1 、引言

钛合金拥有机械强度高、耐热性好、耐侵蚀性强等特点，从 20世纪 60年代起头，各类型号迪胙合金逐步利用在航空发起机上。如 Ti-64重要用于电扇及低压压气机，Ti-6246可用于低压压气机后段和高压压气机前段高负荷零件上，IMI-834 可用于压气机最后一级钛零件，Ti-6242用于低压压气机后段和高压压气机前段的所有零件 [1] 。近年来，随着军用航空发起机对高推沉比的不休钻营，钛合金的使用比例不休提高。美国推沉比 8 一级的 F404 发起机上钛合金用量为25%，推沉比10一级的F119发起机上钛合金用量达39%。但钛合金在特定环境下有容易着火点火的致命弊端。航空发起机上因钛合金着火点火事务好多，如 F100、F404 和 RB211 等发起机都产生过极度严沉迪胙火变乱。钛合金点火速度非
？(通常钛合金机件的点火舒展功夫从起头到实现共计 4～20 s)，选取灭火措施显然来不及。为此，必须采取钛火防护措施，预防钛火产生。美国、俄罗斯和英国等对钛火防护技术进行了大量钻研，发展了大量试验验证，并成立了相应的试验平台。

本文从钛合金在航空发起机中的利用动手，对产生钛火故障的原因进行分析，并结合发起机上典型钛火故障，总结了钛火防护设计技术，具体论述了钛火防护技术的试验验证步骤和主张。

2、 钛火产生原因及后果

航空发起机上钛火产生的原因，重要是由于摩擦，如断片、碎片，消散的螺钉、螺帽和表来物等进入燃气流路中，卡在转子与静子之间，造成钛造零件的相互摩擦；转子轴承和支持零件败坏，使转子相对静子产生轴向和径向移动，造成钛造零件相互摩擦；由于结构设计不合理，转子与静子之间间隙过幼，造成转子叶片与机匣内环摩擦等。其次是气动加热，压气机喘振和失速会引起发起机中气流反向流动，从点火室后段返回的气流温度很高，通常在钛的燃点以上，这会引起压气机钛合金叶片动怒。美国曾对产生迪胙火事务进行过统计，其中由高压压气机工作叶片故障引起钛火的比例为 22.5%，由涡轮故障引起钛火的比例为20%[2] 。

当发起机上产生钛火时，对于高压压气机转子，中央级的前几级有可能出现严沉的叶尖摩擦景象；后几级叶型后点火产品增长，叶尖和尾缘上可能会有非持续点火或溶解景象，点火产品或残渣堆积在叶型后部；中央级的工作叶片可能会大面积点火，其后所有叶型全数销毁。对于高压压气机静子，中央级的前几级因向前偏斜，导致静子叶片缘板出现摩擦；后几级静子叶片后因有点火产品堆积，在叶片尾缘处产生非持续点火景象，尾缘两侧堆积有点火产品或残渣；中央级后所有静子叶片全数销毁；正对中央级前机匣 360°过热，轻微点火；中央级机匣过热，有钛溶解景象；所有引气管线全被烧穿，气流携带溶解钛从后总管流向前总管，导致管路彻底溶解。高压压气机产生钛火后，会在点火室燃油喷嘴处堆积好多点火产品，火焰筒因流动不规定导致点火、开裂和变形。钛火会使涡轮进口导叶由于大量金属堆积而变形，某些堆积物下方还有热变形。

由此可见，高压压气机上产生钛火，不只会销毁全数迪胙合金叶片，还会将机匣、整流叶片、叶盘、轴等其它非钛合金资料零件销毁，甚至导致点火室火焰筒、涡轮叶片等出现分歧水平危险，压气机上各类连收受线等也会败坏[2，3] 。

3、 典型钛火故障

钛火故障是发起机上最危险的故障。上世纪70～80 年代，好多发起机(军用或民用发起机)的高压压气机产生过钛火故障。

普惠公司F100发起机在台架试车时，发起机运行到最大状态时产生钛合金点火，压气机齐全销毁，且整个发起机被烧得面目全非。GE公司F404发起机在 1987年产生 4起钛火，造成 4架 F/A-18飞机坠毁。英国罗·罗公司 RB211-524G2-T 发起机，在累计飞行13 922 h和1 395个循环后产生了钛火，分化后发现，第1级高压压气机转子叶片出现脱落，所有叶片均有分歧水平的危险，对其它部件也造成了粉碎。图1显示了这次钛火故障造成的后果 [4] 。

图1 RB211-524G2-T发起机钛火故障后部门描摹

Fig.1 Working blade of RB211-524G2-T completely fell off after titanium fire

普惠公司 PW4000在适航取证过程中进行包涵试验时，由于断裂的电扇叶片引起高压压气机喘振，造成压气机第 1级转子叶片的叶尖，将直接装在钛造机匣上的封严环磨穿，并与钛机匣摩擦引发钛火，且后窜的火焰还将后几级转子叶片部门烧熔。

1977～1988 年间，苏联的 NK-8、NK-86、D-30和 AI-25 等发起机产生过 30 多起钛火事务。原因是叶片卡在转子与静子之间、转子止推轴承败坏、转子与静子相互碰磨等。

典型迪胙火事务还有好多，如：飞马发起机在试飞中压气机工作叶片与机匣相互碰磨引发钛火，飞机坠毁；CF6发起机一年之内曾产生过 14起钛火变乱。在没有更好的资料取代钛合金在航空发起机上利用的情况下，钛合金在未来很长功夫内依然是沉要的航空资料。为此，必须钻研钛火防护技术，保障钛合金在发起机和飞机上的安全利用。

4 、航空发起机中迪胙火防护技术

从设计思路上讲，以下 4 种钛火防护设计步骤较为有效。

(1) 加装摩擦条设计。在转子与机匣之间及封严件上加装摩擦条，可预防钛造转子叶片接触钛造机匣，同时能预防太多能量堆积在钛表表，进而限度钛层温度。早在上世纪 60 年代末，美国就在 F101发起机上选取了该步骤。该发起机设计之初，就在9级高压压气机部件上思考了防钛火措施，除第6级表，所有高压压气机转子流路表沿加装可拆卸内衬环(作用与摩擦条一样)，预防转子叶片叶尖与机匣内壁接触碰磨，尽可能减幼摩擦危险，以降低钛火产生概率。F119 发起机选取了在机匣上加装摩擦条的步骤。摩擦条要设计得易磨，且只能摩擦到某种厚度，太深的摩擦可能会穿透、磨掉或溶解掉摩擦条，使钛资料袒露。摩擦条可选取几种分歧的资料，领域从在低温区填充人造橡胶到高温区喷涂金属涂层、粘结资料和钢。

(2) 选取防护涂层，重要是阻燃涂层。阻燃涂层的工作道理是尽量预防钛合金件之间相互接触碰磨，阻止热量向基体传布。但阻燃涂层的阻燃作用，受其资料成份、工作环境及阻燃涂层与基体资料内部组织结构匹配的限度。有些阻燃涂层会随着工作环境温度和压力的升高，逐步失去阻燃作用。为此，阻燃涂层资料必须拥有优良的导热性、抗氧化性、粘结性、与基体的兼容性、工艺性，易磨耗性和低的摩擦系数。阻燃涂层通常喷涂在机匣内壁、鼓筒和转子叶尖等区域。喷涂步骤通常选取物理气相沉积法、化学气相沉积法及通例电镀步骤等。

这种钛火防护技术在 F119、AL-31F、EJ200(图2)等多种发起机上都得到了很好利用。

图2 EJ200上涂有氮化硼涂层迪胙造叶片

Fig.2 Boron nitrides coated on titanium blades of EJ200

除了阻燃涂层表，有时还在这些抗摩擦元件上喷涂易磨削涂层。如 CFM56发起机，在高压压气机机匣内环上加装了预防摩擦的钢造衬套和防火隔圈，隔圈上喷涂有易磨削涂层。

(3) 间隙设计技术。设计间隙时，从两方面思考削减摩擦的可能性。一是在某些允许的情况下，适当加大转子叶尖与静子间的径向间隙，降低转子叶片与机匣内环产生摩擦的概率；二是适量加大转子叶片与整流叶片间的轴向间隙，削减因喘振和失速导致的转子、整流叶片碰撞。但这种步骤会降低压气机效能和喘振裕度，需合理设计。

(4) 选取机匣处置措施，出格是在机匣上开斜槽以预防热膨胀和失速。

以上钛火防护设计步骤，在航空发起机设计之初就应充分思考，这样能力降低钛合金着火概率，削减点火传布，解除机匣烧穿隐患，从设计理想上把钛火防护技术融入到设计过程中。此表，更换资料也是 一 种 有 效 的 钛 火 防 护 方 法，如 F404-GE-400、CFM56-3和 NK-86等发起机都选取过，但会增长沉量 [5～7] 。

5、 钛火防护技术的试验验证

钛火防护技术试验验证是防钛火设计最沉要的环节。如 EJ200 发起机设计时，选取了防钛火涂层。为确认这种防钛火步骤的有效性，通过在该发起机上进行钛火包涵试验予以了验证。

钛火防护技术的试验验证，可在能仿照发起机工况迪胙火试验平台或直接在发起机上进行。试验验证纲领中还要思考选择合理迪胙合金点火步骤和熄灭步骤，脊火后果处置和评估步骤等。通常，选择幼型风洞作为钛火防护技术试验验证平台，由于在幼型风洞中可仿照气流在压气机中的环境压力、温度和速度，并可深刻相识旋转部件的机能。钛火防护技术试验验证最沉要的一点，是试验前提(试验所需温度、压力及空气流量)的组织。美国空军钻研尝试室迪胙火试验设备，选取活塞式压气机供气，在空气供给时，压力可通过开关活门的反馈节造器维持在额定值，流量可通过位于节造室中的远程节造器调节，所需温度则通过高温炉加热得到。试验验证时还必要确定钛合金的点火步骤。钛合金的点火步骤，有激光点火、摩擦点火、金属液滴点火、电火花点火、等离子点火和机械冲撞点火等。美国在阻燃钛合金试验验证时通常选取激光点火法，俄罗斯则选取摩擦点火法。稳态试验中通常选取机械冲撞点火法。下面以乌克兰 AI-25发起机为例，具体论述若何发展钛火防护技术的试验验证。

AI-25发起机是在上世纪60年代研造的涡扇发起机，其零部件资猜中，钛合金所占比例约为 70%，占发起机总沉的 30%，以该发起机为平台进行防钛火步骤试验验证极度拥有代表性。该发起机设计时，重要通过合理设计径向间隙的步骤来预防钛火，所以在钛火再现试验时，重要针对间隙进行节造。

如该发起机工程图上的间隙值为 3.6 +1.23-1.53 mm，试验时将其 8级高压压气机最后几级的间隙选为最幼，约为 0.8 +0.2 mm，以此来验证间隙设计对防钛火的有效性。验证试验选取摩擦点火的方式。为组织转子与静子摩擦，专门设计一种装置，并将其装置在高压压气机的滚珠轴承上。转静子摩擦装置可通过应变传感器对运行中的发起机的转子位移进行丈量，并能同时保障转子行程不超过3 mm [8] 。

为预防表涵机匣被烧穿，机匣上涂抹维克辛特有机硅密封剂У-4-21成份的涂层，涂层厚度约为 2mm。为确定高压压气机部件钛火产生的时刻，及对发起机静子零件热状态进行陆续监控，在点火室表涵机匣上安插热电偶，对高压压气机后空气温度、点火室3号加强筋平面上温度和涡轮后空气温度进行丈量。

钛火再现试验时，发起机先在慢车状态工作一段功夫，而后加快到 92.8%压气机转子最大转速，启动高压压气机转子轴向位移装置。当发起机工作响声扭转后，尾喷管喷出火焰，发起机发出爆声。这时起头采集高压压气机中元件着火的有关数据。数据显示，高压压气机后温度阶跃性升高到1 300℃，点火室中温度急剧升高到1 075℃，高压压气机后空气压

力急剧降低，高压压气机转子转速降落，振动水平增大。钛火产生瞬间，尾喷管中有火舌喷出。

试验实现后，分化发起机，了局证实转静摩擦装置有效，钛合金造作的高压压气机零件产生点火，是由于高压压气机第 8级转子盘后端面与第 8级导向器内圈接触碰摩所致。钛火导致的后果有：①高压压气机第8级导向器、内环和内扩压器全数销毁；②高压压气机第8级转子与第8级导向器内环碰摩处，盘端面烧坏和工作叶片榫头烧焦；③火焰筒头部和

火焰不变器头部部门销毁；④火焰筒头部之间的点火室表机匣部门销毁；⑤轮毂碰摩处后篦齿上端边缘篦齿销毁；⑥高压涡轮工作叶片所有带冠缘板全数断裂，叶身变形；⑦涡轮机匣下端烧坏并溶解；⑧喷涂维克辛特有机硅密封剂У-4-21的机匣下端，约莫5%面积上涂层厚度一半处产生热结构热变形，渣滓一半涂层和其它地位密封胶情况优良。

通过在 AI-25 发起机上进行钛火再现试验，进一步验证了合理设计高压压气机上的径向间隙和轴向间隙是防钛火的有效措施。另表，还验证了钛合金叶片边缘加厚、降低变应力值，提高径向止推轴承光滑系统和冷却系统的靠得住性，不成对选取钛合金(如选取钢和镍基合金作压气机机匣、导向器叶片资料)等，也可有效预防钛火产生。

6、 实现语

防钛火设计最好在航空发起机设计之初就充分思考，这样可预防以来换资料、批改设计等带来的增沉和效能降落等不利成分。钛火防护设计步骤的试验验证极度复杂，但它是可能确认防钛火步骤有效性的最直接办段。AI-25发起机上进行迪胙火试验充分批注，可在真实发起机上再现钛火过程，核实钛火原因和验证钛火防护步骤。EJ200发起机上的包涵试验也批注，钛火防护设计是阻止钛火烧穿机匣的最有效措施。这些事俘充分说了然钛火防护技术试验验证的沉要性，只有通过试验验证的防钛火措施步崆最有效的防钛火措施，用在发起机上才安全靠得住。

参考文件：

[1] Esslinger J. Titanium in Aero Engines[R]. 2007.

[2] Strobridge T R，Moulder J C，Clark A F. Titanium Com?bustion in Turbine Engines[R]. NBSIR 79-1616，1979.

[3] Fox E，Duane G. Investigation of Titanium Combustion Characteristics and Suppression Techniques[R].AFAPL-TR-75-73，1981.

[4] Examination of an RB211-524G-T Turbofan Engine Com?pressor Failure[R]. Boeing Inc，2002

[5] 黄 旭，曹春晓，马济民，等. 航空发起机钛点火及阻燃钛合金[J]. 资料工程，1997，42(8)：11—15.

[6] 霍武军，孙护国. 航空发起机钛火故障及防护技术[J].航空科学技术，2002，14(4)：31—34.

[7] Charles W E. Review of Titanium Application in Gas Tur?bine Engines[R]. ASME GT2003-38862，2003.

[8] Михайленко А Н，Прибор Т И. Экспериментальное исследование особенностей применения титановых сплавов в компрессорах ГТД[J]. Авиационно-космическая техника и технология，2007，(10)：66—69.