磨损量可以接受，气门摇摆间隙正常，气门座圈无异常磨损、磨现象。

气门弹簧、滚子摇臂、液压挺柱无异常，火花塞没有烧蚀。

图6排气门座圈磨损情况2.4燃烧、标定在发动机运行过程中实时监控数据显示未发现发动机燃烧异常，监控数据显示无早燃、爆震现象。

排除了由于缸内异常燃烧导致缸内温度、压力异常升高使排气门开裂。

3解决方案针对排气门在高温热负荷下气门锥面残余应力释放导致开裂，气门锥面双金属焊接后去应力工艺时去应力不彻底，在锥面存在残余应力，提出了去应力工艺由堆焊后整形去应力变为堆焊后高温去应力的优化改进措施，采用高温去应力工艺，将气门整个盘部加热到1000℃右后回火去应力。

科技成果・学术论文航空发动机火焰筒疲劳裂纹扩展规律＊ＦａｔｉｇｕｅＣｒａｃｋＰｒｏｐａｇａｔｉｏｎＢｅｈａｖｉｏｒｏｆＡｅｒｏｅｎｇｉｎｅＣｏｍｂｕｓｔｏｒＬｉｎｅｒ郭运强张克实耿小亮刘芹沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司董书惠［摘要］利用合理的温度场、载荷谱，计算了火焰筒气膜唇边裂纹在扩展过程中最大应力强度因子Ｋｍａｘ的变化规律，利用Ｐｅａｒｓｏｎ经验公式预估了火焰筒热疲劳裂纹扩展速率，并给出了应力强度因子、裂纹扩展速率的初步分析结果。

关键词：火焰筒疲劳裂纹扩展速率Ｐｅａｒｓｏｎ公式热疲劳［ＡＢＳＴＲＡＣＴ］Ｔｈｅｃｈａｎｇｅｒｅｇｕｌａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｍａｘ－ｉｍｕｍｓｔｒｅｓｓｉｎｔｅｎｓｉｔｙｆａｃｔｏｒＫｍａｘｏｆｃｏｍｂｕｓｔｏｒｌｉｎｅｒａｉｒｆｉｌｍｌｉｐｃｒａｃｋｉｎｔｈｅｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｐｒｏｃｅｓｓｉｓｃａｌｃｕｌａｔｅｄｂｙｕｓｉｎｇｒｅａｓｏｎａｂｌｅｔｈｅｒｍａｌｆｉｅｌｄａｎｄｌｏａｄｓｐｅｃｔｒｕｍ，ａｎｄｔｈｅｒｍａｌｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｖｅｌｏｃｉｔｙｉｓｅｓｔｉｍａｔｅｄｂｙｍｅａｎｓｏｆＰｅａｒｓｏｎｅｍｐｉｒｉｃａｌｆｏｒｍｕｌａ．Ｐｒｅｌｉｍｉｎａｒｙａｎａｌｙｓｉｓｒｅｓｕｌｔｓａｂｏｕｔｓｔｒｅｓｓｉｎｔｅｎｓｉｔｙｆａｃｔｏｒａｎｄｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｖｅｌｏｃｉｔｙａｒｅａｌｓｏｓｈｏｗｎ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ＣｏｍｂｕｓｔｏｒｌｉｎｅｒＦａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｖｅｌｏｃｉｔｙＰｅａｒｓｏｎｆｏｒｍｕｌａＴｈｅｒｍａｌｆａｔｉｇｕｅ现役某型航空发动机的设计免修寿命为５００ｈ，基本寿命为１０００ｈ，最高可延长到１５００ｈ。

然而，在服役尚未到免修寿命时，数台火焰筒气膜唇边和掺混孔均检测出数十条穿透裂纹和数处掉块现象，裂纹的长度为２～１５ｍｍ不等，裂纹沿周向随机分布，在飞行过程中可能会掉块打坏涡轮叶片，严重影响了发动机的使用寿命，使得发动机的大修周期显著缩短。

汽轮机转子裂纹原因分析及运行安全措施1裂纹情况河北省南部电网某厂#2机为上海产单缸冲动凝汽式汽轮机，1972年6月投产，容量50 MW，型号为N5090，运行至1986年，更换了汽轮机转子。

2003年10月，在该机组大修的过程中，汽轮机转子调速级及汽封处发现裂纹，见图1。

经河北省电力研究院锅检中心对该处裂纹进行深度测量，结果为：A处裂纹深度13.6 mm，B处4.4mm，C处3.5 mm。

2原因分析该缺陷严重了影响机组的安全运行，排除制造因素，转子出现裂纹主要是由于交变热应力引起的金属疲劳损伤超出了材料的屈服极限而造成的，原因分析如下。

a. 随着电力行业的不断发展，该厂在20世纪90年代初成为河北省南部电网的主要调峰厂之一，机组启/停次数增加，造成低周热疲劳率增加，机组在多次交变应力作用下，引起金属材料内部微观缺陷的发展，从而造成金属热疲劳，引发金属裂纹。

b. 机组启动过程中暖机时间短，热应力大。

该机组启动时存在负差胀过大的缺陷，为控制差胀，保证机组的正常顺利启动，从冲车到机组接带初始负荷的时间比较短，蒸汽流量快速增大，加剧金属温升，造成汽轮机转子尤其是高调门部位和高压侧轴封处热应力较大；另外，根据调度的预计负荷安排，从并网到带满负荷，暖机时间明显不足，这些都会加大转子的热应力。

c. 冷机的邻机启动对转子的损坏程度尤其大，在用额定参数的蒸汽冲车时，蒸汽会在金属表面进行剧烈的凝结放热，使汽缸和转子外表温度急剧上升，尤其是转子加热面积大，升温更快，转子表面所受的热压应力就更大，当热压应力超过金属材料的屈服极限后，就会在该处产生局部塑性变形。

随着转子的不断加热，其承受的热应力减小，但塑性变形不会随着转子热应力的减小而自行恢复，它在周围弹性区的影响下会出现残余拉伸应力，在高温条件下，该残余应力随时间增加而减小，即金属松弛现象，尤其在轴径最大的前汽封和调节级处，这种金属变形现象更明显。

若邻机启动次数增加，其损坏程度更加严重，这样转子表面很快就会产生疲劳裂纹。

航空发动机叶片裂纹检测技术及应用分析航空发动机作为飞机动力的核心，是体现飞机性能的标准之一。

大多采用复杂型面叶片，在运行过程中因为会受到应力、离心力已于弯矩应力的影响，所以容易生成疲劳裂纹、层间分离等损伤。

这种损伤会降低航空发动机的性能，给装备带来安全隐患，甚至会引发灾难。

因此发展、使用高效的检测技术是解决这类问题的关键。

大部分应用于航空发动机叶片检测的方法主要有孔探法以及常规的检测方法如磁粉、射线、涡流电磁法，其中孔探法是发动机外场检测应用最多的一种技术，这种技术检测时间长，对人力的要求很高，并且操作过程较为复杂且必须十分谨慎。

常规的检测方法对复杂曲面结构缺陷的检测存在这一定的局限性。

近年来已出现一些高效的无损检测方法如声波/超声波检测、电磁超声非线性检测、相控阵检测等已经逐步应用于发动机叶片的探伤。

红外热成像技术亦是较为先进的无损检测技术之一，它主要是通过对被测结构件表面的温度变化进行捕捉，利用红外热成像仪采集表面因温度变化而产生的红外信号检测的。

红外热成像技术是用超声波对工件表面积局部进行激励进而进行加热，通过热成像仪捕捉裂纹区域的局部红外图像。

由于在固体器件中超声波传播速度快，所以从发出激励信号到采集到反馈信号是极短时间的过程，又因为深度、裂纹大小不同，红外信号传播到试件表面并得到反馈是随着时间、裂纹规模变化的，最后经过图像处理可以对试件的裂纹进行识别与定位。

1 检测原理及方法概述1.1 检测原理概述超声红外热成像检测技术的原理是先将低频高能的超声波注入被测零件，被测零件会产生小幅的机械振动，如果存在裂纹，那么由于裂纹两侧因震动频率不同（即出现相位差）而出现部分热效应（即摩擦生热），导致局部的温度升高表面产生的热辐射也不同。

之后利用热成像仪对被测件表面温度进行捕捉生成零件表面的温度分布图，最后通过对温度分布图中的异常信号进行分析从而得到裂纹的位置及尺寸。

相比于其他成像技术，超声红外热成像技术可以只对表面或者裂纹区域进行加热，对正常的结构区域不加热，这种方法可以增加裂纹检测的可靠性，更有利于分析与判定，其检测原理如图1所示。

某型发动机加力筒体隔热屏裂纹故障分析及改进措施作者：武晓龙来源：《科技创新与应用》2014年第30期摘要：某型发动机批生产中多次出现隔热屏裂纹故障，其故障率较高，严重影响了发动机正常生产与交付。

通过对该型发动机与其它型号发动机在加力筒体隔热屏的结构、热膨胀伸长量等方面进行对比分析，发现该型发动机现有结构隔热屏热变形应力无法释放，并且确认该问题是导致隔热屏裂纹故障发生的主要原因之一。

通过理论分析与实际验证，制定了两项改进措施，并在生产中应用，取得了良好效果。

关键词：隔热屏；裂纹；改进1 概述根据统计，某型发动机批生产以来，试车后多次出现隔热屏裂纹故障。

这一问题严重影响了发动机正常生产与交付。

以某年为例，其台份故障率、台次故障率分别高达36%、20.7%。

裂纹均为周向裂纹，并且都发生在第4波与第5波处，大多位于顺航向10点～1点钟位置。

图1 隔热屏出现裂纹周向位置分布2 故障原因分析2.1 隔热屏固定结构对比分析某型发动机加力筒体隔热屏为整体隔热屏，在加力筒体进口及出口用圆孔安装螺栓连接，整体隔热屏装配后沿轴向没有活动量。

而某成熟发动机加力筒体隔热屏分别为6段，固定方式每段用1排圆孔安装螺栓连接，其余用椭圆孔安装螺栓连接，整体隔热屏装配后可以沿轴向活动。

两型发动机隔热屏固定结构的具体情况见表1、图2和图3。

表1 两型发动机隔热屏结构比较从表1可以看出，为解决工作中隔热屏的热膨胀问题，其它型号发动机加力筒体隔热屏上设有长椭圆孔，使隔热屏装配后可以沿轴向活动。

而某型发动机隔热屏两端固定时用圆孔无间隙装配，使隔热屏装配后无法沿轴向活动。

图2 某型发动机加力筒体隔热屏固定结构图3 某成熟发动机加力筒体隔热屏固定结构2.2 热膨胀伸长量对比计算将某型发动机及其它型号发动机工作中隔热屏受热后伸长量进行了对比计算，计算结果具体见表2、图4和图5。

表2 两型发动机单段隔热屏受热后的伸长量注：计算Δt时，起始温度按20℃，终温按隔热屏最高温度。

活塞式发动机汽缸头裂纹原因及对策摘要:本文对活塞式发动机汽缸头裂纹的原因、危害及对策进行分析研究,提出了在维护和使用过程中应注意的问题及解决方法,有效的提高机务、飞行人员的安全操作技能和安全技术知识, 为实现持续安全奠定坚实的基础。

关键词:活塞发动机汽缸裂纹对策1 气缸头裂纹原因航空活塞发动机产生故障的原因多种多样,而且汽缸头裂纹直接影响着发动机工作的可靠性,威胁飞行安全。

(1)莱康明IO-540系列发动机、IO-360系列发动机采用宽气缸(气缸内径大于活塞行程)使火焰传播的路程较长,形成的过氧化物也就增多,在局部混合气中出现的具有爆炸性的燃烧现象,瞬间火焰传播速度可达2000m/s,局部燃气压力可达100～200kg/cm,局部燃气温度可达3000℃以上,远远超过正常燃烧时的数值,这种局部混合气爆炸性燃烧产生的高温、高压突然作用于活塞顶、气缸及气缸头内壁上,使诸构件瞬间受到巨大冲击负荷,迫使气缸头与身有分离的趋势,在薄弱部分就会产生裂纹。

如:1997年10月22日上午,某院校教员驾驶TB20-8917号飞行执行403航行训练任务时,当该机起飞2分钟后发现发动机轻微抖动,马力下降,飞机下沉,请示地面指挥员后紧急返航安全着陆。

经打开发动机包皮,发现第2号气缸头与气缸身结合部有灰白色的废气痕迹,扳转螺旋桨时该处发出“哧哧”漏气声,测量气缸压缩指标为0,进一步拆下气缸检查,发现该气缸头排气门处一侧(散热片从下往上数第6～7片之间)环向裂纹长达236mm(详见照片箭头所指处),活塞顶及气缸头内壁上伴有较多积碳。

(2)飞行人员在使用过程中若油门杆与变距手柄操作配合不当,将造成发动机在大进气压力,小转速工作,使燃气压力和温度过高,诱发爆震而出现气缸头裂纹。

(3)机务人员在完成试车检查后,就急于打开发动机包皮,拆卸电咀或排除故障,使气缸头温度发生急剧变化而诱发裂纹(尤其是寒冬腊月)。

2 气缸头裂纹的危害(1)气缸头裂纹漏出的高温、高压混合气容易引起航空发动机空中着火,诱发飞行事故的发生。

16V280ZJ柴油机活塞裙体裂纹分析1前言某型号机车用16V280ZJ型柴油机，其功率为3676kw，转速为l000r/min，活塞采用下穿螺栓式钢顶铝裙组合活塞。

经过一个架修期的运用，架修时发现两台机车分别有13只和14只活塞的活塞裙发生裂损。

该活塞裙材料为LD11锻铝，热加工工艺为挤压捧料模锻毛坯，再经粗加工后进行淬火+人工时效处理。

经对裂损活塞裙的观察分析表朋，其裂纹特点、类别及属性基本相同，故取具有代表意义的一只裂损活塞裙进行解剖分析。

2 裂纹及断口分析2.1裂纹情况裂损活塞裙共有4条主裂纹，这些裂纹均由活塞裙内腔组合螺栓孔上的弹性套孔孔壁与连杆头避让坑底部圆角相交处开始，沿径向逐渐向中心孔及顶面扩展，直到裂穿到顶面，同时裂纹穿过销座至外圆周表面；见图1～图4。

图1 活塞裙裂损形貌。

在裙的顶部及侧面均见到裂纹。

弹性套孔活塞销孔U型连杆头部避让坑图2 裂纹在活塞内腔U型连杆头部避让坑内的分布情况。

图中标注1、2、3、4为4条裂纹。

弹性套孔顶部中心孔图3 前图放大。

裂纹由弹性套孔壁与避让坑底部转角相交处（箭头所指）开始，逐步向中心孔扩展。

图4 裂纹扩展另一方向则穿过螺栓孔、销座至活塞外圆表面，图中黑色箭头所指处为裂纹源，即弹性套孔壁与避让坑底部转角相交处。

2.2宏观断口分析轻施压力使活塞裙沿两条主裂纹裂开，观察整个断裂面可知，断面属典型疲劳断口，肉眼可见两处疲劳源均起源于组合螺栓弹性套孔孔壁与连杆头避让坑底部圆弧转角壁相交处的尖片状薄壁。

疲劳裂纹由源区向四周扩展，形成扇形的扩展区。

扩展区内可见表征疲劳扩展特征的贝壳纹，并有疲劳扩展台阶存在，见图5～图8。

弹性套孔 螺栓孔图5 沿裂纹1、裂纹2打开的裂纹面。

两处疲劳源均起源于组合螺栓弹性套孔孔壁与连杆头避让坑底部圆弧转角壁相交处的尖片状薄壁。

图6 前图右侧裂纹1的裂面形貌，典型疲劳扇形裂纹，箭头指处为疲劳源。

弹性套孔顶部中心孔 疲劳裂纹源图7 图5中左侧裂纹2的裂面形貌，典型疲劳扇形裂纹，箭头指处为疲劳源。