陈光/文
美国普惠公司(PWA)生产的JT9D-7R4系列发动机(以下简称7R4)是JT9D发动机家族中的最后一个系列,自1982年投入使用以来共生产了740多台(中国民航有40台),累计使用了一亿多飞行小时、三百多万次循环。与早期各型JT9D相比,7R4的推力由220kN增大到247kN,巡航耗油率降低约10%。
JT9D其主要结构改进包括:采用了多圆弧、低展弦比风扇叶片(阻尼凸台由2个减为1个),空心风扇盘,增加一级低压压气机,使用了单晶高压涡轮叶片,全新设计了燃烧室、高压涡轮和低压涡轮并在3号轴承腔采用了端面碳封严等。7R4在投入使用以来出现过不少结构故障,有些重大故障已彻底排除,有些则得到改善。本文将分析7R4的几个典型故障。
自1984年起,7R4已发生多起风扇叶片断裂事故,其中5 起是非包容事故。断裂部位集中在阻尼凸台附近和叶根平台上部。图1所示为7次风扇叶片断裂故障的部位、日期和发动机具体型号,裂纹均起源于前缘并向后发展。
图、JT9D-7R4风扇叶片断裂部位与断裂日期
为了判断造成叶片裂纹、断裂的原因,将安装了测试设备的发动机,装在波音747上进行飞行试验,试飞结果表明,在起飞功率附近叶片上有颤振响应,但是颤振应力不足以产生疲劳裂纹,只有在外来物击伤前缘和/或前缘打磨过量时才导致材料疲劳而产生裂纹。
改进措施是将阻尼凸台的角度由62°改为52°以提高叶片固有频率,即在阻力凸台局部区域进行填焊(图2)。据称角度改为52°后可消除所有工作条件下的颤振响应,从而避免了在工作中出现风扇叶片断裂故障。
无独有偶，CFM-56推力增大型发动机也曾出现过风扇叶片根部裂纹造成叶片断裂故障，CFM公司也采取了类似措施将阻尼凸台角度由65°改为53°。
另外为防止在改装之前继续发生风扇叶片断裂并打伤飞机机体,PWA建议每200次循环对风扇叶片前缘进行涡流探伤检查,而FAA则于1987年发布适航指令要求在风扇机匣上加装两圈厚度分别为1.60mm和1.32mm的 GreekAscoloy钢制包容环。
图2、风扇叶片阻力凸台角度改变情况
高压压气机可调静子叶片同步环卡阻。1985—1986两年中,7R4连续发生了15起在当天第一次飞行爬升到600~1500m 高度收油门时,因喘振而造成空中停车的事件。试飞发现,其原因是可调静子叶片同步环上的滑块与高压压气机机匣之间的间隙不足(图3)。
图3、高压压气机机匣、同步环与滑块关系图
每天在发动机工作初期,钛合金机匣温度很快升高,而用聚醚酰亚胺塑料制造的滑块因导热性差,而且与机匣间有间隙,加温较慢,所以铝合金的同步环和滑块温度均比机匣低。在起飞功率下工作1~3 min时,由于机匣迅速加热膨胀(据估算各机匣安装边径向膨胀达1mm 以上),而使同步环滑块卡滞(图4)。
当收油门时发动机转速降低,可调静子叶片应协调减小角度,但由于同步环滑块卡死,使可调静子叶片仍卡阻在打开位置,造成发动机喘振。在当天以后的飞行中发动机处于热态,因而不会发生同步环滑块卡滞现象,也就不会出现喘振。改进措施是增大机匣与滑块之间的间隙,改装前后的冷态间隙值见表1。
图4、工作中滑块与机匣径向膨胀情况
表1 高压压气机各级可调叶片滑块与机匣间隙值 mm
高压压气机第一级转子叶片断裂和第一级盘燕尾榫槽裂纹。在20世纪80年代7R4共发生第一级转子叶片断裂66起,轮盘裂纹/破裂13起,其中在中国国际航空公司的7R4G2上分别发生了2起和1起。
应变片试验表明,这种故障是由于叶片颤振所产生的振动应力,使叶片产生疲劳,并导致断裂;同时叶片颤振使轮盘榫槽上与叶根相接触的表面承受较大的反复作用挤压应力,导致在榫槽上出现高周疲劳裂纹(图5),严重时使榫槽破裂。
经过试验,归纳出产生颤振的主要原因有以下几个。① 在低于慢车转速下有一个颤振区,最大振动应力为8.4kg/mm2,比正常工作时的振动应力高2倍。PWA 规定:如发动机因供气负荷过大等原因在该区累计稳定工作时间超过2小时,必须立即报废所有第一级转子叶片。解决措施是上调慢车转速5%N2转速。
②由于不正确地组装、校准可调静子叶片系统,使可调静子偏离了预定程序而产生颤振。试验发现在进口可调导向叶片偏大2°和第一级可调静子叶片偏小2°时,在巡航推力附近有14kg/mm2的振动应力峰值。
③可调静子叶片控制系统失效造成发动机在慢车以上工作时,可调静子叶片仍停留在关闭位置。这是十分危险的,因为在这种情况下发动机只能被加速到87%N2转速,而振动应力会急剧增大到使转子叶片立即断裂。PWA规定:如发动机在可调静子叶片停留在关闭位置时,在76.9%N2转速以上工作时间大于10秒钟,必须立即报废所有第一级转子叶片。针对后两种原因,PWA已采取了一系列改进措施提高可调静子叶片系统的可靠性以防止颤振的发生。
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