航空发动机故障引起的飞行事故及其对策

来源:百度文库 编辑:超级军网 时间:2024/03/29 13:37:08
航空燃气涡轮发动机是一种高度复杂和精密的热力机械。为追求性能,它的工作工作温度、压力和转速都很高,而且在不同部位和不同工况下不断变化,其零件的耐温度、应力和疲劳的能力无所不用其极。由于设计不周、试验不足、材料瑕疵、工艺缺陷、使用欠当、环境变化或偶然因素,都有可能导致发动机故障。有时候一些难以预料的偶然因素导致的一个小零件的失效甚至可酿成灾难性的飞行事故。
  据统计,在飞机机械故障中,由发动机引起的约占一半;在发动机故障中,结构故障占70%,;在发动机结构故障中,疲劳故障占大部分,其中尤以高周疲劳(HCF)为甚。美国军方在1982~1996年由于高周疲劳引起的发动机故障占发动机A级(飞行员死亡或飞机损失在100万美元以上)故障的56%。
  据从20 世纪50~80年代的统计,在我国发生的一、二等飞行事故中与发动机有关的大约也占一半左右,其中:
  由于设计制造质量原因发生的,发动机占50%;
  由于使用维护质量原因发生的,发动机占41.9%;
  由于修理质量原因发生的,发动机占74.8%;
  尚未搞清原因的,与发动机有关的占44.1%。
  近年来,我国军用发动机全部空中停车事故中约由40%是由发动机结构故障所致。
  航空燃气涡轮发动机经过半个多世纪的发展,发动机制造商已经有了丰富的设计、试验、制造、使用和维修经验,按理应该可靠地工作。但是,不论是在研制中的新发动机或是使用了上百万小时的成熟发动机,如美国的F100、F101、F110和F404在投入使用多年后仍然频繁地出现影响发动机正常工作的故障,甚至导致严重的事故。下面举一些比较成熟的发动机发生严重故障的典型例子,这些发动机都是由技术水平领先的美国通用电气公司和普o惠公司研制的。
  (1) 1987年一年内,美国海军损失了9架F/A-18战斗机,其中4架是F由于404发动机钛合金零件着火引起的。在F404发动机投入使用6~7年而且累计飞行超过100万小时从未发生过钛合金零件着火,但是到了1987年却突然冒出来严重影响飞行安全的严重问题。分析后认为,由于高压压气机叶片在外来物冲刷下磨蚀,自振频率有所改变,在某些工况下引起叶片断裂。碎片卡在钛合金转子叶片和机匣之间摩擦生热,引起钛合金自燃。改进的措施是对叶片进行加强和调频,钛合金压气机机匣改为合金钢制造,外涵机匣改为PMR15树脂基复合材料。
  (2) 1990年年底,F101发动机连续两次发生风扇叶片锁紧用的卡环折断,造成风扇叶片脱落引起发动机着火,使得美国空军97架B-1B轰炸机两次停飞,未能参与1991年1月17日开始的"沙漠风暴"空袭行动。此时F101发动机已累计工作10万小时。据分析,卡环折断的原因是,风扇叶片工作一段时间被吸入的沙石磨蚀,叶型发生变化,从而改变了叶片的自振频率,振动应力很大。如果叶片上有小的缺陷或损伤,就会使叶片折断,只要有一个叶片折断,转子的平衡就被破坏,转子发生高频振动,导致卡环断裂,造成更多的叶片从轮盘上脱落,使发动机着火。改进的措施是通过更换材料和加大尺寸加固卡环、在风扇根部加装减振块和后来的对叶片表面进行激光冲击强化处理。
  (3) 1993年4月~1994年8月,陆续有4架装备F100发动机的F-15E战斗机由于发动机低压涡轮叶片断裂而飞机迫降,造成75架F-15E停飞,占美国空军装备的200架F-15E的88%。分析后认为,低空高速下叶片的振动和过大的气动负荷是涡轮叶片根部产生裂纹和断裂的原因,改进措施是加宽叶片及其根部以及轮缘的厚度,使发动机重量增加5.9公斤。此时,F100发动机已经服役了20年,装备F-15E的F100-229发动机也已服役了4年。
  (4) 仅1994年7~9月的两个月,就有4架安装F110发动机的F-16战斗机坠毁,造成350架F-16飞机停飞。经研究后发现,事故的原因是发动机高压涡轮轴后端的封严蓖齿环断裂,断裂的碎片打坏低压涡轮,最终造成发动机损坏。实际上,早在1988年就有一架装备F101发动机的B-1B轰炸机也是由于发动机高压涡轮轴后端的封严环断裂而失事。当时认为是由于蓖齿间隙留得不够而造成的。因此,从1989年起,新生产的发动机的蓖齿间隙加大了两倍。这次F-16飞机事故发生后,发现是蓖齿间隙过大引起封严环断裂。于是,又恢复到原来的间隙,并改换了减振衬套。F110发动机是在1985年投入使用的。
  (5) 1994年10月和1995年1月,在美国和德国各有一架装备F110-129发动机的F-16C/D战斗机因风扇叶片断裂而失事,造成200多架F-16C/D停飞。检查认为,两次事故都是由于吸入外来物将风扇叶片打断引起的,叶片的设计、制造和材料没有问题。复飞后,规定复飞前需对每个风扇叶片用着色渗透法检查,看叶片是否有裂纹存在。另外,每次飞行前后都要检查风扇叶片,检查的范围比原规定的大,而且还降低风扇叶片允许的损伤程度。
  在1998~1999年的两年中,F-16战斗机又由于发动机故障连续发生多起A级事故,其中美国国内的8次,韩国2次。失事的F-16战斗机装备普o惠公司的F100-220发动机或通用电气公司的F110-100和F110-129发动机,两家公司的发动机恰好各占3次。F110发动机的三次事故分别是由于交流发电机传动轴磨损、高压压气机出口封严还涂层脱落和高压压气机第1级工作叶片断裂造成的。下面较详细地介绍由F100发动机故障引起的事故情况。
  (6) 1998年12月,装备F100-220发动机的F-16战斗机亚利桑那州卢克空军基地发生A级飞行事故。这是近4个月来第5起由F100发动机引起的事故。经过分析,事故是由于发动机数字电子控制系统的控制逻辑失效造成的。美国空军发言人称,这起事故既独特又奇怪,因为在220万飞行小时中空军还从未遇到过这类事故。
  (7) 1999年1月,卢克空军基地再次发生了一起装备F100-220发动机的F16战斗机的A级飞行事故。这是由于发动机第一级低压涡轮中有一片叶片损坏造成。这也是一个老问题,自从将发动机的涡轮进口温度稍稍提高后,叶片有时会出现蠕变伸长,导致叶冠卷边以致断裂。这个问题在3年前就出现,临时的措施是发动机在高温工作时间超过10小时后要对叶片进行孔探仪检查。长远的措施是在发动机返厂时更换改进设计的低压涡轮单元体。从1997年开始,按照当时的换装速度要到2005年才能全部完成。
  (8) 1999年2月初,仍在卢克基地又发生了一起装备F100-200发动机的F-16战斗机的A级飞行事故。在事故现场,发现整个加力筒体和尾喷管在远离飞机机触地点2.4米处,飞机触地后爆炸。事故的原因是加力筒体焊接处断裂。
  以上仅是美国军方近年来公布的由发动机故障引起的一部分飞机事故案例,对发动机发生的故障来说,可以说是挂一漏万。这些例子中涉及的F100、F101、F110和F404发动机都是已经很成熟的发动机,并且已经积累了大量的飞行时间,但是仍然逃脱不了出现严重故障的困境。究其原因,除了文章开头提及之外,就是研制者不可能将飞行中所遇到的各种问题都考虑到。这样,在某些特殊情况下可能导致正常情况下不会出现的严重故障,影响发动机可靠工作,对飞机的飞行安全带来危害。
  面对发动机故障频频引发飞机飞行事故的严重局面,航空发达国家从根本上采取三个方面措施来应对。
  (1) 夯实技术基础,使设计留有充分的裕度,从根本上提高发动机可靠性
  技术的先进性对发动机性能、耐久性和可靠性有决定性的影响。在设计、试验、材料和工艺技术方面的进步,允许在设计时在性能与耐久性和可靠性的权衡中在保证达到飞机战术技术指标的前提下向耐久性和可靠性方面倾斜,在结构设计方面留有充分的裕度。例如有资料指出,涡轮进口温度降低20℃时,涡轮零件的寿命可以增加一倍。因此,航空发达国家都制定了雄心勃勃的航空发动机技术发展计划,并列为国家或国防关键技术计划,其投资约占整个航空发动机研究和发展费用的25%~30%。单就美国近年来实施的综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划和后续的多用途经济可承受先进涡轮发动机(VAATE)计划每年的投资就有3亿多美元。IHPTET计划的许多成果已经应用于新发动机的研制和老发动机的改进改型上。
  此外,针对在发动机耐久性、可靠性和维修性方面出现的突出问题,还制定了对症下药的技术研究计划。如前所述,美国在1982~1996年间发生的A级发动机有关故障中由于高周疲劳(HCF)引起的占56%。HCF对安全性、适用性和准备状态有重要的负面影响,而且同时还增加维修成本。在1994财年,为进行风险管理检查,HCF消耗了850000个维修工时。HCF引起的维修成本支出估计为每年超过4亿美元。于是,美国在1994年12月实施HCF科学和技术计划,其具体目的是帮助消除飞机涡轮发动机故障的重要来源--HCF。从一开始,该计划就由空军牵头的指导委员会管理,该委员会由空军、海军、陆军和NASA以及附属的工业咨询委员会和行政独立评审组组成。计划的技术规划组、科学和技术行动组、试验和评估组和向发动机结构完整性计划(ENSIP)转移的工作组紧密合作,集中力量高效地发展关键的涡轮发动机HCF技术并实行成果转移。
   HCF计划是一项规模巨大的合作计划,总投资近1.34亿美元。其中,IHPTET计划和空军科学研究办公室各出三分之一,工业部门出四分之一,其余的由NASA和制造技术计划出。HCF计划已经取得一些重要要成果,下面举两个例子。
   o 激光冲击硬化(LSP) F101和F110发动机发生过几次风扇叶片故障,迫使F101每飞25h和F110每天第一次飞行前要作一次能够发现0.127mm裂纹的精细检查。LSP解决了这个问题。LSP用激光产生一道局部能量波传入叶片材料。在叶片深处产生压缩应力,它阻止裂纹的起始和扩展。LSP产生的压缩应力深度是常规钢丸冲击硬化的4倍。现在,可用目视检查取代精细检查。LSP已陆续用于F101、F110、F404、F414、F119和F135发动机的生产。到2002年,已经节省了5900万美元。预计,采用LSP后,美国空军机队的寿命期内可节省10亿美元。
   o 叶片阻尼程序(BDAMPER) 它是一个叶片强迫响应预估程序,当用于F100发动机第3级风扇叶片重新设计时,使F100机队的非计划维修工时从1996年的80万个减少到1998年的20万个,到2000年下降到10万个。
  (2)调整研制策略和理念,把适用性、可靠性、耐久性和维修性指标列入型号规范,修改研制程序,采用新的研制方法,保证发动机投产时就比较成熟
   1974年投入使用的F100涡扇发动机是追求高性能的代表,它在使用中出现大量的可靠性、耐久性和维修性问题,严重影响了飞行安全和战备完好状态,并大大增加了改进、改装和维修费用,使军方不堪负担。维持美国政府和军方对航空发动机的研究、发展、采购和后勤保障状况进行了多次大规模的调研,发现了大量的问题。其中最主要的是发现发动机设计权衡和研制程序没有随着技术的发展调整。在调研报告中说,"发动机的决策主要是针对当前和近期的问题,由于缺乏衡量发动机品质的共同准则,又没有完整、精确的寿命期费用数据,结果决策不是根据整个系统的费用作出的,也不是最佳的。"其后,在管理体制、设计权衡、研制程序和方法上采取一系列的改革措施,并确定第四代战斗机发动机(当时称为先进战术战斗机)将全面贯彻新的设计权衡准则和研制程序。主要的改革内容如下:
   o 建立统一的研究、发展、采购和后勤保障体系和信息系统,对发动机进行全寿命期管理。
   o 建立寿命期费用模型,并把它作为发动机设计权衡的主要品质因素。
   o 制定发动机寿命期管理条例,修订型号研制程序和规范,采用新的研制方法
  美国空军于1980年4月颁布AFR800-30《航空涡轮发动机寿命期管理条例》,协调各部门对发动机的方案探索、验证/证实、全面研制、生产和使用各阶段实施统一的管理。新条例中的要求与原来条例的要求对比如表1。
  
        表1新旧条例对航空发动机研制要求的比较

原来条例的要求 新条例的要求
方案探索阶段

    ·有限投资的飞机/发动机设计
方案探索阶段

·建立发动机寿命期费用模型

·进行性能/费用权衡的敏感性分析,确定高的技术和经济风险

·对以寿命期费用最低为目标的方案的验证计划进行评估

验证阶段

   ·设计性能验证机

   ·有限的性能试验

   ·有限的结构设计分析

   ·验证发动机性能和适用性
验证阶段

  ·考虑到最终飞机系统要求设计验证机

  ·充分进行全尺寸性能和结构试验

  ·验证寿命期费用模型、分析和权衡结果

  ·对全面研制计划进行评估

  ·完成长周期硬件的设计修改

全面研制阶段

   ·只达到试生产发动机的要求和目标

   ·不按具飞行任务进行持久试车

   ·有限的气动-结构试验

   ·凭经验给出翻修寿命和最长工作寿命

   ·不验证寿命极限

   ·有限的后勤保障特性验证

   ·有限范围的飞行鉴定

   ·有限的生产型发动机鉴定

   ·有限的寿命分析

   ·有限的研制和采购费用权衡
全面研制阶段

  ·达到批生产要求和目标

  ·按具体飞行任务进行持久试车

  ·在整个飞行包线内进行气动-结构验证

  ·验证翻修寿命和最长工作寿命

  ·验证寿命极限

  ·全面的后勤保障特性验证

  ·全面而及时地飞行鉴定

  ·最大限度地在试验中使用生产型发动机

  ·进行全面的寿命分析

  ·验证寿命期费用模型





  条例中还规定,在型号规范中除性能指标外还应该有适用性、耐久性、可靠性和维修性等"四性"指标,在研制中将"四性"与性能放在同等重要的位置。
  同时,空军和海军开始探索新的研制程序。1985年空军颁布的MIL-E-87231是具有代表性的,并且把1984年颁布的《发动机结构完整性大纲》MIL-STD-1783作为通用规范的一部分。在新的通用规范中,将原来MIL-E-5007D的全面研制程序中试飞前规定试验和定型试验两个段改为初始飞行批准、全面飞行批准、初始使用批准和作战能力批准四个阶段。
  周期从4~5年延长到8~9年,总试验时数从8000小时增加到11000小时。新的四个阶段的研制程序实际上是在原来的试飞前规定试验和定型试验后各增加一段试验时间,分别进行按具体飞行任务加速任务试验和用批生产方式制造的发动机的试验。这样,研制出来的发动机就比较成熟。
  在研制方法上,采用综合产品开发或并行工程,将设计、制造、使用和维修作为一个整体考虑,在产品设计一开始就吸收制造、使用和维修人员参加,从而有利于全面实现"四性"指标。
   (3)在使用中,不断对发动机进行改进改型,确保发动机在寿命期内工作稳定并提高性能
  一个产品定型投产后要不断修正使用中暴露出来的缺陷和故障,改善可靠性、耐久性和维修性,改善可生产性,降低成本,提高性能,扩大用途。在这个阶段中进行的工作属于使用发展,俗称改进改型。不管是新型号研制、改型或改进,都是与最终产品有关的工程技术活动,是将技术基础的成果用于新的产品、完善现有产品或使之具有更高性能或其他技术品质。
  一种新的航空发动机定型投产后,一般有30~40年的使用寿命期,许多国家把大力加强使用发展作为发展航空发动机的重要途径,以取得投资少、风险低、周期短的效果。一些重要的发动机都有好几个甚至十几个改进改型 ,其寿命期内的改进改型费用超过型号研制费用的好几倍。
  在美国空军的航空发动机使用发展中,有一项经常性的航空发动机部件改进计划(CIP)。 在1968年以前CIP还可以用来提高发动机性能和扩大用途,而1968年以后,则规定不能用来是发动机超过原来型号规范的指标。凡是超出原来规范指标的改型,就纳入专门的改型计划,按照在不同程度上简化的型号研制程序进行。按照美国国防部20世纪80年代的计划文件规定,CIP是在发动机定型之后提供资金,用于不断进行的发展和工程支持活动,其目的是通过修正使用中暴露出来的缺陷、改进使用可靠性和降低零件制造和修理成本以及通过不断采取工程措施使发动机在寿命期内的衰老不致影响可靠性的方法,来改进发动机。最新的计划文件说,CIP是对使用中的空军发动机在寿命期内提供技术支持,计划的最高优先目标是保持飞行安全性。CIP修正使用中暴露出来的缺陷,降低使用和维修成本。其他的目标包括提高战备完好性以及可靠性和维修性。计划文件中还指出,为了应付变化的威胁,历来飞机系统要改变任务、战术和环境。发动机在实际使用中会产生大量新的的问题,而CIP是为了修正这些问题的唯一经费来源。
  表2示出1981~1985年美国空军航空发动机研究和发展计划的经费分配。CIP的经费每年有1亿多美元,占航空发动机研究和发展总经费的40%左右。当时,美国空军共装备有包括J79和J85等20个型号的38000台发动机,先进战术战斗机(第四代战斗机)发动机尚处于验证阶段所需经费较少,所以CIP的经费比例较高。进入21世纪,美国空军装备的发动机有14个型号的21500台发动机,J79和J85等老发动机仍包括在内。这时的CIP经费如表3所示,其中2005年为实际经费,其余为预计经费。虽然未能找到其他计划的经费,没法估计CIP的经费占发动机研究和发展总经费的比例,但是总的经费量级还是保持在1.5亿美元左右,仍具有相当的规模。
  
          表2 美国空军航空发动机研究和发展计划及经费分配(百万美元)

计划项目
1981
1982
1983
1984
1985

PE62203F 航宇推进(应用研究)
23.3
25.1
35.5
23.7
25.3

PE63202F 飞机推进分系统综合(技术验证,含技术验证机)
18.4
23.0
21.5
27.9
27.0

PE63215F 航空涡轮燃料(技术验证)
8.4
6.5
8.7
8.5
7.1

PE63216F 先进涡轮发动机燃气发生器(技术验证)
30.9
33.3
31.0
33.1
25.5

PE63230F先进战术战斗机发动机(型号验证)
0
6.0
18.7
32.6
111.5

PE64218F 发动机改型(改进性能的型号研制)
73.7
38.5
10.3
20.5
18.9

PE64223F 替换战斗机发动机(改变用途的型号研制)
0
34.9
94.1
83.1
34.0

PE64268F 飞机发动机部件改进(20种发动机的改进)
105.1
123.9
120.5
156.4
149.0

总  计
259.8
285.3
340.3
385.8
398.3


            表3 美国空军2005~2011年的CIP经费    (百万美元)   

财年
2005
2006
2007
2008
2009
2010
2011

经费
141.8
151.1
154.3
157.8
161.3
166.1
171.2航空燃气涡轮发动机是一种高度复杂和精密的热力机械。为追求性能,它的工作工作温度、压力和转速都很高,而且在不同部位和不同工况下不断变化,其零件的耐温度、应力和疲劳的能力无所不用其极。由于设计不周、试验不足、材料瑕疵、工艺缺陷、使用欠当、环境变化或偶然因素,都有可能导致发动机故障。有时候一些难以预料的偶然因素导致的一个小零件的失效甚至可酿成灾难性的飞行事故。
  据统计,在飞机机械故障中,由发动机引起的约占一半;在发动机故障中,结构故障占70%,;在发动机结构故障中,疲劳故障占大部分,其中尤以高周疲劳(HCF)为甚。美国军方在1982~1996年由于高周疲劳引起的发动机故障占发动机A级(飞行员死亡或飞机损失在100万美元以上)故障的56%。
  据从20 世纪50~80年代的统计,在我国发生的一、二等飞行事故中与发动机有关的大约也占一半左右,其中:
  由于设计制造质量原因发生的,发动机占50%;
  由于使用维护质量原因发生的,发动机占41.9%;
  由于修理质量原因发生的,发动机占74.8%;
  尚未搞清原因的,与发动机有关的占44.1%。
  近年来,我国军用发动机全部空中停车事故中约由40%是由发动机结构故障所致。
  航空燃气涡轮发动机经过半个多世纪的发展,发动机制造商已经有了丰富的设计、试验、制造、使用和维修经验,按理应该可靠地工作。但是,不论是在研制中的新发动机或是使用了上百万小时的成熟发动机,如美国的F100、F101、F110和F404在投入使用多年后仍然频繁地出现影响发动机正常工作的故障,甚至导致严重的事故。下面举一些比较成熟的发动机发生严重故障的典型例子,这些发动机都是由技术水平领先的美国通用电气公司和普o惠公司研制的。
  (1) 1987年一年内,美国海军损失了9架F/A-18战斗机,其中4架是F由于404发动机钛合金零件着火引起的。在F404发动机投入使用6~7年而且累计飞行超过100万小时从未发生过钛合金零件着火,但是到了1987年却突然冒出来严重影响飞行安全的严重问题。分析后认为,由于高压压气机叶片在外来物冲刷下磨蚀,自振频率有所改变,在某些工况下引起叶片断裂。碎片卡在钛合金转子叶片和机匣之间摩擦生热,引起钛合金自燃。改进的措施是对叶片进行加强和调频,钛合金压气机机匣改为合金钢制造,外涵机匣改为PMR15树脂基复合材料。
  (2) 1990年年底,F101发动机连续两次发生风扇叶片锁紧用的卡环折断,造成风扇叶片脱落引起发动机着火,使得美国空军97架B-1B轰炸机两次停飞,未能参与1991年1月17日开始的"沙漠风暴"空袭行动。此时F101发动机已累计工作10万小时。据分析,卡环折断的原因是,风扇叶片工作一段时间被吸入的沙石磨蚀,叶型发生变化,从而改变了叶片的自振频率,振动应力很大。如果叶片上有小的缺陷或损伤,就会使叶片折断,只要有一个叶片折断,转子的平衡就被破坏,转子发生高频振动,导致卡环断裂,造成更多的叶片从轮盘上脱落,使发动机着火。改进的措施是通过更换材料和加大尺寸加固卡环、在风扇根部加装减振块和后来的对叶片表面进行激光冲击强化处理。
  (3) 1993年4月~1994年8月,陆续有4架装备F100发动机的F-15E战斗机由于发动机低压涡轮叶片断裂而飞机迫降,造成75架F-15E停飞,占美国空军装备的200架F-15E的88%。分析后认为,低空高速下叶片的振动和过大的气动负荷是涡轮叶片根部产生裂纹和断裂的原因,改进措施是加宽叶片及其根部以及轮缘的厚度,使发动机重量增加5.9公斤。此时,F100发动机已经服役了20年,装备F-15E的F100-229发动机也已服役了4年。
  (4) 仅1994年7~9月的两个月,就有4架安装F110发动机的F-16战斗机坠毁,造成350架F-16飞机停飞。经研究后发现,事故的原因是发动机高压涡轮轴后端的封严蓖齿环断裂,断裂的碎片打坏低压涡轮,最终造成发动机损坏。实际上,早在1988年就有一架装备F101发动机的B-1B轰炸机也是由于发动机高压涡轮轴后端的封严环断裂而失事。当时认为是由于蓖齿间隙留得不够而造成的。因此,从1989年起,新生产的发动机的蓖齿间隙加大了两倍。这次F-16飞机事故发生后,发现是蓖齿间隙过大引起封严环断裂。于是,又恢复到原来的间隙,并改换了减振衬套。F110发动机是在1985年投入使用的。
  (5) 1994年10月和1995年1月,在美国和德国各有一架装备F110-129发动机的F-16C/D战斗机因风扇叶片断裂而失事,造成200多架F-16C/D停飞。检查认为,两次事故都是由于吸入外来物将风扇叶片打断引起的,叶片的设计、制造和材料没有问题。复飞后,规定复飞前需对每个风扇叶片用着色渗透法检查,看叶片是否有裂纹存在。另外,每次飞行前后都要检查风扇叶片,检查的范围比原规定的大,而且还降低风扇叶片允许的损伤程度。
  在1998~1999年的两年中,F-16战斗机又由于发动机故障连续发生多起A级事故,其中美国国内的8次,韩国2次。失事的F-16战斗机装备普o惠公司的F100-220发动机或通用电气公司的F110-100和F110-129发动机,两家公司的发动机恰好各占3次。F110发动机的三次事故分别是由于交流发电机传动轴磨损、高压压气机出口封严还涂层脱落和高压压气机第1级工作叶片断裂造成的。下面较详细地介绍由F100发动机故障引起的事故情况。
  (6) 1998年12月,装备F100-220发动机的F-16战斗机亚利桑那州卢克空军基地发生A级飞行事故。这是近4个月来第5起由F100发动机引起的事故。经过分析,事故是由于发动机数字电子控制系统的控制逻辑失效造成的。美国空军发言人称,这起事故既独特又奇怪,因为在220万飞行小时中空军还从未遇到过这类事故。
  (7) 1999年1月,卢克空军基地再次发生了一起装备F100-220发动机的F16战斗机的A级飞行事故。这是由于发动机第一级低压涡轮中有一片叶片损坏造成。这也是一个老问题,自从将发动机的涡轮进口温度稍稍提高后,叶片有时会出现蠕变伸长,导致叶冠卷边以致断裂。这个问题在3年前就出现,临时的措施是发动机在高温工作时间超过10小时后要对叶片进行孔探仪检查。长远的措施是在发动机返厂时更换改进设计的低压涡轮单元体。从1997年开始,按照当时的换装速度要到2005年才能全部完成。
  (8) 1999年2月初,仍在卢克基地又发生了一起装备F100-200发动机的F-16战斗机的A级飞行事故。在事故现场,发现整个加力筒体和尾喷管在远离飞机机触地点2.4米处,飞机触地后爆炸。事故的原因是加力筒体焊接处断裂。
  以上仅是美国军方近年来公布的由发动机故障引起的一部分飞机事故案例,对发动机发生的故障来说,可以说是挂一漏万。这些例子中涉及的F100、F101、F110和F404发动机都是已经很成熟的发动机,并且已经积累了大量的飞行时间,但是仍然逃脱不了出现严重故障的困境。究其原因,除了文章开头提及之外,就是研制者不可能将飞行中所遇到的各种问题都考虑到。这样,在某些特殊情况下可能导致正常情况下不会出现的严重故障,影响发动机可靠工作,对飞机的飞行安全带来危害。
  面对发动机故障频频引发飞机飞行事故的严重局面,航空发达国家从根本上采取三个方面措施来应对。
  (1) 夯实技术基础,使设计留有充分的裕度,从根本上提高发动机可靠性
  技术的先进性对发动机性能、耐久性和可靠性有决定性的影响。在设计、试验、材料和工艺技术方面的进步,允许在设计时在性能与耐久性和可靠性的权衡中在保证达到飞机战术技术指标的前提下向耐久性和可靠性方面倾斜,在结构设计方面留有充分的裕度。例如有资料指出,涡轮进口温度降低20℃时,涡轮零件的寿命可以增加一倍。因此,航空发达国家都制定了雄心勃勃的航空发动机技术发展计划,并列为国家或国防关键技术计划,其投资约占整个航空发动机研究和发展费用的25%~30%。单就美国近年来实施的综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划和后续的多用途经济可承受先进涡轮发动机(VAATE)计划每年的投资就有3亿多美元。IHPTET计划的许多成果已经应用于新发动机的研制和老发动机的改进改型上。
  此外,针对在发动机耐久性、可靠性和维修性方面出现的突出问题,还制定了对症下药的技术研究计划。如前所述,美国在1982~1996年间发生的A级发动机有关故障中由于高周疲劳(HCF)引起的占56%。HCF对安全性、适用性和准备状态有重要的负面影响,而且同时还增加维修成本。在1994财年,为进行风险管理检查,HCF消耗了850000个维修工时。HCF引起的维修成本支出估计为每年超过4亿美元。于是,美国在1994年12月实施HCF科学和技术计划,其具体目的是帮助消除飞机涡轮发动机故障的重要来源--HCF。从一开始,该计划就由空军牵头的指导委员会管理,该委员会由空军、海军、陆军和NASA以及附属的工业咨询委员会和行政独立评审组组成。计划的技术规划组、科学和技术行动组、试验和评估组和向发动机结构完整性计划(ENSIP)转移的工作组紧密合作,集中力量高效地发展关键的涡轮发动机HCF技术并实行成果转移。
   HCF计划是一项规模巨大的合作计划,总投资近1.34亿美元。其中,IHPTET计划和空军科学研究办公室各出三分之一,工业部门出四分之一,其余的由NASA和制造技术计划出。HCF计划已经取得一些重要要成果,下面举两个例子。
   o 激光冲击硬化(LSP) F101和F110发动机发生过几次风扇叶片故障,迫使F101每飞25h和F110每天第一次飞行前要作一次能够发现0.127mm裂纹的精细检查。LSP解决了这个问题。LSP用激光产生一道局部能量波传入叶片材料。在叶片深处产生压缩应力,它阻止裂纹的起始和扩展。LSP产生的压缩应力深度是常规钢丸冲击硬化的4倍。现在,可用目视检查取代精细检查。LSP已陆续用于F101、F110、F404、F414、F119和F135发动机的生产。到2002年,已经节省了5900万美元。预计,采用LSP后,美国空军机队的寿命期内可节省10亿美元。
   o 叶片阻尼程序(BDAMPER) 它是一个叶片强迫响应预估程序,当用于F100发动机第3级风扇叶片重新设计时,使F100机队的非计划维修工时从1996年的80万个减少到1998年的20万个,到2000年下降到10万个。
  (2)调整研制策略和理念,把适用性、可靠性、耐久性和维修性指标列入型号规范,修改研制程序,采用新的研制方法,保证发动机投产时就比较成熟
   1974年投入使用的F100涡扇发动机是追求高性能的代表,它在使用中出现大量的可靠性、耐久性和维修性问题,严重影响了飞行安全和战备完好状态,并大大增加了改进、改装和维修费用,使军方不堪负担。维持美国政府和军方对航空发动机的研究、发展、采购和后勤保障状况进行了多次大规模的调研,发现了大量的问题。其中最主要的是发现发动机设计权衡和研制程序没有随着技术的发展调整。在调研报告中说,"发动机的决策主要是针对当前和近期的问题,由于缺乏衡量发动机品质的共同准则,又没有完整、精确的寿命期费用数据,结果决策不是根据整个系统的费用作出的,也不是最佳的。"其后,在管理体制、设计权衡、研制程序和方法上采取一系列的改革措施,并确定第四代战斗机发动机(当时称为先进战术战斗机)将全面贯彻新的设计权衡准则和研制程序。主要的改革内容如下:
   o 建立统一的研究、发展、采购和后勤保障体系和信息系统,对发动机进行全寿命期管理。
   o 建立寿命期费用模型,并把它作为发动机设计权衡的主要品质因素。
   o 制定发动机寿命期管理条例,修订型号研制程序和规范,采用新的研制方法
  美国空军于1980年4月颁布AFR800-30《航空涡轮发动机寿命期管理条例》,协调各部门对发动机的方案探索、验证/证实、全面研制、生产和使用各阶段实施统一的管理。新条例中的要求与原来条例的要求对比如表1。
  
        表1新旧条例对航空发动机研制要求的比较

原来条例的要求 新条例的要求
方案探索阶段

    ·有限投资的飞机/发动机设计
方案探索阶段

·建立发动机寿命期费用模型

·进行性能/费用权衡的敏感性分析,确定高的技术和经济风险

·对以寿命期费用最低为目标的方案的验证计划进行评估

验证阶段

   ·设计性能验证机

   ·有限的性能试验

   ·有限的结构设计分析

   ·验证发动机性能和适用性
验证阶段

  ·考虑到最终飞机系统要求设计验证机

  ·充分进行全尺寸性能和结构试验

  ·验证寿命期费用模型、分析和权衡结果

  ·对全面研制计划进行评估

  ·完成长周期硬件的设计修改

全面研制阶段

   ·只达到试生产发动机的要求和目标

   ·不按具飞行任务进行持久试车

   ·有限的气动-结构试验

   ·凭经验给出翻修寿命和最长工作寿命

   ·不验证寿命极限

   ·有限的后勤保障特性验证

   ·有限范围的飞行鉴定

   ·有限的生产型发动机鉴定

   ·有限的寿命分析

   ·有限的研制和采购费用权衡
全面研制阶段

  ·达到批生产要求和目标

  ·按具体飞行任务进行持久试车

  ·在整个飞行包线内进行气动-结构验证

  ·验证翻修寿命和最长工作寿命

  ·验证寿命极限

  ·全面的后勤保障特性验证

  ·全面而及时地飞行鉴定

  ·最大限度地在试验中使用生产型发动机

  ·进行全面的寿命分析

  ·验证寿命期费用模型





  条例中还规定,在型号规范中除性能指标外还应该有适用性、耐久性、可靠性和维修性等"四性"指标,在研制中将"四性"与性能放在同等重要的位置。
  同时,空军和海军开始探索新的研制程序。1985年空军颁布的MIL-E-87231是具有代表性的,并且把1984年颁布的《发动机结构完整性大纲》MIL-STD-1783作为通用规范的一部分。在新的通用规范中,将原来MIL-E-5007D的全面研制程序中试飞前规定试验和定型试验两个段改为初始飞行批准、全面飞行批准、初始使用批准和作战能力批准四个阶段。
  周期从4~5年延长到8~9年,总试验时数从8000小时增加到11000小时。新的四个阶段的研制程序实际上是在原来的试飞前规定试验和定型试验后各增加一段试验时间,分别进行按具体飞行任务加速任务试验和用批生产方式制造的发动机的试验。这样,研制出来的发动机就比较成熟。
  在研制方法上,采用综合产品开发或并行工程,将设计、制造、使用和维修作为一个整体考虑,在产品设计一开始就吸收制造、使用和维修人员参加,从而有利于全面实现"四性"指标。
   (3)在使用中,不断对发动机进行改进改型,确保发动机在寿命期内工作稳定并提高性能
  一个产品定型投产后要不断修正使用中暴露出来的缺陷和故障,改善可靠性、耐久性和维修性,改善可生产性,降低成本,提高性能,扩大用途。在这个阶段中进行的工作属于使用发展,俗称改进改型。不管是新型号研制、改型或改进,都是与最终产品有关的工程技术活动,是将技术基础的成果用于新的产品、完善现有产品或使之具有更高性能或其他技术品质。
  一种新的航空发动机定型投产后,一般有30~40年的使用寿命期,许多国家把大力加强使用发展作为发展航空发动机的重要途径,以取得投资少、风险低、周期短的效果。一些重要的发动机都有好几个甚至十几个改进改型 ,其寿命期内的改进改型费用超过型号研制费用的好几倍。
  在美国空军的航空发动机使用发展中,有一项经常性的航空发动机部件改进计划(CIP)。 在1968年以前CIP还可以用来提高发动机性能和扩大用途,而1968年以后,则规定不能用来是发动机超过原来型号规范的指标。凡是超出原来规范指标的改型,就纳入专门的改型计划,按照在不同程度上简化的型号研制程序进行。按照美国国防部20世纪80年代的计划文件规定,CIP是在发动机定型之后提供资金,用于不断进行的发展和工程支持活动,其目的是通过修正使用中暴露出来的缺陷、改进使用可靠性和降低零件制造和修理成本以及通过不断采取工程措施使发动机在寿命期内的衰老不致影响可靠性的方法,来改进发动机。最新的计划文件说,CIP是对使用中的空军发动机在寿命期内提供技术支持,计划的最高优先目标是保持飞行安全性。CIP修正使用中暴露出来的缺陷,降低使用和维修成本。其他的目标包括提高战备完好性以及可靠性和维修性。计划文件中还指出,为了应付变化的威胁,历来飞机系统要改变任务、战术和环境。发动机在实际使用中会产生大量新的的问题,而CIP是为了修正这些问题的唯一经费来源。
  表2示出1981~1985年美国空军航空发动机研究和发展计划的经费分配。CIP的经费每年有1亿多美元,占航空发动机研究和发展总经费的40%左右。当时,美国空军共装备有包括J79和J85等20个型号的38000台发动机,先进战术战斗机(第四代战斗机)发动机尚处于验证阶段所需经费较少,所以CIP的经费比例较高。进入21世纪,美国空军装备的发动机有14个型号的21500台发动机,J79和J85等老发动机仍包括在内。这时的CIP经费如表3所示,其中2005年为实际经费,其余为预计经费。虽然未能找到其他计划的经费,没法估计CIP的经费占发动机研究和发展总经费的比例,但是总的经费量级还是保持在1.5亿美元左右,仍具有相当的规模。
  
          表2 美国空军航空发动机研究和发展计划及经费分配(百万美元)

计划项目
1981
1982
1983
1984
1985

PE62203F 航宇推进(应用研究)
23.3
25.1
35.5
23.7
25.3

PE63202F 飞机推进分系统综合(技术验证,含技术验证机)
18.4
23.0
21.5
27.9
27.0

PE63215F 航空涡轮燃料(技术验证)
8.4
6.5
8.7
8.5
7.1

PE63216F 先进涡轮发动机燃气发生器(技术验证)
30.9
33.3
31.0
33.1
25.5

PE63230F先进战术战斗机发动机(型号验证)
0
6.0
18.7
32.6
111.5

PE64218F 发动机改型(改进性能的型号研制)
73.7
38.5
10.3
20.5
18.9

PE64223F 替换战斗机发动机(改变用途的型号研制)
0
34.9
94.1
83.1
34.0

PE64268F 飞机发动机部件改进(20种发动机的改进)
105.1
123.9
120.5
156.4
149.0

总  计
259.8
285.3
340.3
385.8
398.3


            表3 美国空军2005~2011年的CIP经费    (百万美元)   

财年
2005
2006
2007
2008
2009
2010
2011

经费
141.8
151.1
154.3
157.8
161.3
166.1
171.2
且把1984年颁布的《发动机结构完整性大纲》MIL-STD-1783作为通用规范的一部分。
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好像这个我国也在执行了,哪位老大给介绍一下?