某型發動機加力筒體穿孔故障維修技術研究

馬雙龍 米廩營 王廣林 仝磊

摘要：針對某型發動機加力筒體在使用過程發生穿孔、嚴重變形等故障情況，從加力筒體結構、材料、維修條件等方面綜合分析，結合一起加力筒體燒穿損傷，研究制定故障維修措施，并進行針對性修理，恢復發動機使用性能和技術要求，為航空裝備按期重返訓練場、參與飛行訓練提供技術保障。

關鍵詞：加力筒體;穿孔;故障維修

中圖分類號：TK442? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-957X（2021）11-0171-03

0? 引言

航空發動機在飛行訓練時除了可能出現常見的轉速擺動、T4溫度高、噴口脈動、滑油壓力擺動等故障，也可能出現因撞擊外來物造成進氣道相關機件損傷、飛機蒙皮破損，甚至發動機外部的機械損傷等。航空裝備在故障情況下，能否及時維修，恢復可使用狀態，是飛行訓練保障能力的重要體現。下面就加力筒體在使用中可能出現的穿孔損傷，結合一起加力筒體燒蝕穿孔故障開展維修技術研究，制定可行、可靠的維修方案，確保在規定的時間內修復故障，恢復發動機使用技術要求，保障航空裝備的飛行訓練需要。

1? 產品介紹

部分初級、中級教練機使用帶有加力燃燒室的渦輪噴氣式發動機，加力筒體屬于發動機加力燃燒室的一部分，安裝于發動機尾部，如圖1所示。加力筒體是一個直徑分段縮小的圓筒，由前安裝邊、五段不同厚度的壁和調節片安裝邊組成，前段用快卸環與加力燃燒室的擴散器后安裝邊連接，后端裝有可調噴口的調節片、調節環和液壓操縱系統等，外壁上焊接有吊掛支架、前后隔熱罩支架等，通過左右兩個吊掛安裝于飛機發動機艙。為降低筒體的壁溫，以及減少對飛機后機身的熱輻射，在筒體內表面裝有全氣膜冷卻的全長隔熱屏，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

某型發動機在加力狀態使用時，加力燃油總管出現裂紋，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，燃油最高溫度可約達1600℃，導致加力筒體局部隔熱屏燒蝕掉塊、外壁燒穿，如圖2所示。

3? 技術要求

3.1 技術狀態

加力筒體外壁、隔熱屏、安裝邊等可視部位應無裂紋、嚴重變形等損傷，隔熱屏氧化鋯涂層無嚴重燒蝕掉塊。隔熱屏母線（凹下部分）與加力筒體外壁間隙為3～13mm。

3.2 損傷風險分析

加力筒體出現嚴重燒蝕或穿孔損傷后，一是筒體筒壁與隔熱屏之間靜壓冷卻效果下降，可能導致損傷進一步加劇，面積擴大;二是高溫燃氣流從穿孔處流出，且呈不規則流失，造成發動機推力下降，影響發動機正常飛行狀態;三是高溫燃氣流從穿孔處流出后，導致發動機外部的狀態操縱系統電纜和管路燒蝕短路，影響發動機狀態操縱，嚴重時造成飛行事故。

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行噴涂。

查航空工程材料手冊《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片的方式進行修復，氧化鋯涂層可進行等離子噴涂。

4? 故障維修實施

根據故障維修“就低不就高、臨時性修理、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行損傷修復，拼接件采用實地待用、備用或維修自帶的同類產品、相似部位，修理工藝參照相關技術要求執行。

具體維修作業主要有加力筒體從飛機的脫下、損傷評估、維修方案制定、維修前準備、故障維修實施、裝試及合格放行。

4.1 分下加力筒體

分下飛機尾部后，將發動機加力筒體從飛機上脫出放下專用車架上。如果條件允許時，將加力筒體外部的前后罩、液壓操縱組件、調節環等分解，便于焊接補片、噴涂等維修作業。

4.2 損傷評估

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

4.3 維修方案制定

根據損傷情況，分別制定飛機蒙皮、加力筒體的損傷維修技術方案，明確維修項目、人員、工裝設備、備件明細、輔助材料及具體的技術路線、方法和驗收標準、方式等。

4.4 維修前準備

按照維修方案做好人員調配、工裝設備、備件等準備工作，并根據故障維修等級在規定時間將發動機送修理工廠或赴戰場就地維修。

4.5 故障維修實施

4.5.1 飛機蒙皮及部件修復

脫開飛機尾部，針對飛機蒙皮及部件損傷情況通過補片、鉚接、換件等手段進行修復。

4.5.2 加力筒體修復

4.5.2.1 技術路線

檢查確認損傷部位→確定需切割的具體位置并劃線→切割損傷部位→按實際需要準備補片→氬弧焊焊修→焊后檢查→安裝連接銷→噴涂涂層。

4.5.2.2 具體實施內容

①詳細檢查損傷情況，標記每一處損傷部位，確定需切割補焊的具體位置并使用直尺、劃規進行劃線，如圖3所示。針對較為零散的小穿孔，盡量歸為整體后進行補片，減小零星焊修對整體強度的影響。

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

③按照切下的損傷部位形狀、尺寸準備補片，補片與基體損傷部位嚙合處間隙不大于0.5mm。補片采用同類產品的同一或相似部位，確保材料相同。隔熱屏補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，然后進行焊接作業，焊接過程中為防止因焊接熱容量輸入過高導致熱影響區變形嚴重或殘余應力過大，可采用分段焊接或使用專用的防變形工裝。補片焊接后見圖5。

按照焊接手冊，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、熱影響等部位應無裂紋、嚴重變形等缺陷。出現裂紋時，重新打磨去除裂紋并補焊。出現嚴重變形時，使用木錘等工裝進行校正，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。補片焊修檢查合格后，重新焊接安裝連接銷。

⑦補噴（涂）氧化鋯涂層。補片焊接、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，無法等離子噴涂，可使用B44調制涂料后刷涂，刷涂時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圖6。

4.6 裝試

在修理工廠修復后，將加力筒體裝配在發動機上在試車臺架上進行試驗驗證;在訓練基地維修后使用加力筒體固定架替代發動機尾部，將修復合格的加力筒體與發動機主機連接、裝配，地面起動試車，調試發動機慢車、額定、最大、加力等狀態性能，試車后檢查加力筒體修理部位應無裂紋、燒蝕、嚴重變形，隔熱屏涂層應無分層、掉塊等缺陷。

4.7 合格放行

檢查加力筒體符合技術要求后，安裝飛機尾部，交付使用。

5? 結論

針對加力筒體穿孔故障情況，通過分析產品結構、材料性能、技術要求等，采用切割、校正、焊修、噴涂等修理技術，形成了一套可行可靠的修理方法。通過裝試檢查，能夠保證產品修復后的狀態、性能滿足使用要求。該技術研究為加力筒體穿孔故障維修提供了有力的技術支撐，能夠指導及時、快速、順利地完成故障維修作業，恢復航空裝備使用要求。

參考文獻：

[1]鄧華州.飛機發動機構造[M].空軍第一航空學院，1996.

[2]陳惠文.航空發動機控制[M]. 空軍第一航空學院，1989.

[3]張紹維.航空工程材料手冊-變形高溫合金、鑄造高溫合金[M].中國標準出版社，1992.

[4]斯重遙.焊接手冊-材料的焊接2[M].機械工業出版社，1992.