由遄达900滑油泄漏造成澳航A380受损的原因分析（上）

陈光

2010年11月4日澳航的A380客机执行伦敦-新加坡-悉尼的QF32航班任务，飞机由新加坡起飞时，机上载有440名乘客及26名机组成员，当飞机以463 km／h的速度爬升达到2134 m高度，飞越印度尼西亚的巴淡岛时，突然出现了爆炸声，1min后，中央电子监视系统（ECAM) 发出了43条表明飞机多个系统出现问题的信息，隨后又出现10条信息，机组人员随即启动了ECAM系统处理程序。在这个处理过程中，大部分问题无法恢复原功能，飞机处于难以控制的状态。

图1、受损的2号发动机（遄达900）

原来是2号发动机（位于左机翼内侧）中压涡轮盘突然爆破，断块以很大的离心力打穿涡轮机匣与发动机短舱（参见图1），一块断块穿透左翼前缘，对机翼的前缘结构、前翼梁和上表面造成了损伤。一小块涡轮盘还穿透了左翼与机身之间的整流罩，打到机身结构以及飞机的电缆，电缆受损后进而影响到了液压系统、起落架系统和飞行控制系统。残块还击中了左翼下表面，使得2 号发动机油箱和左翼内部油箱的燃油发生泄漏。

图2、A380飞机受损部位图

2 号发动机的吊架、l 号发动机、机身左侧龙骨梁的连接部件和左翼纵墙也受到了损伤，另外飞机机身左侧也发现了残余碎片。由此造成多处飞机结构以及多个系统受损（参见图2）：绿色液压系统处于压力低和流速慢，黄色液压系统的4号发动机油泵发生故障，飞控系统出现故障，飞机缝翼不起作用，副翼只能部分控制，扰流板控制效果减弱，起落架控制和指示系统出现问题，刹车系统出现问题，发动机防冰系统和空气数据传感器出现问题，燃油系统的空中应急放油系统出现故障，飞机重心不合理，自动推力控制和自动着陆系统不起作用，l号发动机与发电机断开连接，左翼引气系统漏气，1 号和2 号交流电总线系统相关部件失效等。

图3～图6示出某些部位受损情况。由四台发动机启动到2发中压涡轮轮盘破裂，断片甩出发动机历时15分37秒。

图3、导线朿被打断

隨后，飞机折返回新加坡樟宜机场，在回程准备降落过程中，机组人员注意到以下问题：只有3号发动机的反推力装置可以使用，1号4号发动机只能工作于低工况下，所有前缘缝翼均失去控制，副翼和扰流板的使用也受到了限制，只有主起落架的防滑刹车系统可以控制，机头前机轮转向受到限制。

ECAM 系统还提示，在前机轮着陆之前，飞机无法实现最大程度的刹车制动，这有可能导致着陆过程中飞机冲出跑道。由于飞机空中应急放油系统失效，飞机油箱中的油量较多，飞机着陆的总重比规定值高出约40t等。机组人员用1、4号发动机维持飞机的左右推力对称，着陆后只能用3号发动机的反推力装置来减小飞机速度。

图4、左翼上蒙皮被打穿 2发后部烧毁

在机组人员精心操作下，将损坏严重、难于控制的飞机终于在起飞后109min，在距机场跑道（跑道长4000m）尽头150m处安全停住，机上包括机组人员共466人无1人伤亡，创造了航空史上的一个奇迹。

图5、左翼内部损坏情况

此时，左翼油箱仍然向下漏油，而主起落架的温度己升至900℃以上，为避免下漏的燃油碰到灼热的起落架引发火灾，地面救火队员应机组人员要求立即向漏油处喷洒了泡沫灭火剂，当飞机上所有乘客下飞机后，1号发动机继续运转着，机组人员采用各种能想到的方法，仍无法将该发动机停车，后来由消防人员向发动机进口处喷入大量水，也未能使发动机停车，原来遄达900发动机有遇大雨时不会使发动机熄火的揩施，最后由消防人员向发动机进口喷泡沫灭火剂才将发动机停车（图7），此时已是飞机着陆后的3h，这种长时间内不能将发动机停车的现象，也属罕见。

图6、受损的发动机传动附件

在遭受此次重大故障后，澳航停飞该公司所有的其余5架A380，直到三周后才恢复飞行。受损的A380在新加坡进行了大修，经过18个月耗资1.39亿美元，于2012年4月修好。由修理时间之长与耗资之大，可以看出该飞机承受了难以置信的严重损坏，也是民航史上少有的飞机严重受损但无人员伤亡的事件。

图7、消防队员向1号发动机喷入大量泡沫灭火剂才使发动机停车

2. 受损飞机情况

受损飞机型号为A380-842, 生产序列号为0014，注册号为VH-OQA，2008年出厂，同年9月投入运营，己积累工作时数为8 533.02h、循环数为1 843，最大起飞总重569 000kg，出事时的实际起飞总重为464 040kg, 最大着陆重量应为391 000kg，出事时的实际着陆重量量为431 712 kg，比规定值高出40 712kg。

图8、遄达900发动机

3. 故障发动机情况

故障发动机为英国罗.罗公司生产的遄达900发动机，具体型号为遄达972-84，序列号ESN为91045，其起飞推力为341.4kN。此发动机于2006年6月出厂，最初装于受损飞机VH-OQA的4发位置上，于2008年9月18日投入航线运营。2009年9月，在发动机工作3418h与416循环后，发现滑油中出现金属屑末，发动机从飞机上卸下送回工厂检修，返修的发动机于2010年2月24日重新装到VH-OQA飞机上，但位置改到2发处，直到出此次严重故障时，发动机总共工作了6 314h、677循环，也即翻修后发动机工作了2896h、261循环。

4. 遄达900发动机

遄达900为罗.罗公司遄达系列中第4型发动机，由单级风扇、8级中压压气机、6级高压压气机、单级高压涡轮、单级中压涡轮与6级低压涡轮组成（图8），发动机涵道比为

8.7-8.5，总压比为37-39，起飞推力为334-374kN。

图9、遄达900高/中压涡轮间承力框架结构

5. 中压涡轮盘非包容爆裂的原因

5.1中压涡轮支承结构

遄达900发动机高/中压涡轮转子支承方式采用了罗.罗公司RB211/遄达系列发动机传统的涡轮间承力框架设计，如图9所示。高压涡轮后轴承与中压涡轮轴承并列装在承力框架中心的轴承腔中，轴承腔由内毂与外毂包住，在轴承腔内毂前端焊有滑油短管（图12），用以与滑油进油导管相连；中压涡轮轮盘盘心处向后做有带内安装边的承力环，轮盘通过承力环的内安装边与中压传动轴相连，用多个螺栓紧固，在螺栓孔外有一圈通气孔A。

图10、中压涡轮盘断块

5.2 中压涡轮轮盘断块

在QF32的A380出事后, 在印度尼西亚的巴淡岛上找到了破裂的发动机中压涡轮盘的残骸,如图10所示，该断块约为整个轮盘的43%, 重约70kg。图11示出断口断面，断面上无疲劳痕迹，但显示出轮缘和轮心发生了周向形变, 说明曾经受到了极大的离心力, 断裂面显示了轮心位置的载荷超过了设计极限, 并且断裂是从轮心向轮缘的方向发展的, 其形貌与进行轮盘超转破坏试验中轮盘破裂后的断口相像。

轮盘平均径向伸长约19mm，枞树型榫槽开口处较设计值扩大了0.3-0.6mm。另外，由图11中左右两图比较来看，轮盘盘心向后带内安装边的承力环带的安装边，原来是向内翻边的（图11左图），已变成向外的翻边（图11右图），这些都说明该中压涡轮盘是在大于设计转速较多的转速下运转时爆裂的。因此，轮盘的爆裂是由于别的原因造成的，它是受害者。

图11、中压涡轮断块的断面形态

5.3滑油短管管壁厚度不一致，是导致这次危及客机安全的发动机重大故障的原因

对发生故障的发动机分解检查发现，滑油短管安装凸边与内毂安装座连接处（即图12中“断裂处”）断裂，断口见图13。对断裂的滑油短管断口处进行分析, 发现断裂处有明显的疲劳条带（在90°范围内）,其断口属于典型的疲劳断裂（图13中“草莓色疲劳断口”），紧靠此处的蓝色区域为典型的过大应力的断口。另外, 对短管的尺寸进行测量, 发现此短管加工时, 未能保证管子外壁与内孔同心, 造成管壁沿圆周壁厚不一致, 最厚处为1.42mm，最薄处仅为0.35mm, 比设计值小0.56mm（管壁厚度设计值为0.91mm），形成强度较低的局部薄弱区（图12中示出了滑油短管壁厚不均的情况）。

图12、滑油短管断裂处

在发动机不断开车、停车中, 由于在薄弱区存在的某些因素, 例如有划痕或毛刺等, 出现了初始裂纹, 在继续工作中, 裂纹逐渐发展最后导致疲劳断裂。根据罗.罗公司的分析计算，按设计，该短管的疲劳寿命为159 378飞行循环，但在加工中内外管壁不同心最薄处的疲劳寿命仅为677飞行循环［10］，该发动机正是在第667次飞行中爆破的，说明罗.罗公司的分析计算工作还是较符合实际的。

图13、滑油短管断裂处断口

滑油短管一旦断裂，滑油外漏，漏出的滑油在高温作用下会自燃，滑油燃烧的高温气体向后窜流，流到中压涡轮轮盘与中压传动轴连接处，轮盘承力环在高温燃气的作用下，失去强度，安装边在通气孔A（参见图9）处断裂，断开了与传动轴的连接，中压涡轮失去负荷，在高压涡轮后的燃气作用下，转速急速增加进入飞转状态，轮盘在极大的离心力作用下爆裂，破裂成三个断块击穿涡轮机匣甩离发动机，向三个方向击向飞机不同部位，如图14所示，造成飞机严重受损。因此，滑油短管加工不到位形成偏心，造成局部管壁厚度过小，加上检验未能发现加工中的失误，是造成澳航QF32航班A380严重受损的原因。

图14、爆裂的中压涡轮轮盘断块甩离发动机

航空经济发展河南省协同创新中心