楊宏 王段

摘要：針對一起收推油門時發(fā)動機轉速不跟隨故障，在返廠檢查的基礎上，結合發(fā)動機工作原理，逐項分析了轉速不隨動、輸出溫度控制壓力差高、膜片裂紋的故障機理，找出了故障原因，并提出了改進措施及建議。

關鍵詞：轉速；不隨動；溫度控制壓力；膜片；裂紋

Keywords：speed；not following；temperature control pressure；diaphragm；crack

1 故障描述

一架某型飛機跨晝夜飛行時出現(xiàn)收推油門發(fā)動機轉速不跟隨故障，飛行員沿就近路線返場，正常放起落架，建立迫降航線著陸。下滑過程中，飛行員收油門減速，此時n2轉速在最大狀態(tài)，收油門至慢車，轉速仍無變化。現(xiàn)場檢查發(fā)現(xiàn)主膜盒式溫度傳感器存在輸出溫度控制壓力差高故障。

2 故障定位

2.1 產(chǎn)品基本情況

該型飛機的發(fā)動機配裝有主、副兩個膜盒式溫度傳感器（TDK），用以感受發(fā)動機進氣溫度T01，將之轉換為油壓信號（溫度控制壓力），通過切換活門送往主泵調(diào)節(jié)器，同時溫包提供的穩(wěn)定回油壓力也送往主泵調(diào)節(jié)器，形成溫度控制壓力差△Pk，并按此調(diào)節(jié)和控制發(fā)動機的當前狀態(tài)。當一個TDK故障，輸出溫度控制壓力低于正常值時，可通過切換活門自動切換到（或保持）正常TDK控制發(fā)動機，并報出TDK報故信號（見圖1）。

2.2 返廠檢查情況

故障TDK返廠性能錄取檢查，確認其存在輸出溫度控制壓力差高故障（見圖2）。

因帶溫包的殼體為整體焊接件，為查找內(nèi)部泄漏點，對故障TDK帶溫包的殼體進行線切割，取出膜片在體式顯微鏡、電鏡下進行檢查，發(fā)現(xiàn)膜片上有一條長約1.5mm、寬約0.011mm的裂紋（見圖3、圖4）。

3 機理分析

3.1 轉速不隨動故障機理分析

根據(jù)性能錄取結果，故障TDK輸出溫度壓力差不隨發(fā)動機進氣溫度變化，且始終保持在16kg/cm2左右，導致發(fā)動機主燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)誤判發(fā)動機進口溫度T01大于200℃。根據(jù)發(fā)動機調(diào)節(jié)計劃（見圖5），當T01超過137℃后，慢車及節(jié)流狀態(tài)控制計劃使n2物理轉速保持在97±2%，其他參數(shù)按各自控制計劃調(diào)節(jié)。

發(fā)動機主、副TDK不是在任何故障模式下都互為備份，TDK故障后對應的輸出油壓將發(fā)生變化，系統(tǒng)設計遵循“油壓高選”原則。當一個TDK故障，輸出油壓低，壓差超過規(guī)定值，發(fā)動機輸出故障信號，并切換至正常TDK輸出的油壓進行調(diào)節(jié)。如果輸出油壓高，壓差超出規(guī)定值，發(fā)動機將輸出故障信號，為了保持發(fā)動機推力，發(fā)動機會采用故障TDK輸出的高油壓進行調(diào)節(jié)，以維持大轉速，此時推收油門轉速就不會隨動。

3.2 輸出溫度壓力差高故障機理分析

根據(jù)膜盒式溫度傳感器工作原理（見圖6），正常工作時，螺旋毛細管將感受到的發(fā)動機進氣溫度T01轉換成膜片相應的位移量，調(diào)節(jié)控制活門的回油開度，對定壓油進行分壓，形成與T01一致的溫度控制壓力差△Pk。

若定壓油串入螺旋毛細管密閉腔，將使膜片恢復關小控制活門回油路狀態(tài)，致使溫度控制壓力差△Pk升高，直至達到最大值16kg/cm2左右，相當于輸出發(fā)動機進氣溫度在200 ℃以上的△Pk，即發(fā)動機按照進氣溫度200 ℃以上進行控制。

3.3 膜片裂紋故障機理分析

1）膜片安裝結構分析

如圖7所示，膜片壓裝在支承上，在a位置沿圓周采用接觸焊、滾焊（寬度1 mm）的方式焊接固定，與受熱器組合后，在b位置沿圓周采用電阻焊的方式焊接固定，再與帶螺栓的法蘭盤組合，在c位置沿圓周采用電阻焊的方式焊接固定。因此，膜片焊接于殼體內(nèi)部，由于帶溫包的殼體為焊接件不可分解，無法直接檢查其內(nèi)部的膜片狀態(tài)，按大修指導規(guī)定，只能通過對TDK進行性能試驗來檢查確認膜片當前狀態(tài)。

2）有限元仿真分析

對膜片進行受力分析，首先對膜片分別施加一個法向的均值過載（見圖8）。由有限元分析可見，兩種情況下應力較大區(qū)域均集中在膜片環(huán)狀波紋處?？梢?，在發(fā)動機起動或停車過程中，膜片由于所受油液壓力急劇變化打破平衡狀態(tài)，會對膜片環(huán)狀波紋處產(chǎn)生重復應力集中。取應力最大5個點進行分析，最大應力點隨機分布于膜片最內(nèi)側環(huán)狀波紋處（見圖9）。

參照膜片裂紋發(fā)生位置，分別在模型上切一個與實際膜片裂紋位置和方向相近的缺口（深0.02mm×長0.5mm），并施加一個法向集中力（10N），然后進行仿真分析。分析表明，存在損傷缺陷時應力最大值的4個位置均位于模擬切口處，存在集中力時應力最大值的5個位置均位于設置集中力處（見圖10）。得到結論：當膜片在最內(nèi)側環(huán)狀波紋處存在損傷或集中力時，在發(fā)動機起動或停車過程中，由于膜片油液一側壓力急劇變化，導致應力在損傷或集中力處集中。

裂紋位置位于膜片最內(nèi)側環(huán)狀波紋處（見圖11），裂紋沿徑向擴展，長度約為1.5mm；人工打開該裂紋，在膜片斷口上可見疲勞特征，疲勞裂紋產(chǎn)生原因可能與膜片受異常應力或膜片材質缺陷有關。

根據(jù)有限元仿真分析結果，當膜片處于正常工作狀態(tài)時，應力較大區(qū)域均集中在膜片環(huán)狀波紋段，應力最大的5個點隨機分布在膜片最內(nèi)側環(huán)狀波紋處。由分析可知，若發(fā)動機正常工作直至膜片應力集中區(qū)發(fā)生疲勞斷裂，其裂紋應表現(xiàn)為沿環(huán)狀波紋周向發(fā)展，此種失效模式與本次膜片沿徑向裂紋的故障表征不一致。

當膜片存在損傷或加工殘余應力時，應力最大值從隨機分布狀態(tài)轉移至損傷或加工殘余應力處集中，發(fā)動機的起停將導致缺陷逐漸擴大，最終貫穿膜片，其裂紋發(fā)展方向取決于損傷或加工殘余應力的方向，此種失效模式符合已發(fā)生的兩起膜片裂紋故障表征。

根據(jù)膜片安裝結構分析、有限元仿真及失效分析，認為膜片裂紋故障的原因是膜片自身存在原始制造加工缺陷，裂紋是在使用過程中產(chǎn)生的。

4 改進措施及建議

基于上述故障檢查分析結果，研究制定了性能檢測控制措施，增加膜盒式溫度傳感器TDK在全程指令壓力性能的穩(wěn)定性檢查，以及增加在加大回油壓力PT3時對穩(wěn)定放油壓力PT2的穩(wěn)定性檢查。同時，針對膜片原始制造加工缺陷，根據(jù)膜片安裝結構，對外購帶溫包的殼體開展在裝用前的篩選檢測方法研究，包括：通過氦質譜檢漏儀進行膜片及螺旋毛細管缺陷或焊縫處的泄漏檢測；采用渦流探傷對膜片進行檢測。

5 結束語

由膜盒式溫度傳感器TDK內(nèi)部膜片裂紋導致輸出溫度控制油壓差高的故障，n2轉速偏高，根據(jù)故障時發(fā)動機的n1、T4等參數(shù)推算，發(fā)動機推力偏大，可保證飛機平飛返航，但會增加著陸過程的操作難度。若TDK故障導致輸出溫度控制油壓差低的故障，n2轉速偏低，但推油門轉速可隨動，可通過推油門保證飛機返航著陸。因此，針對此類故障，在研究制定修理預防控制措施的同時，還應開展該故障模式下的特情處置方法研究，并與部隊空地勤人員進行必要的培訓交流。