航空發動機初始放飛壽命應用研究

王東藝，彭正華，詹洪飛

（海軍駐常州地區航空軍事代表室，江蘇常州，213022）

航空發動機初始放飛壽命應用研究

王東藝，彭正華，詹洪飛

（海軍駐常州地區航空軍事代表室，江蘇常州，213022）

確定航空發動機設計定型試飛初始壽命時，面臨試飛時間要求長于單臺發動機定型試車累計時間的矛盾，需要既確保試飛試驗載機的安全，又能滿足試飛所需求時間。通過分析航空發動機壽命的確定方法，對初始壽命的確定進行深入研究，結合某型渦軸發動機研制實際情況，提出了在完成關鍵件安全壽命驗證的基礎上，結合同步開展的設計定型持久試車、首翻期壽命試車和試飛使用信息分析評估等，分階段給出整機放飛壽命滿足試飛壽命需求的壽命策略。該方法已在研制實踐中應用，取得了良好效果，有效地解決了上述難題，對其他型號發動機的研制具有有益的借鑒作用。

初始壽命；放飛壽命；航空發動機；設計定型；試車

0 引言

新研航空發動機在設計定型期間無實際使用經歷，且未完成首翻期的試車考核。在發動機設計定型試飛時，可能尚未完成廠內的臺架設計定型試車，加之按規范進行的發動機設計定型試飛時間又長于單臺發動機設計定型臺架試車的時間，在此情況下，初始放飛壽命的給定成為發動機研制中的難題。給定過短無法滿足試飛需求，給定過長又可能對飛行安全造成隱患。如何在保證飛行安全的情況下，為發動機試飛提供足夠飛行試驗時數，以滿足試飛試驗要求，國內外學者雖在此方面進行了大量探索，但尚未形成完整一致的意見和普遍認可的標準。

本文結合某型渦軸發動機研制，對發動機在科研階段的放飛壽命進行了深入的研究，提出了新研航空發動機初始放飛壽命的方法，并在工程實踐中開展了實際應用，取得了滿意的效果。

1 發動機定壽方法分析

1.1 發動機壽命確定方法

發動機壽命是在規定的使用條件下發動機正常運轉的持續時間，是耐久性指標。其實質是主要結構件因工作中的磨損、蠕變、應力斷裂、高低周疲勞、熱疲勞等造成構件失效前，發動機累計工作時間和循環數。主要涉及2方面內容：關鍵件安全壽命和發動機整機或單元體翻修壽命。發動機定壽主要對零部件和整機試驗及外場使用等進行評估確定。對于定時維修的發動機，其壽命針對整機；對于視情維修的發動機，其壽命針對主要零部件或單元體。傳統軍用航空發動機壽命和返修間隔期（TBO）的確定一直沿用前蘇聯以統一整機壽命和TBO小時壽命為限制參數的機群定壽技術體系。即同一型號發動機的使用壽命相同，達到規定的使用小時數后送修或退役。

在發動機研制過程中，其性能已確定并經多次驗證，但確定其壽命指標需分析其長期使用數據，發動機配裝的機型、執行的任務、使用的用戶等都會影響其使用壽命。此外，發動機的使用壽命還與其任務循環和外部作用力相關。任務循環表明發動機的實際使用狀態，壽命損耗主要取決于低循環疲勞和應力斷裂。

通常，發動機壽命由主要零部件強度設計、試驗和整機長期考核的結果共同決定。關鍵零部件的安全壽命取決于應力水平和循環次數，在滿足高循環壽命要求的基礎上，主要由其低循環疲勞壽命決定。整機或單元體的使用壽命不僅與疲勞、損傷、變形等結構完整性有關，還與使用狀態、性能衰減、故障率、維護經驗和返修經濟性等相關。同時，制造誤差、煙霧、沙塵、高原環境和不同用戶的使用特點等因素也會對其產生影響。確定這一壽命既應考慮到安全因素，也要顧及到到其他因素，最終取值可能低于發動機實際所具有的能力壽命，導致發動機剩余壽命被浪費。為此，國外先進發動機已由“規定”定時壽命轉變為“視情”壽命，即發動機生產商不給出發動機規定壽命，由用戶根據發動機健康狀況判斷是否需要返修。目前，大多數民用發動機都采用“視情”壽命方法，但采用此方法時，發動機的一些主要零部件（如壓氣機盤、渦輪盤、機匣、軸、葉片等）仍配有專門的“有限壽命零部件”清單來規定額定壽命，包括使用時數和低循環壽命。

發動機的壓氣機、渦輪、軸和傳動等旋轉部件具有高轉速、振動和高能量的特點，是發動機受損和破壞的根源。目前，國外普遍采用的發動機定壽理論方法有以下幾種。

1.1.1 臺架試車與領先使用綜合定壽法

臺架試車與領先使用綜合定壽法是最為廣泛采用的1種方法。在臺架考核試車的基礎上，結合用戶的領先使用，摸索和驗證壽命目標的可實現性。其壽命設計以循環疲勞與持久/蠕變理論為依據，采用以零部件設計任務循環與整機和零部件試驗驗證相結合的方法，通過用戶領先使用來確定發動機的翻修壽命。

1.1.2 安全壽命控制法

安全壽命控制法是指主要構件在工作中不出現裂紋或可檢出裂紋（定義為深0.4 mm，長0.8 mm）的概率低于千分之一，則按壽命最短結構件確定機群壽命控制值的方法。這些結構件的安全壽命（循環疲勞或蠕變）在設計中確定或通過在試驗臺對零部件或試樣進行典型載荷下的疲勞試驗，并根據試驗結果的統計模型研究試驗數據的疲勞分布模式，從而推算出適用的最低壽命。

1.1.3 裂紋擴展準則（安全預測總壽命法）

裂紋擴展準則指零部件出現裂紋，但不一定會報廢，還可以繼續使用，或者說在安全壽命準則下可繼續使用。按威布爾分布（Welbull distribution）或對數正態分布模型，由裂紋擴展確定剩余壽命，取主要零部件功能失效壽命的“2/3破裂”來確定安全壽命。

1.1.4 因故退役控制法

因故退役控制法是指對于可以有效檢測關鍵零部件的發動機，在已經給定其初始壽命的基礎上，不允許出現裂紋后繼續使用，一發現裂紋就退役，其他未發現裂紋的發動機可繼續正常使用的壽命控制方法。

1.1.5 損傷容限法

損傷容限是指發動機在規定的不修理使用期間，抵抗由裂紋、缺陷或其他損傷導致失效的能力。前述的定壽前提是假定零部件試驗在投入使用時是無缺陷的，但在實際使用中存在缺陷的可能，因而可能造成安全風險或壽命的浪費。為利用零部件的潛在壽命，用損傷容限代替安全壽命，假設材料中存在初始微裂紋，用斷裂力學方法分析適當應力水平下零部件初始裂紋到斷裂失效期間的裂紋擴展速率和臨界裂紋長度，計算裂紋擴展到臨界尺寸是所需的循環數，確定允許的工程裂紋長度和對應的檢測周期，從而發揮零件的剩余壽命潛力。

1.1.6 單機壽命控制法

發動機工作時數并不能真實反映發動機壽命消耗的本質，因此以統一壽命和TBO小時壽命為限制參數的機群定壽方法有其弊端，西方國家已由機群定時返修轉為使用載荷為壽命限制的單機壽命控制，對單元體或大部件進行壽命管理，用發動機使用循環數來確定其使用壽命。在此基礎上，考慮到制造、維護、任務和用戶等差異，又發展出以載荷和健康控制為核心的單機技術狀態定壽方法。

上述方法都是在保證飛行安全的基礎上，為了充分挖掘發動機的壽命潛力，確定發動機全壽命或TBO的辦法。對于研制中的發動機而言，確定其試飛初始壽命時，只需考慮選擇合適的“規定”值滿足試飛任務的要求，其值遠遠低于設計目標或門限值，因此上述方法并不完全適用。

1.2 發動機初始壽命的給定

標準規范規定試飛發動機應完成發動機飛行前規定試驗（簡稱PFRT）。發動機應在設計定型試飛前通過定型試車，最遲應在設計定型試飛前進入定型試車。設計定型試飛開始后，發動機定型試車的時間應長于發動機設計定型試飛的累計時間。

研制過程中的新機的整機壽命只能依據有限的試驗確定，常用的確定方法有3種。

（1）按照PFRT的結果確定。PFRT采用10階段的60 h持久試車程序，且這種試車程序十分苛刻，試驗載荷遠遠超出一般飛行使用載荷，完成PFRT試車，可默認發動機具有60 h或以上的持久使用能力。因此，部分國家給出的初始壽命與PFRT試車時數相同，約 60 h；

（2）英國DEF STAN 00-971《飛機燃氣渦輪發動機通用規范》提出，若需要N臺發動機用于首飛，則按N+1臺生產。所有N+1臺發動機每臺均按24 h（共4個循環）持久試車程序試車，試車通過后，再用其中1臺滿意地完成相同的第2個24 h試車，則N臺發動機以25 h初始壽命放飛。該標準同時對研制期間的試驗臺運轉提出規定：能代表原型機飛行所用的發動機主要零件（旋轉和非旋轉件）在試驗臺上的單臺累計運轉總時間應超過原型發動機許用壽命。這與原型機飛行中發動機將要經歷的工作情況相似。

（3）俄羅斯在確定初始壽命時通常采用2～3臺發動機，完成50或100 h的持久試車，若每臺發動機均滿意地通過長試，則初始壽命按長試試車時數的一半即25或50 h放飛。

這3種方法的共同缺點是：給定的初始壽命都較短，無法滿足發動機設計定型試飛的時間要求。因此需要探索既能保證飛行安全又能滿足試飛需求方法。

2 發動機設計定型飛行試驗放飛壽命實踐

2.1 某型發動機設計定型飛行試驗要求

新研發動機設計定型試飛的目的是要驗證發動機的性能特性、工作特性與研制總要求是否相符，其可靠性、維修性、安全性、保障性和環境適應性等是否與經批準的總體技術方案一致，考核“4隨”的適用性，為發動機的設計定型提供有效依據。

某型渦軸發動機是在其原型發動機基礎上改進研制的，其壽命政策沿用了定時維修要求。根據發動機研制總要求和GJB243A-2004《航空燃氣動力裝置飛行試驗要求》，試飛單位編制設計定型試飛大綱并得到批準。按照大綱要求，對該型發動機提出了最低試飛壽命約為300發動機小時和地面試驗約30 h的試飛時間需求，總試飛壽命不低于330發動機小時。

規范要求在發動機初始飛行前，應結合PFRT、結構試驗等各項試驗和研究分析，對該階段發動機壽命進行評估，驗證發動機及零組件、附件、軸承是否滿足強度和壽命分析要求。由于試飛前已經完成了關鍵件的低循環試驗等結構完整性試驗和規定的PFRT試車，未發現可能危及飛行安全的零件失效或存在隱患，無性能過度惡化，發動機和組件滿足規定要求，并得到使用部門的認可，試飛前已經接近完成臺架150 h定型摸底持久試車，開始進行150 h設計定型試車，具備了發動機試飛的條件。

2.2 確定放飛初始壽命的思路

某型渦軸發動機PFRT包括一系列零部件試驗和整機試車。PFRT結束后，生產了1批同一狀態的發動機提供飛行試飛。通過PFRT，證明發動機性能基本達到要求，具備初始飛行試驗要求的性能和進行一定飛行時數的耐久性，發動機安全性有一定保障，滿足“設計定型試飛前發動機應進入定型試車”的規定要求，可以投入飛行試驗。因此交付給試飛單位4臺發動機（其中1臺作為主測試發動機），開展動力裝置飛行試驗。進入設計定型試飛階段，如何確定新研發動機的放飛壽命，使其既保證安全又能滿足飛行試驗壽命要求成為1個難題。

作為定時維修的發動機，在研制時可接受的發動機首翻期壽命最低“規定”值為1000 h、關鍵件低循環疲勞次數為2600循環。研制單位通過規定的試驗、試車和附加試車來驗證技術指標。為此需要按要求開展規范規定的試車考核：關鍵部件按2600次的4倍進行低循環試驗，整機按2600的2倍進行低循環疲勞試車，驗證其安全壽命；整機開展60 h PFRT，并在2臺發動機上進行150 h的設計定型持久試車；在臺架按使用任務譜開展1000 h首翻期壽命試車。在按上述標準要求進行持久試車前，先在1臺發動機上按設計定型相同要求進行150h設計定型摸底試車和1000 h首翻期摸底試車。

該型發動機在原準發動機基礎上改型研制而成，在渦輪前溫度基本不變的基礎上，通過提高壓比增大流量，提升了發動機的功率等級，與原準機大多數零部件通用，壓氣機、燃燒室、渦輪部件等更換了強度更高的耐高溫材料，改進和提高了附件和軸承等的適應性。由于飛行載荷譜相似，該型系列發動機的使用情況可以作為重要參考和依據。原準機的使用經歷較為成熟，發動機試飛的試驗載機為多發飛行平臺，且已服役多年。結合相關標準和該型發動機實際情況，參考國外初始壽命確定方法和航空發動機定壽指南中對在研新機的壽命規定。根據國外渦軸發動機應采用任務化持久試驗和循環持久試驗的經驗，為確保多乘員機組試驗平臺的飛行安全，針對某型發動機的特點和試車特性，考慮到試驗繼承性和安全性等因素，確定該型發動機的60 h PFRT、150 h定型持久試車采用循環耐久性試車，首翻期壽命試車采用按實際使用譜適度加嚴的持久試車方式。這樣可以比較準確全面地反映載荷和耗損損傷等模型。

發動機的整機壽命主要取決于主要零部件的壽命，作為整機壽命基礎的關鍵件安全壽命采用了低循環疲勞定壽的方法并得到驗證，在此基礎上，為了確保該型發動機設計定型工作順利進行，在試飛時同步開展廠內臺架相關試車，逐步確定和延長試飛壽命。且保證試飛發動機飛行時數不超過臺架單臺試驗時數，使臺架試驗運轉與試飛發動機將要經歷的工作類型性質上相似，應該是安全可行的。據此提出了該型發動機初始壽命放飛思路：借鑒臺架試車和領先使用綜合定壽法的思想，在完成PFRT基礎上，按序實施發動機設計定型摸底試車、整機低循環疲勞試車、設計定型持久試車、首翻期壽命試車等臺架試驗，結合試飛過程發動機監控和使用信息，分析后采取偏安全策略，分階段、多節點、逐步給出和延長發動機定型試飛壽命。同時控制單機臺架試驗時數，使其始終大于試飛發動機使用時數，在確保飛行安全的同時可以滿足試飛需要。

2.3 放飛壽命的給定

在確定試車方式和時序的基礎上，為確保安全和滿足試飛時間和狀態要求，確定分2個階段5個節點，使單臺發動機臺架試驗時間領先試飛發動機工作時間，逐步給出試飛用發動機的使用壽命。

第1階段為設計定型持久試車階段，共有3個節點。由于PFRT和設計定型持久試車是在規定的“最大轉速”、“最高燃氣溫度”、“最高滑油溫度”和“最大引氣量”等極限工況下，充分考核了發動機結構完整性等，但試飛使用中這些極限工況下出現的概率低，使用狀況明顯低于臺架試驗工況，因此，通過60 h PFRT和150 h設計定型持久試車的試驗驗證，可以安全地給出不超過150 h的初始試飛壽命。根據試飛計劃安排，科研發動機完成了60 h PFRT后放飛，首先給出第1節點和PFRT相同的60 h初始放飛壽命，臺架同步開展150 h設計定型摸底試車和持久試車、首翻期壽命試車，第1節點提供的試飛壽命使用尚未結束時，第2節點已經完成了1臺發動機150 h設計定型摸底試車，可以繼續給出55 h（累計115 h）壽命。第3節點150 h設計定型持久試車完成后，通過150 h的設計定型持久試車，證明發動機達到戰術技術指標和使用要求，發動機具有進行相關飛行試驗時數的使用壽命，再給出30 h壽命（累計145 h）。

第2階段為首翻期壽命試車階段，共有2個節點。依據飛行任務剖面進行首翻期壽命試車，充分考慮了發動機在任務混頻和環境混頻的實際條件下所承受的典型載荷狀態，是發動機服役狀態下并適度嚴酷化的狀態反映，能比較真實的反映實際使用狀況。發動機試飛采用多發平臺，發動機2/3數量完好狀態即能保證正常的飛行安全。出于安全考慮，試驗放飛壽命與臺架試驗時間之比選定為1/3-2/3，且臺架試驗時間越長比值越低。第4節點為1臺1000 h首翻期試車達到300 h后，給出50 h（累計195 h）壽命。達到600 h后，再給出50 h（累計245 h）壽命。第5節點完成了1000 h首翻期試車，繼續給出50 h（累計295 h）壽命。1000 h首翻期試車發動機完成詳細分解檢查，未發現有危機飛行安全的故障或隱患，再最終給出50 h（累計345 h）試飛壽命，使提供的總試飛時數達到345 h，超過330 h的需求。臺架試驗始終領先于試飛發動機的使用時數，滿足了發動機試飛和地面調整試飛的需要。

上述辦法分不同階段和節點給出了發動機試飛放飛壽命，并在試飛過程中加強了對發動機的監控并綜合分析評估了使用信息，定時采取孔探檢查、滑油光譜分析、振動監測等無損檢查手段監控發動機，使之始終處于良好和安全狀態。試飛后發動機分解檢查中未發現有影響飛行安全的故障和隱患。經試飛表明，制定的發動機初始壽命給定方法是科學、合理、有效的。

3 結束語

綜合分析與分解檢查評估表明：目前采用的臺架領先試驗、分階段多節點逐步確定初始壽命的方法，其優點是科學、安全，缺點是過于保守。發動機設計定型試飛證明了這種方法是安全可行的，可以有效地保障飛行安全并滿足試飛時數的要求。在滿足該型發動機研制的同時，也為其他發動機研制過程中遇到的相同問題提供了可借鑒的解決思路。

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Research on Application of Aeroengine Initial Flight Life

WANG Dong-yi,PENG Zheng-hua,ZHAN Hong-fei
（M ilitary RepresentativesO ffice of Navy in Jiangsu Changzhou,Jiangsu Changzhou 213022，China）

To determine the initial life of finalized flight test for aeroengine,needs to solve the problem that the requirement time of engine test is longer than the accumulated time of a single engine's finalization design test flight.This requires notonly need to ensure the safety of the test flight,butalsomeet the requirements of the engine test.Theway of definite aeroengine's lifewas analyzed,how to confirm the initial lifewas studied deeply.Combining the actual condition ofa type of turboshaftengine,based on the safety life validation of critical components,combined with finalization design test of aeroengine synchronized,the first phase of life test and information analysis and evaluation of testusing,we provided a strategy thatgiven wholemachine flight life for different stages.Themethod has been applied in the research and practices,achieved desirable results and solved the above problem effectively.It is also beneficial to the developmentof other types ofaeroengine.

initial life;flight life;aeroengine;design finalization;engine trial

V263.5

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.03.019

2013-07-25

王東藝（1962），男，高級工程師，從事航空發動機總體技術研究及裝備監造工作；E-mail：13906127366@139.com。

王東藝,彭正華，詹洪飛.航空發動機初始放飛壽命應用研究[J].航空發動機，2014，40（3）：90-94.WANG Dongyi,PENG Zhenghua,ZHAN Hongfei.Research on application ofaeroengine intial flight life[J].Aeroengine，2014，40（3）：90-94.