【航空工业行业标准(HB)】 航空发动机故障模式、影响及危害性分析指南

中华人民共和国航空工业标准
HB/Z281-95
航空发动机故障模式、影响
及危害性分析指南
1995—12—13发布
中国航空工业总公司
1996—01—01实施
1主题内容与适用范围
2引用文件
3般要求
4实施步骤
附录A航空燃气涡轮发动机典型零组件故障信息表（参考件）(1)
中华人民共和国航空工业标准
航空发动机故障模式、影响
及危害性分析指南
1主题内容与适用范围
1.1主题内容
HB/Z281-95
本标准规定了航空发动机进行故障模式、影响及危害性分析（FMECA）的基本程序和方法。
1.2适用范围
本标准适用于航空发动机本体构件及其系统的研制阶段，也可用于生产和使用阶段，但不适用于软件。
2引用标准
GJB241
GJB242
GJB451
GJB630
GJB1391
3一般要求
航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范航空涡轮螺桨和涡轮轴发动机通用规范可靠性维修性术语
飞机及机载设备工作单元代码的编制故障模式、影响及危害性分析程序3.1故障模式、影响及危害性分析（FMECA）FMECA分为故障模式、影响分析（FMEA）和危害性分析（CA）两部分。航空发动机在其研制阶段应进行FMEA工作，根据型号要求和条件，可以选择进行CA工作。
3.2约定层次
在进行航空发动机FMECA工作时，其初始约定层次为航空发动机整机。应根据GJB1391中4.2.3条的规定及航空发动机的特点规定最低约定层次。3.3分析方法
在进行FMECA工作前，应选择适当的分析方法。当产品技术状态不能明确确定时，即在初步设计阶段的前期，一般采用功能法。当产品技术状态较为明确时，即在初步设计阶段后期、详细设计阶段等，一般应采用硬件法。
3.4故障判据
中国航空工业总公司1995-12-13发布1996-01-01实施
HB/Z281-95
应根据产品战术技术指标等文件的规定，并考虑“故障影响程度”或“故障模式关键性”确定故障判据。
发动机整机故障判据的确定，应执行GJB241或GJB242的有关规定。3.5编码体系
在进行FMECA工作时，应有统一的代码体系，采用的代码应满足GJB630等相应标准的有关规定。
3.6产酷度分类
严酷度类别是给产品故障造成的最坏潜在后果规定的一个度量。航空发动机的严酷度分类如下：
a。I类(灾难的)—一这是一种会引起航空发动机严重损坏以致完全丧失功能的故障。b.II类（致命的）一一一这是一种会引起航空发动机性能严重下降的故障。c.III类（临界的）一这是一种会使发动机不能正常工作而需要提前拆换发动机的故障。
d.IV类（轻度的）—一这是一种不足以导致提前拆换发动机及发动机寿命降低，但仍需一定的非计划维修工作的故障。3.7确定关键件
对于航空发动机本体构件1，应参照FMECA的结果确定寿命关键件2。对于航空发动机附属系统，应参照FMECA的结果确定可靠性关键件3注：1)本体构件是指除GJB241.GJB242规定为发动机系统以外的结构件。注2)寿命关键件是指寿命有限制的断裂的关键件、疫劳关键件和已确定翻修间隔时间的附件。注3)可靠性关键件是指出现故障后会大大影响系统安全、功能、任务、或保降费用的构件，其出现概率相对大。主要限于控制器和发动机附件。
3.8分级准则
应根据GJB1391一92工作项目102中2.1的规定来确定故障模式的发生概率等级。4实施步骤
航空发动机FMEA工作应遵循图1的FMEA工作流程图。航空发动机的CA工作应遵图2的CA工作流程图。
图中虚线框内的项目为分析准备工作，应在分析开始前完成，实线框内项目应按箭头方向依次进行。
品层次
分析方法
障判揽
严醋度分类
「类、I类故障
单点故障清单
FMEA报告
图1航空发动机FMEA流程图
*在对航空发动机本体构件进行FMEA工作时不做该项目工作3
具备数据
1分级准则
M及其他条件
故障率不确定
HB/Z281-95
填写CA
表（定
性分析
绘制危害
性矩阵图
（定性分
填写可
靠性关
键件清
图2航空发动机CA（定性分析）流程图4.1故障模式、影响分析（FMEA）FMECA报告
1.FMECA报告
2.CA工作记录
进行FMEA的目的是为了分析产品故障对发动机工作所产生的影响，并将每一故障按3.6条的规定进行严酷度分类，为设计更改提供依据，也为确定航空发动机的维修工作需求提供输入。
本条以某型发动机涡轮组件为例，说明FMEA工作的具体步骤。4.1.1收集信息
进行FMEA工作应收集类似产品在相似使用条件下积累的有关信息。本标准附录A《航空燃气涡轮发动机典型零组件故障信息表》收集了航空燃气涡轮发动机的典型零组件的故障信息，可作为该类发动机FMEA工作的主要信息源。表1中第一栏至第九栏即从附录A及其他有关信息源中收集的涡轮组件FMEA工作所需的有关信息。
4.1.2定义被分析的对象
进行FMEA工作应明确被分析对象的范围，与其他相关部分的接口关系（包括功能接口和物理接口），明确对象功能，环境剖面与任务时间。本示例中，涡轮组件主要由涡轮轴、涡轮盘、涡轮叶片组成，其功能是将高温高压燃气的能量转化为机械功，其环境部面与任务时间视具体使用情况而定。4.1.3绘制功能方框图
对于航空发动机本体构件，在进行FMEA工作时不绘制功能方框图。对于航空发动机系统，在进行FMEA工作时应绘制功能方框图。涡轮组件为发动机本体构件，故本示例中无功能方框图。4.1.4绘制可靠性方框图
对于航空发动机本体构件，在进行FMEA工作时不绘制可靠性方框图。对于航空发动机系统，在进行FMEA工作时应绘制可靠性方框图。涡轮组件为发动机本体构件，故本示例中无可靠性方框图。4.1.5确定被分析产品或功能标志4
HB/Z281-95
确定被分析的产品药定层次后，应给出被分析产品或功能的标志。本示例中，涡轮盘、涡轮轴、涡轮叶片均为需分析的最低约定层次，用其名称作为产品标4.1.6确定故障模式
应根据功能定义3.4条的规定，利用产品研制和附录A提供的有关信息，列出被分析对象各约定层次产品中可能存在的所有故障模式。本示例中的所有约定层次产品的故障模式列于表1。4.1.7确定故障影响
对于航空发动机本体构件，应根据其结构位置、作用等，明确各故障模式对局部、高一层次及初始约定层次的影响。
对于航空发动机系统，应根据功能方框图和可靠性方框图表示出的功能及可靠性关系，明确各故障模式对局部、高一层次及航空发动机功能等的影响。本示例中，涡轮工作叶片蠕变伸长这一故障的局部影响是：叶片工作寿命降低，叶尖可能与机匣相碰磨；高一层影响是涡轮效率与工作寿命降低；最终影响是发动机排气温度会上升，使发动机不能正常工作提前返厂。4.1.8确定严酷度类别
应根据3.6条的规定，确定每一故障模式的严酷度类别。本示例中，涡轮工作叶片“变伸长”这一故障模式最终可能使发动机不能正常工作，因而为III类故障模式。
4.1.9确定检测方法与补偿措施
根据故障模式的特点及严酷度类别，明确适用的检测方法和适当的补偿措施。本示例中涡轮工作叶片蠕变伸长的故障检测方法是分解后检测。4.1.10填表
将本标准4.1.54.1.9条分析的结果填入相应的FMEA表，该表可以采用GJB1391表1给出的格式，也可以根据具体情况进行修改。表1为本示例已填写完成的FMEA表。5
HB/Z281-95
表1某型发动机涡轮组件故障模式及影响分析表初始约定层次发动机任务航班
约定层
2225101
涡轮分析人员
产品或
功能标志
涡轮轴
功能故障模式
子与压气机
机转子连接并传递扭
短与轴向中
①涡轮
轴前端
套齿根
部裂纹
②涡轮
轴前端
套齿根
部掉块
?套齿
工作面
局部磨
①套齿
工作表
面剥落
1.涡轮轴套齿尺
寸受发动机结
构限制和装配
方式的制约，
其径向尺寸和
轴向长度均较
小，每个套齿
所承受的载荷
均较大
2.套齿根部的圆
角半径很尔，
应力集中现象
严重，此小区
域的应力幅度
亘超过疫劳
极限，就使材
料产生损伤
3.套齿根部阅角
尺寸及表面光
洁度难以控制
有裂纹，并继
续受力·使裂
纹扩展
1.套齿基体刚性
小，易变形，或
者轴向尺寸太
小，传扭时，套bzxZ.net
齿产生轴向偏
移，使套齿
作面局部接
任务阶段
故障影
第页共
填表日期
做障检测
工作方式局部影响高一层次影响最终影响各阶段
各阶段
各阶段
触，并有相对
的。新超架
1.工作表面太
小，接触应力
过大、表面皮
美行联
下产生过
材料晶体
落，或称掉晶
2.不良的滑油长
期浸蚀：晶体
产生应力腐蚀
各阶段
掉块增
大其他
齿面的
会使其
他齿面
接触应
力加大
会使其
他齿面
接触应
力加大
缩短涡轮使
用寿命
对涡轮部件
影响不大
对涡轮部件
影响不大
缩短发
动机使
用寿命
对发动
机影响
对发动
机影响
分解后
磁力探
伤荧光
分解后
分解后
分解后
严醋度
鲜 鲜罐麻
出现。
2225111
产品或
功能做障模式
助能标志
涡轮工
作叶片
①叶片
背部裂
②叶片
背部裂
纹根部
③叶片
蜡变伸
③叶片
表面烧
?叶身
局部颈
障原因
1.局部热应力过
大，产生热疲
劳裂纹
2.材料沿晶界有
在外力作用下，
原有裂纹扩展
1.长期在高温及
大载荷下L作
2.材料在高温下
沿晶界滑移
1.燃烧室燃烧不
完全，火焰后
延到涡轮叶片
2.冷却空气小孔
堵塞或流通不
1.祸轮前温度沿
径向分布不
均，产生局部
高温区
2.高温疫劳一端
变的交会互作
用，产生这两
方面的永久变
形，使局部表
面突出
HB/Z281-95
续表1
务阶段
故障影响
工作方式局部影响高一层次影响最终影响各阶段
客阶段
各阶段
各阶段
各阶段
不能正
常工作
叶片工
作寿命
降低叶
尖可能
与机属
相碰撞
影响叶
片表面
光洁度
与型面
尺寸，
叶片寿
命下降
叶片寿
命效率
下降，
叶尖会
与机量
造成涡轮二
次损伤
涡轮效率与
工作寿命下
降较多
影响涡轮效
率与寿命下
祸轮效率寿
命下降
打穿机
穿燃油
管路，
引起着
发动机
排气温
度会上
升，提
发动机
排气温
度上升
发动机
性能寿
命下降
故障检测
分解后
分解后
严醋度
鲜鳞蜡婚铁蝶材塑
分解后
分解后
分解后
产品或
功能标志
2225113
涡轮盘
功熊做障模式
脚定祸轮
·传递力矩与轴向
①样齿
②轮盘
1.应力大
2.加工缺陷引起
应力集中
3.工作温度高
4.1.11填写I、II类和单点故障清单HB/Z281-95
续表1
任务阶段
故障影响
做障检测
工作方式局部影响高一层次影响最终影响各阶段
各阶段
使其他
齿面承
受力加
轮盘寿
命下降
叶尖会
与机匾
涡轮寿命下
涡轮效率寿
命下降
发动机
需提前
发动机
性能下
分解后
分解后
尺寸测
严酷度
措施类
应根据分析结果列出I类、II类及单点故障模式。对于航空发动机本体构件，其故障模式均为单点故障模式，一般可不再单独列出。示例的I类、II类故障模式清单见表2。表2某型发动机涡轮组件I类、II类故障清单初始约定层次发动机
约定层次
2225101
2225111
任务航班
分析人员
产品或功能标志
涡轮轴
涡轮工作叶片
4.1.12编写FMEA报告
故障模式
页共_页
填表日期
严酷度类别
应将FMEA的主要内容和结果汇编成文。一般应包括下列内容：a.信息来源说明：
b。被分析对象的定义；
c.分析层次；
d.分析方法；
e.FMEA表格；
f.I类、II类故障、单点故障清单；g.遗留问题总结及补偿措施建议。4.2危害性分析（CA）
HB/Z281-95
进行CA的目的是按每一故障模式的严酷度类别及故障模式的发生概率所产生的综合影响对其划等分类，以便全面地评价各种可能出现的故障模式的影响。CA工作是FMEA的补充和扩展，未进行FMEA工作就不能做CA工作。CA可采用定性分析和定量分析两种方法。在不能获得产品技术状态数据或故障率数据的情况下，应选择定性分析方法；在具备上述两种信息的情况下应采用定量的方法计算并分析危害度。本标准仅规定定性分析工作内容。本条仍以涡轮组件为例说明进行CA定性分析工作的具体步骤。4.2.1确定故障概率等级
应根据GJB1391工作项目102中2.1条规定的故障概率等级的划分准则，确定各潜在的故障模式的概率等级。
表3给出了涡轮组件各潜在故障模式的概率等级表3某型发动机涡轮组件危害分析表（定性分析）初始约定层次发动机任务航班
约定层次
2225101
2225111
2225113
产品或
功能标志
分析人员
【（同表1）
涡轮轴
涡轮工作（同表1）
祸轮盘
(同表1)
故障模式
①（同表1)
②（同表1)
③（同表1)
④（同表1)
①（同表1)
②（同表1）
③（同表1）
④（同表1)
③（同表1)
①(同表1)
②（同表1)
故障原因
（同表1)
(同表1)
（同表1）
(同表1)
(同表1)
(同表1)
(同表1)
（同表1）
(同表1)
（同表1)
(同表1)
任务阶段
工作方式
各阶段
各阶段
名阶段
各阶段
各阶段
各阶段
名阶段
各阶段
各阶段
各阶段
各阶段
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故障概
严酷度备注
率等级
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