항공 엔진 날개의 고장 탐지 및 수리 기술

터빈 날개는 고온, 중부하, 복잡한 구조를 특징으로 하는 항공기 엔진의 중요한 구성 요소입니다. 그 검사 및 정비의 품질은 내구성과 수명에 밀접하게 관련되어 있습니다. 본 논문에서는 항공기 엔진 날개의 검사와 정비를 연구하고, 항공기 엔진 날개의 고장 모드를 분석하며, 항공기 엔진 날개의 고장 탐지 기술과 정비 기술을 요약합니다.

터빈 블레이드 설계에서는 종종 더 나은 품질의 신소재가 사용되며, 구조와 가공 기술을 개선하여 작업 마진을 줄임으로써 엔진의 추력 대 중량 비를 향상시킵니다. 터빈 블레이드는 전체 길이에 걸쳐 동일한 작업을 수행할 수 있는 공력학적 에어로foil로, 날개 루트와 팁 사이에서 공기 흐름에 회전 각도를 부여하며, 블레이드 팁에서의 회전각은 루트보다 큽니다. 터빈 디스크에 터빈 로터 블레이드를 설치하는 것은 매우 중요합니다. "사과나무 모양"의 텐온(tenon)은 현대 가스 터빈의 로터로, 정밀하게 가공 및 설계되어 모든 플랜지가 균등히 하중을 견딜 수 있도록 합니다. 터빈이 정지 상태일 때, 블레이드는 치아 홈에서 접선 방향으로 움직이며, 터빈이 회전하면 원심력 효과로 인해 블레이드 루트가 디스크에 고정됩니다. 임펠러 재료는 터빈의 성능과 신뢰성을 보장하는 중요한 요소입니다. 초기에는 단조 방식으로 제작된 변형 고온 합금이 사용되었으며, 엔진 설계와 정밀 주조 기술의 지속적인 발전으로 터빈 블레이드는 변형 합금에서 공극 구조로, 다결정에서 단결정으로 변화하면서 열저항성이 크게 향상되었습니다. 니켈 기반 단결정 초합금은 우수한 고온 크리프 특성 때문에 항공 엔진의 고온부품 생산에 널리 사용되고 있습니다. 따라서 터빈 블레이드의 검사 및 유지보수에 대한 심층 연구는 엔진 운전의 안전성을 향상시키고 블레이드의 손상 형태 및 손상 정도를 정확히 평가하는 데 큰 의의가 있습니다.

항공기 엔진 날개의 고장 모드

날개 저주파 피로 파단 고장

실제 작업 중에 로터 날개의 저주파 피로 파단은 일반적으로 쉽게 발생하지 않지만, 다음 세 가지 조건에서 저주파 피로 파단이 발생합니다. 그림 1은 날개 파단의 개념도입니다.

(1) 위험 단면의 작동 응력이 재료의 항복 강도보다 작더라도, 위험 단면에 큰 국부적 결함이 존재할 경우, 이 지역에서는 결함 때문에 인근 더 넓은 영역이 재료의 항복 강도를 초과하여 큰 양의 가소적 변형이 발생해 날개가 저주파 피로 파단을 일으킨다.

(2) 설계 시 충분히 고려되지 않아서, 위험 단면에서 날개의 작동 응력이 재료의 항복 강도에 근접하거나 이를 초과하는 경우, 위험 부위에 추가적인 결함이 있을 때 날개는 저주파 피로 파단을 겪게 된다.

(3) 날개에 비정상적인 상태가 발생하면 예를 들어 플러터, 공명 및 과열 등이 있으며 그 위험한 단면의 전체 스트레스 값이 항복 강도보다 크기 때문에 날개 저주기 피로 파괴가 발생합니다. 저주기 피로 파괴는 주로 설계 이유로 인해 발생하며 대부분 날개 루트 근처에서 발생합니다. 전형적인 저주기 피로 파괴에서는 명확한 피로 호가 없습니다.

날개 비틀림 공명 피로 파괴 고장

고주기 피로 파괴란 날개의 비틀림 공명 하에서 발생하는 파괴를 말하며 다음을 대표적인 특징으로 합니다:

(1) 비틀림 공명 절점에서 코너 드롭이 발생합니다.

(2) 날개 피로 파괴부에서 명확한 피로 곡선을 볼 수 있지만 피로 곡선은 매우 얇습니다.

(3) 파괴는 일반적으로 날개 후면에서 시작되어 날개 분지로 확장되며 피로 영역이 파괴 면적의 주요 부분을 차지합니다.

날개의 비틀림 피로 균열의 주요 원인은 두 가지입니다. 하나는 비틀림 공명이고, 다른 하나는 날개 표면의 광범위한 녹 또는 외부 힘의 영향입니다.

날개 고온 피로 및 열 손상 피로 단열 실패

터빈 로터 날개는 고온 환경에서 작동하며 온도 변화와 번갈아 가는 응력에 노출되어 날개의 크리프 및 피로 손상을 초래합니다(그림 2 참조). 날개의 고온 피로 단열에는 다음 세 가지 조건이 충족되어야 합니다:

(1) 날개의 피로 단열은 주로 결정간 단열의 특성을 보여줍니다.

(2) 날개의 단열 부위 온도는 재료의 한계 크리프 온도보다 높습니다;

(3) 날개의 피로 단열 부위는 이 온도에서 크리프 한계 또는 피로 한계를 초과하는 사각파 형태의 원심 인장 응력을 견딜 수 있습니다.

일반적으로 고온에서 로터 블레이드의 피로 파괴는 매우 드물지만, 실제 사용 중에는 로터의 열 손상으로 인한 피로 파괴가 비교적 흔합니다. 엔진 작동 중, 비정상적인 작업 조건에서 발생하는 단기 과열로 인해 부품이 과열되거나 과소각되는 현상을 과열 손상이라고 합니다. 고온에서는 블레이드에 피로 균열이 발생하기 쉽습니다. 고온 손상으로 인한 피로 파괴는 다음 주요 특징을 가지고 있습니다:

(1) 파괴 위치는 일반적으로 블레이드의 최고 온도 영역에 있으며, 블레이드 축과 수직입니다.

(2) 파괴는 소스 영역의 입구 가장자리에서 시작되며, 그 단면은 어두운 색이고 산화 정도가 큽니다. 연장부의 단면은 비교적 평평하고 소스 영역만큼 어둡지 않습니다.

항공기 엔진 블레이드의 결함 수리 기술

탑재형 보어스코프 검사

엔진 터빈 케이스 내부의 탐침을 통해 터빈 블레이드를 시각적으로 검사하는 것이 기내 보어스코프 검사입니다. 이 기술은 엔진을 분해할 필요가 없으며 항공기에서 직접 완료될 수 있어 편리하고 빠릅니다. 보어스코프 검사는 터빈 블레이드의 연소, 부식 및 박리 상태를 더 잘 감지할 수 있어 터빈의 기술 상태와 건강을 이해하고 장악하는 데 도움이 되며, 터빈 블레이드에 대한 포괄적인 검사와 엔진의 정상 작동을 보장합니다. 그림 3은 보어스코프 검사를 보여줍니다.

수리 작업장에서 검사 전 사전 청소 처리

터빈 날개 표면은 연소 후 퇴적물, 코팅층 및 고온 산화 부식에 의해 형성된 열 부식층으로 덮여 있습니다. 탄소 퇴적물은 날개의 벽 두께를 증가시켜 원래의 공기 흐름 경로를 변화시키고 이로 인해 터빈 효율이 감소하며, 열 부식은 날개의 기계적 특성을 약화시킵니다. 또한 탄소 퇴적물 때문에 날개 표면의 손상이 가려져 검출이 어려워집니다. 따라서 날개를 모니터링하고 수리하기 전에 탄소 퇴적물을 제거해야 합니다.

날개 무결성 테스트

과거에는 항공기 엔진의 날개 직경을 검출하기 위해 각도계와 칼리퍼스와 같은 "하드" 측정 기구가 사용되었습니다. 이 방법은 간단하지만, 인위적인 간섭에 쉽게 영향을 받으며 정확도가 낮고 검출 속도가 느린 등의 결점이 있습니다. 이후 좌표 측정기를 기반으로 마이크로 컴퓨터 자동 제어를 위한 응용 프로그램이 작성되었고, 날개의 기하학적 차원을 측정하는 시스템이 개발되었습니다. 표준 날개 형상과 비교하여 날개를 자동으로 검출하고 오차 테스트 결과를 자동으로 제공하여 날개의 가용성과 필요한 유지 보수 방법을 판단합니다. 다양한 제조업체의 좌표 측정기는 특정 기술에서 차이가 있을 수 있지만, 높은 자동화 수준, 빠른 검출 속도, 일반적으로 1분 안에 하나의 날개를 검출할 수 있으며 좋은 확장 가능성을 가지고 있다는 공통점이 있습니다. 표준 날개 형상 데이터베이스를 수정함으로써 다양한 유형의 날개를 검출할 수 있습니다. 그림 4는 완전성 테스트를 보여줍니다.

항공기 엔진 날개 정비

열 분무 기술

열 분무 기술은 섬유나 분말 재료를 용융 상태로 태운 후 이를 더욱 미세화시켜 분무하여 분무할 부품이나 기판에 침착시키는 기술입니다.

(1) 내마모 코팅

코발트 기반, 니켈 기반, 텅스텐 카바이드 기반의 내마모 코팅은 항공기 엔진 부품에서 진동, 슬라이딩, 충돌, 마찰 등으로 인한 마찰을 줄여 성능과 수명을 향상시키는 데 널리 사용됩니다.

(2) 내열 코팅

추력을 증가시키기 위해 현대 항공기 엔진은 터빈 전의 온도를 최대한 높일 필요가 있습니다. 이렇게 하면 터빈 블레이드의 작동 온도도 상응하여 증가합니다. 열에 강한 재료를 사용하더라도 여전히 사용 요구 사항을 충족하기 어렵습니다. 시험 결과表明, 터빈 블레이드 표면에 내열 코팅을 적용하면 부품의 내열성을 향상시키고 부품 변형 및 균열을 방지할 수 있습니다.

(3) 마모 코팅

현대 항공기 엔진에서 터빈은 여러 개의 수평 스태터 블레이드로 구성된 케이스와 디스크에 고정된 로터 블레이드로 이루어져 있습니다. 엔진 효율성을 높이기 위해 스태터와 로터라는 두 구성 요소 사이의 거리는 가능한 한 줄여야 합니다. 이 갭에는 로터 팁과 고정된 외부 링 사이의 "팁 갭"과 로터의 각 단계와 케이스 사이의 "스테이지 갭"이 포함됩니다. 과도한 갭으로 인해 발생하는 공기 누출을 줄이기 위해 이 갭은 이론적으로 가능한 한 제로가 되어야 하지만, 부품 생산의 실제 오차와 설치 오차로 인해 달성하기 어렵습니다. 또한 고온과 고속 상태에서는 휠이 종방향으로 이동하여 블레이드가 방사형으로 "성장"할 수 있습니다. 작업물의湾曲변형, 열팽창 및 수축 때문에, 최소한의 의식적인 갭을 가지도록 하기 위해 상단 근처 표면에 various coatings를 분무합니다; 회전하는 부분이 이를 마찰할 때 코팅은 희생적 마모를 일으켜 갭을 최소화합니다. 그림 5는 열분무 기술을 보여줍니다.

ショット 피닝

Shot peening 기술은 고속 탄환을 사용하여 작업물 표면에 충격을 가해 작업물 표면에 잔여 압축 응력을 생성하고 일정 정도의 강화 재료를 형성하여 제품의 피로 강도를 향상시키고 재료의 스트레스 부식 성능을 줄입니다. 그림 6은 shot peening 후의 날개입니다.

(1) 건식 샷 피닝

건식 샷 피닝 기술은 원심력으로 작업물 표면에 일정한 두께의 표면 강화층을 형성합니다. 건식 샷 피닝 기술은 장비가 간단하고 효율성이 높지만, 대량 생산 중에는 분진 오염, 소음이 크고 탄환 소모가 많아 문제점이 있습니다.

(2) 수중 샷 피닝

수중 샷 피닝은 건식 샷 피닝과 동일한 강화 메커니즘을 가지고 있습니다. 차이점은 고속으로 움직이는 액체 입자를 샷 대신 사용하여 환경에 미치는 분진의 영향을 줄이고 작업 환경을 개선한다는 것입니다.

(3) 회전 판 강화

미국의 3M 회사는 새로운 종류의 샷 피닝 강화 공정을 개발했습니다. 그들의 강화 방법은 샷이 든 회전 판을 사용하여 금속 표면을 고속으로 계속해서 충돌시켜 표면 강화층을 형성하는 것입니다. 샷 피닝과 비교했을 때, 이 기술은 장비가 간단하고 사용이 용이하며 효율적이며 경제적이고 내구성이 있는 장점이 있습니다. 회전 판 강화는 고속으로 날아온 샷이 날개에 충돌할 때, 날개 표면이 매우 빠르게 팽창하여 일정 깊이에서 플라스틱 변형을 일으키는 것을 의미합니다. 변형층의 두께는 프로젝타일의 충격 강도와 작업물 재료의 기계적 특성에 따라 달라지며 일반적으로 0.12mm에서 0.75mm까지 도달할 수 있습니다. 샷 피닝 공정을 조정함으로써 적절한 변형층 두께를 얻을 수 있습니다. 샷 피닝 작용 하에서 날개 표면에서 플라스틱 변형이 발생하면, 인접한 하부 표면도 변형됩니다. 그러나 표면과 비교했을 때, 하부의 변형은 더 적습니다. 항복점을 넘지 않으면 여전히 탄성 변형 단계에 있으므로, 표면과 하층 사이의 비균일한 플라스틱화는 분무 후 재료의 잔여 응력 변화를 초래할 수 있습니다. 실험 결과에 따르면 샷 피닝 후 표면에는 잔여 압축 응력이 존재하며, 특정 깊이에서는 하부에 인장 응력이 나타납니다. 표면의 잔여 압축 응력은 하부보다 몇 배나 큽니다. 이러한 잔여 응력 분포는 피로 강도와 부식 저항을 향상시키는 데 매우 유리합니다. 따라서 샷 피닝 기술은 제품 수명 연장과 품질 향상에 매우 중요한 역할을 합니다.

코팅 수리

항공기 엔진에서 많은 고급 터빈 블레이드는 그들의 항산화, 방부 및 내마모성 특성을 개선하기 위해 코팅 기술을 사용합니다. 그러나 블레이드는 사용 중 다양한 정도로 손상될 수 있으므로, 블레이드 정비 시 이를 수리해야 합니다. 일반적으로 원래의 코팅을 제거한 후 새로운 코팅층을 적용합니다.