1、收稿日期：2021-01-16基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：许洪明（1981），男，硕士，高级工程师。引用格式：许洪明，曹航，刘芳，等.离合器棘爪断裂故障分析J.航空发动机，2023，49（3）：89-95.XU Hongming，CAO Hang，LIU Fang，et al.Rupturefault analysis of pawlsJ.Aeroengine，2023，49（3）：89-95.离合器棘爪断裂故障分析许洪明1，2，曹航1，2，刘芳1，葛向东1，2，黄福增1，2，周羽1（1.中国航发沈阳发动机研究所，2.辽宁省航空发动机冲击动力学重点实验室：沈阳110015）摘要
2、：为探究某发动机棘轮离合器起动过程中棘爪断裂的原因，考虑了冲击载荷的动载荷系数影响，开展了棘爪受力分析、有限元仿真分析，以及棘爪静力试验和抗冲击试验等研究工作，获得了棘爪在静载荷和冲击载荷作用下的破坏模式和破坏载荷，确定了棘爪的强度储备。同时，在实测电机起动过程中发现了电流和扭矩变化规律：电流出现非常明显的突降和突升现象，电流从突降到突升的过程非常短暂，棘轮与棘爪瞬间高速碰撞，是起动过程中产生较大冲击载荷的根源。综合分析结果表明：起动电机在起动过程中因电流突降突升产生的较大冲击载荷超过了棘爪的实际承载能力，从而导致了棘爪的瞬时过载断裂。关键词：离合器；棘爪；传动装置；冲击载荷；断裂故障；航空发
3、动机中图分类号：V233.1+2文献标识码：Adoi：10.13477/ki.aeroengine.2023.03.011Rupture Fault Analysis of PawlsXU Hong-ming1，2，CAO Hang1，2，LIU Fang1，GE Xiang-dong1，2，HUANG Fu-zeng1，2，ZHOU Yu1（1.AECC Shenyang Engine Research Institute，Shenyang 110015，China；2.Key Laboratory of Aeroengine on Impact Dynamics in Liaoning P
4、rovince，Shenyang 110015，China）Abstract：In order to investigate the cause of the pawl fracture of a ratchet clutch during an engine start，the dynamic load coefficientof impact load was taken into account in the force analysis，finite element simulation analysis，and the static and impact test of the pa
5、wl.Failure mode and failure load of the pawl under static and impact loads were obtained，and the strength margin of the pawl was determined.At the same time，the variation patterns of electric current and torque in the process of motor starting were obtained through measurement：Sudden current drop an
6、d rise can be found，and the transient process from sudden drop to sudden rise is very short.The high-speed collision between the ratchet and the pawls was the root cause of the large impact load generated during the starting process.The comprehensiveanalysis shows that the reason for the pawl fractu
7、re is that the shock loads caused by the sudden drop and rise of the current during startingexceed the actual bearing capacity of the pawls，which lead to the instantaneous overload pawl fracture.Key words：clutch；pawl；transmission；impact load；fracture fault；aeroengine航空发动机Aeroengine0引言棘轮离合器是超越离合器的一种，
8、是依靠主动、从动部分的相对运动速度变化或旋转方向的变换自动结合或脱开的离合器1。棘轮离合器是航空发动机和燃气轮机的起动和传动装置的重要组成部分。在发动机起动时，起动电机轴带动棘轮旋转，棘轮齿槽顶住棘爪驱使传动齿轮旋转，带动发动机转子转动，棘轮离合器处于合闸状态；当安装座的转速大于棘轮转速时，棘爪被棘轮齿槽的斜面压下，使棘爪与棘轮齿槽槽底分离，棘轮和安装座以各自转速旋转，互不干涉2。随着航空发动机传动技术的发展，对棘爪离合器的转速要求越来越高，棘爪承受的扭矩越来越大，在使用过程中棘爪出现裂纹和发生断裂故障有可能导致发动机停车，影响使用安全。因此，开展棘轮离合器棘爪断裂故障的技术研究具有重要的理论
9、意义和工程价值3。在发动机起动时，起动电机带动棘轮旋转，棘轮与棘爪接触前存在一定的转速差，在实际接触时棘轮和棘爪会产生碰撞。在棘爪设计时一般会考虑正常使用过程中由于碰撞产生的冲击载荷影响，并预留一定的安全系数储备。宋成军等4、沈小刚等5进行了第 49 卷 第 3 期2023 年 6 月Vol.49 No.3Jun.2023航空发动机第 49 卷离合器棘爪的碰撞问题分析，研究了碰撞产生的原因和影响；周晓等6、冀相安等7、侯升亮等8、宋万成等9开展了棘轮棘爪碰撞过程的冲击仿真工作，获得了棘爪冲击过程的响应；苏文斗等10、朱湘衡等11分析了离合器啮合过程中动力学特性；杨薇等12、黄霞等13、李润方1
10、4等通过研究齿轮啮合过程给出了动载荷系数分析的过程和方法；陈礼顺等15开展了棘轮棘爪反复作用过程中产生的疲劳裂纹失效模式分析；Zhang等16采用有限元法开展了给定冲击载荷位置状态下的结构响应问题；Chandasekaran等17开展了齿轮冲击载荷与刚度的关系研究。上述学者的分析和研究揭示了棘轮棘爪的承载和受力过程，以及相应冲击载荷下的响应，分析方法和研究成果对棘轮离合器结构的设计和碰撞、冲击分析提供了重要帮助；但分析研究的冲击载荷主要由正常工作过程中的棘轮棘爪啮合过程引起，且多数研究内容为分析获得，而在离合器工作过程中对于异常出现的冲击载荷较难预计，在实际设计时很难考虑周全。本文通过仿真分析
11、与试验相结合的方法，对某燃气轮机棘轮离合器棘爪断裂故障进行分析，确定了导致棘爪断裂的主要原因。1棘轮离合器故障现象某燃气轮机棘轮离合器由棘轮、支撑销、离合器销子、弹簧、棘爪和传动齿轮等零件组成，结构如图1所示。工作原理：起动机轴带动棘轮旋转，棘轮的齿槽顶住棘爪，由离合器销子驱使传动齿轮与棘轮一起旋转，经机匣内齿轮传动，带动发动机转子起动；在发动机正常工作时，高压轴转速达到一定设计转速、对应棘爪达到临界脱开转速以上时，离合器脱开，传动齿轮随高压轴转动，棘轮和起动电机停转。某离合器在使用过程中，附件机匣部位出现了3、4次金属碰摩的异常声音，而且振动值有较大波动并伴随有尖峰状变化，分解检查发现棘轮离
12、合器上3个棘爪均发生了断裂，如图 2、3 所示。断口分析和材质分析结果表明，棘爪为拉伸过载断裂，材质成分和硬度符合标准要求。2故障原因分析2.1故障树为分析棘爪断裂故障原因，编制故障树如图4所示，各项底事件排查见表1。鉴于故障树底事件内容较多，图4和表1仅列出了主要排查项目。经排查，结构、材质、加工、均分度等底事件均未发现明显异常，可基本排除；主要就棘爪强度是否满足要求和是否存在异常载荷导致棘爪断裂进行分析，开展的主要工作包括：棘爪强度分析，静力试验研究，冲击试验研究和起动电机扭矩测量等。图1棘轮离合器结构图2棘爪断裂故障现象图3棘爪断裂形貌图4棘爪断裂故障树（a）剖面（b）俯视序号12345
13、678910底事件结构设计不合理材料选择不合理材质缺陷加工缺陷棘爪均分度不足强度储备不足寿命储备不足发动机工作异常起动机异常载荷排查方法及工作内容设计复查选材分析理化分析工艺复查工艺复查强度分析/静力试验/冲击试验理论分析复查试车记录复查起动数据测量输出扭矩表1棘爪断裂故障树底事件排查棘爪支撑销弹簧离合器销子棘轮传动齿轮棘爪断裂结构不合理选材不合理材质缺陷加工缺陷均分度不足强度储备不足寿命储备不足发动机异常存在异常载荷90许洪明等：离合器棘爪断裂故障分析第 3 期2.2棘爪强度和寿命分析棘爪设计状态为3爪同时承载，但考虑实际加工精度影响，棘爪在实际工作状态下很难保证3爪同时承载，最极限状态为单
14、爪承载。本文对棘爪进行强度分析时，按单爪承载状态考虑。棘爪受力分析如图5所示。其中Fg为棘轮和棘爪间的相互作用力，F1为棘爪和支撑销间的作用力，Fr为棘爪与制动装置间的作用力，F1和Fr可根据棘爪载荷平衡关系由Fg计算获得。实际测量起动电机稳态最大可能输出起动扭矩 M=630 Nm。单爪承载时，根据力的平衡方程计算可得Fg=M/r=630/0.0424=14858.5 N，F1=22104 N，Fr=10098 N。理论分析结果：棘爪的薄弱环节为耳片部位，在F1作用下的载荷分解如图6所示。将载荷F1分解到a-a和b-b截面，计算棘爪耳片的抗拉伸强度安全系数；将F1按双剪切面分解到c-c和d-d
15、截面，计算棘爪耳片的抗剪切强度安全系数。单爪承载时，棘爪安全系数计算结果见表 2，极限强度安全系数最低为1.77，棘爪满足强度设计要求。有限元仿真分析结果：模型和应力如图7所示，主要薄弱部位为b-b截面耳片内侧（图6）。单个棘爪承载时，棘爪耳片处b-b截面的名义应力为696 MPa，极限强度安全系数 1.65，满足静强度设计要求。此外，耳片处存在应力水平较大的局部应力集中点，最大单点应力2200 MPa，应力集中系数约3.16，采用名义应力法并考虑应力集中系数影响计算棘爪寿命：单个棘爪承载时的寿命约为11350（-3值），2爪时为128612，3爪承载时寿命超过107，均能满足2000次的疲劳
16、寿命设计要求。2.3棘爪静力试验静力试验目的为获得静载状态下的棘爪破坏模式和破坏载荷，验证强度分析的准确性。试验安装加载方案如图 8 所示，试验装置如图9所示。试验载荷按扭矩 630 Nm 设计，取单个棘爪承载时的最大载荷 Fg14859 N 作为试验考核载荷。试验结果见表 3，破坏模式如图 10 所示。试验结果表明：（1）棘爪平均破坏载荷为25.1 kN，试验现象为双耳片屈服后，单个耳片发生断裂；（2）单个棘爪承载的极限强度安全系数为1.69，图5棘爪和销钉承载图6棘爪载荷分解截面b-bd-d应力状态拉伸剪切平均应力/MPa648.8322.7极限强度/MPa1150667安全系数1.772.06标准1.51.5表2单棘承载时强度理论分析结果图7棘爪仿真分析模型及应力（a）拉伸（b）剪切（a）模型全貌（b）加载方式（c）整体应力（d）耳片应力图8棘爪静力试验工装和试验方案1914.8R42.4F9F1F1Fr132.3FaaabFbF1565619ccF1bdd192200 MPa2200 MPa棘爪F销钉弹簧91航空发动机第 49 卷介于强度理论分析（1.77）和有限元分析结果（1
