航空發動機結構完整性研究進展

李其漢

（北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

航空發動機結構完整性研究進展

李其漢

（北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

航空發動機結構完整性包含發動機結構的功能、強度、剛度、振動、疲勞、蠕變、壽命、損傷容限，以及發動機結構可靠性，對于滿足發動機綜合性能（如推重比）的要求和保證發動機的安全性與耐久性具有至關重要的意義。系統地介紹了美、英、俄等國航空發動機結構完整性研究的進展和成就，重點介紹了美國《發動機結構完整性大綱》和相關研究計劃的研究、形成和發展的演變過程，并指出了中國發動機結構完整性的研究現狀和發展任務。

結構完整性；發動機結構完整性大綱；航空發動機；安全性；耐久性

0 引言

航空發動機是1種復雜的壓縮/膨脹氣體高速流動、轉子系統高速旋轉，在高溫、高壓條件下工作的動力機械系統。其使用環境較為嚴酷且要求的壽命較長，在氣動、熱負荷與機械載荷共同作用下，其結構完整性問題十分突出，往往成為影響飛行器（發動機）安全性、耐久性和戰備完好率與任務成功率的癥結。航空發動機結構完整性的作用和宗旨在于滿足和充分適應現代高性能發動機，提高綜合性能(如推重比/功重比)、滿足安全性和耐久性的雙重需求。因此，既要保證和提高發動機的使用功能和有效性，又要保證和提高發動機戰備完好率和任務成功率，降低全壽命周期費用。

本文系統地介紹了美、英、俄等國航空發動機結構完整性研究的進展和成就，重點介紹了美國《發動機結構完整性大綱》和相關研究計劃的研究、形成和發展的演變過程，并指出了中國航空發動機結構完整性的研究現狀和發展任務。

1 內涵和意義

航空發動機結構完整性（亦稱結構強度）的內涵豐富，涉及發動機結構的功能、強度、剛度（變形）、振動、疲勞、蠕變、損傷容限、壽命及結構可靠性等方面，不僅與航空發動機的氣動熱力學問題交叉、耦合，相互作用，還與結構材料和制造工藝密切相關，并受其制約。

航空發動機結構完整性概念于20世紀60年代末由美國提出，其工程背景是：20世紀60年代末，在單純追求高性能、爭相研制推重比8一級發動機的風潮中，F100發動機捷足先登，接受合同后僅用了4～5 a就于1973年投入使用。但在投產使用的前5年中，故障和事故層出不窮。先后發生了47起渦輪轉子葉片和導向器葉片損壞、60起主燃油泵故障、10起加力泵軸承故障、8起4號軸承故障，以及其他各類故障共120多起。另據美國空軍材料試驗室的統計，在1963～1978年間發生的3828起飛行故障中，由發動機故障引起的占43%，其中大部分屬于結構完整性問題。許多故障造成了重大的飛行事故乃至飛機全線停飛的嚴重后果，其教訓十分沉重。

總結經驗教訓后，美國軍用航空發動機的設計思想和研制觀念發生了重大轉變，突出體現在1980年美國審計長向國會的報告“美國戰斗機/攻擊機發動機獲得過程中的管理問題”中。報告向國防部長建議：“部長及其辦公室要委派1個組織，建立1套有組織、有約束力的發動機結構設計、分析、研制、生產和全壽命管理辦法”；“由于發動機問題的嚴重性和它對飛機成功與否影響的關鍵性，要求在先進發動機部件和技術驗證發動機2個方面開始耐久性試驗”；“在投產前，發動機的可靠性、維修性和耐久性應有更完善地發展”。

F100發動機從研制到投產，美國空軍投資4.75億美元，經過近11年的改進，追加投資6.66億美元，盡管增重約60 kg，但最終仍通過4300次總累計循環（TAC）加速任務試車，大幅度地提高了可靠性和耐久性，F100-PW-220發動機于1985年投入批生產。至F119發動機研制時，美國PW公司吸取了教訓，從研制開始就提出要全面考慮發動機各種特性，遵循以推重比(性能和質量)為一翼，以工藝性、可靠性、耐久性、維修性、操作和成本等為另一翼的平衡設計準則。

20 世紀80年代中期，美國GE公司在F404發動機研制中堅持性能與可靠性平衡設計的準則，其設計重點先后順序是：作戰適用性—可靠性—維修性—費用—性能—質量。另外，為了替換F-16飛機的發動機，按GE公司的說法，“F101DFE(F110發動機的前身)研制計劃的重點在于耐久性、適用性和壽命期成本，而不是性能”。研制中全面貫徹了發動機結構完整性大綱，結構可靠性、耐久性顯著提高，最終在F-16飛機上占據了比F100發動機高出1倍的市場份額。

實踐表明，對于現代高性能航空發動機的設計、研制，提出并貫徹從單純追求高性能到全面滿足性能、適用性、可靠性、耐久性和全壽命周期費用要求的權衡發展，是航空發動機研制觀念質的轉變。

2 國外航空發動機結構完整性研究進展

2.1 美國的研究情況

航空發動機結構完整性研究的標志性進展和成果可以從美國在20世紀60年代末至21世紀初實施的多項與發動機結構完整性相關的重要研究計劃和發動機結構完整性大綱(ENSIP：Engine Structural Intergrity Program)的頒布及其多次改版和修訂中得以體現。

早在20世紀60年代末，美國已提出發動機結構完整性大綱(ENSIP）的概念，其結構強度的研制思路在1972年頒布的《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》（MIL-E-5007D）中就被正式采用。70年代末由美國空軍組織，與發動機公司共同實施了發動機耐久性和損傷容限評估(Durability and Damage Tolerance Assessments)技術計劃，發展了發動機結構應變疲勞和斷裂理論，對4種在役的發動機進行評估，對8種在研或改進的發動機重新進行損傷容限設計，使發動機的耐久性和可靠性顯著提高。

在總結前期（1970～1980年）發動機設計、使用和管理的經驗教訓及相關問題的研究、評估與調查的基礎上，美國于1984年11月正式頒布了第1版《發動機結構完整性大綱》（ENSIP MIL-STD-1783）（以下簡稱《1783大綱》）[1]。《1783大綱》以美國軍用標準形式頒布，并于1985年9月制定的《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》（MIL-E-87231）正式采用，1995年1月頒布的《航空渦噴渦扇渦軸渦槳發動機使用指導規范》（JSSG-87231A）(JSSG Joint Service Specification Guide)[2]和1998年10月頒布的《航空渦噴渦扇渦軸渦槳發動機使用指導規范》（JSSG-2007）一直沿用。《1783大綱》明確定義：發動機結構完整性大綱是燃氣渦輪發動機結構設計、分析、定型、生產和壽命管理的1種有組織、有條理的方法，其目的是保證發動機結構的安全性和耐久性，降低全壽命期費用和提高發動機的出勤率。《1783大綱》規定了為保證發動機具有良好的結構特性，在設計使用壽命期內應滿足設計和驗證要求，提出了“設計所需資料”、“設計分析、材料特性及研制試驗”、“零部件和核心機試驗”、“發動機地面和飛行試驗”、“發動機壽命管理”等5方面任務及其具體內容，并在附錄中針對設計和驗證要求，逐條給出了“說明”、“指導”和“經驗教訓”。《1783大綱》的頒布，首次突出了發動機預研、設計與研制（含試驗和試制）、生產和使用（含壽命管理）的全壽命周期過程，標志著現代高性能航空發動機結構完整性的研究發展理念、方法和管理程序已進入到1個嶄新階段。

20世紀80年代由美國航空航天管理局(NASA)組織實施了高溫發動機材料技術計劃(HITEMP)和具有深遠影響的發動機熱端部件技術計劃(HOST，Hot Section Technology)（1980～1987年)。熱端部件技術計劃旨在通過增強技術理解和采用更精確的設計分析方法改善熱端部件的耐久性和可靠性，集中圍繞制約燃燒室和渦輪耐久性的關鍵問題，從測試技術、燃燒、傳熱、結構分析、疲勞與斷裂、表面防護等6個方面進行了綜合研究。研究成果體現在：發展了高溫材料和結構的非線性應變理論和疲勞/蠕變壽命模型；建立了統一本構、統一損傷壽命、總應變范圍壽命和循環累積壽命模型；建立了3維非彈性結構分析方法和熱-機械疲勞試驗方法，建立了熱障涂層和抗氧化涂層材料結構的壽命分析與試驗方法等，為進一步提高航空發動機的關鍵技術參數/指標—渦輪前進口溫度，改善燃燒室和渦輪部件的耐久性和可靠性打下了良好基礎。

在總結1980～1995年的發動機設計、使用和管理的經驗教訓和相關問題的研究、評估與調查的基礎上，美國于1999年3月頒布了第2版《發動機結構完整性大綱》（ENSIP MIL-HDBK-1783A)[3]（以下簡稱《1783A大綱》）。《1783A大綱》仍分為正文和附錄2部分。在附錄指南部分中同樣針對設計和驗證要求，逐條給出了“說明”、“指導”和“經驗教訓”。《1783A大綱》名稱未變，但作用由“標準”改成了“手冊”，突出了指導性作用。與《1783大綱》相比，大量擴充了附錄的內容，附表從3個增加到21個，附圖的內容也有變化。在要求和驗證的內容、組織編排上的主要變化有：

（1）為了提高設計使用壽命和設計用法在研制中的重要作用，將《1783大綱》中“設計使用壽命和設計用法”1個條目，拆分為“設計使用壽命”和“設計用法”2個條目。將《1783大綱》中“耐久性/經濟壽命”條目對冷件、熱件、消耗件的壽命要求，添加到《1783A大綱》的“設計使用壽命”條目中，并增加了對軸承和附件的壽命要求，提出了分析和試驗驗證的指導方法。

《1783A大綱》“設計使用壽命”條目中按熱件、冷件、消耗件、軸承、附件分別列表，通過分析和試驗確定其設計使用壽命。在“設計用法”條目中，明確提出設計用法的內涵應包括任務和任務混頻、用法參數、外部作用力、工作包線等11項內容，并強調在全尺寸發動機研制一開始就應明確實際設計用法資料，以便發動機設計、分析和試驗。

（2）《1783大綱》將“環境條目”更名為“工作包線條目”，除外部作用力外，增加了工作姿態和條件、內部環境2個子條目。

（3）增加了零件分類條目，要求發動機所有零組件以及控制件、外部件和消耗件，都應按照危害程度進行分類，提出了斷裂、安全、任務、耐久性關鍵件和耐久性非關鍵件的分類要求。

（4）在損傷容限條目中增加了對復合材料損傷容限的要求，并指出有機基體復合材料（OMC)零件的損傷容限設計是非常復雜的，必須進行分析和試驗。

（5）包容性應反映整個發動機的包容要求，是發動機“強度”要求的重要內容之一，故將原作為獨立條目的“包容性”，放在“強度”條目中作為1個子條目。

（6）增加了對渦槳、渦軸發動機有關結構強度和輸出軸扭矩及轉速限制等的要求。

（7）由于渦槳、渦軸發動機在機動飛行中會在輸出軸外端產生較大的力和力矩，需控制輸出軸相對于發動機安裝節的總變形，故在強度條目中增加了發動機剛性子條目，并提出了分析和試驗驗證的指導方法。

（8）發動機主軸承設計實際反映壓力平衡要求。將《1783大綱》強度條目中的“推力軸承載荷”子條目更名為“壓力平衡”，并提出分析、驗證發動機壓力平衡的指導方法。

《1783A大綱》的頒布，標志著現代高性能航空發動機結構完整性的研究發展理念、方法和管理程序已進入到較成熟的階段。

隨著發動機研制技術的發展，各項計劃的深入系統研究和結構完整性大綱的實施，美國航空發動機因低循環疲勞、蠕變/應力斷裂以及低循環疲勞/蠕變交互作用等引起的結構故障大幅度減少，而因振動引起的高循環疲勞故障增多，其原因一方面是由于此前的研究較少涉及葉片的強迫振動和非同步振動等問題；另一方面是由于先進葉輪機設計的氣動/結構的耦合問題越來越突出。

美國空軍、海軍、陸軍、NASA和工業部門自1994年12月開始實施了國家渦輪發動機高循環疲勞科學與技術(HCF S&T)計劃[4]（以下簡稱“HCF計劃”）。該計劃項目由科學技術行動組、試驗和評估組、技術轉移組組成規劃組，下設8個行動組，針對構件表面處理、材料損傷容限、測試、結構分析、強迫響應、被動阻尼、氣動-結構力學和發動機驗證（1999年增加）等8個方面開展理論分析與試驗研究，并提出將研究成果向發動機結構完整性大綱（ENSIP）和航空渦輪發動機使用指導規范（JSSG）轉化。英國政府也對HCF計劃給予支持，美、英2國國防部共同制定了項目協議書（PA），提出了11項研究、比較和驗證的內容。

HCF計劃與美國國防部、空軍、海軍、陸軍、NASA和工業部門一起，自1988年開始實施具有重大意義的綜合高性能渦輪發動機技術（IHPTET）計劃（1988～2003年）[5]（以下簡稱“IHPTET計劃”），相互給予有力支持。在HCF計劃和IHPTET計劃中，高循環疲勞技術計劃的重點研究目標均是“最大限度地降低發動機高循環疲勞失效，進而大幅度地降低發動機的非定期維護成本”，其主要技術途徑是綜合應用CFD和CSD技術解決葉片高循環疲勞和顫振問題。HCF計劃連續6年(1997～2002年)發布了年度總結報告，其發動機驗證工作延續至2007年。該計劃對解決渦輪發動機構件的高循環疲勞問題進行了系統深入的研究。必須指出的是，美國在結構完整性研究計劃的實施過程中除了針對在研和現役發動機的故障問題，也對先進發動機的結構、材料、工藝帶來的結構完整性問題進行了研究。

在HCF計劃研究成果轉移的基礎上，美國于2002年2月頒布了第3版《發動機結構完整性大綱》（ENSIP MIL-HDBK-1783B)[6](以下簡稱《1783B大綱》)，用以替代《1783A大綱》。此后于2004年對《1783B大綱》進行了第2次修訂(withChange2)。與《1783A大綱》相比，《1783B大綱》在性質（手冊）、組織編排上基本未變，在內容上主要增加了振動與高循環疲勞方面的要求和經驗教訓。名詞術語增加了概率設計裕度；附圖增加了概率坎貝爾圖、材料性能裕度、顫振邊界裕度等內容。《1783B大綱》將《1783A大綱》“耐久性/經濟壽命”條目中的高循環疲勞轉放入“振動”條目中，充分反映振動和高循環疲勞緊密相關性，并在附錄的“指導”和“經驗教訓”中用大量篇幅給出高循環疲勞設計、試驗驗證指南，最突出的有3點：

（1）細化了高循環疲勞的模式和要求，針對系統振動（主要是系統臨界轉速）、構件整階次振動（主要指強迫共振，由強迫響應、阻尼、結構失諧和氣動失諧表征）和顫振、氣流分離或其它非整階次振動的不同振動特征，提出了高循環疲勞的分析和驗證要求；

（2）細化了高循環疲勞壽命設計要求，從振動模態與頻率、振動應力和材料與構件的疲勞強度3個方面提出了高循環疲勞壽命的分析和驗證要求；

（3）強調了概率設計思想，針對高循環疲勞模式和高循環疲勞壽命提出了頻率概率設計裕度、響應概率分布和構件失效概率等概率設計裕度的分析和驗證要求。

《1783B大綱》的頒布，標志著現代高性能航空發動機結構完整性的研究發展理念、方法和管理程序已進入到全面成熟的階段。

2.2 英國的研究情況

英國在航空發動機結構完整性研究方面的成果主要體現在其頒布的發動機應力標準和軍用航空發動機通用規范及民用航空發動機適航性規范中有關結構強度和安全性的規定上。20世紀60～70年代，英國RR公司綜合多年設計研制經驗，針對斯貝MK202發動機制定了SPEY-MK202應力標準（EGD-3）[7]，其結構設計準則、評定標準和分析方法至今仍具有重要的指導作用及參考價值。英國軍用航空發動機通用規范從D.ENG.RD2300，Issue No.3（1967.7）和D.ENG.RD2100，Issue No.5（1967.1）發展到Defence Standard 00-971（1987.5），直到最新版本的飛機用設計和適航性要求11部-發動機Defence Standard 00-970-11部（2006.1）；英國民用航空發動機適航性要求已發展到由歐洲航空安全局（EASA）頒布的最新版本發動機合格證規范CS-E（2007.12.第1修訂版）[8]（CS-E源于歐共體的民航適航性要求JAR-E，而JAR-E則源于英國早期的民航適航性要求BCAR-C（1944））。其軍用航空渦輪發動機通用規范Def Stan 00-970-11部〔9〕（2006.1），由通用和軍用2部分組成：通用要求，全面采用歐洲航空安全局頒布的發動機合格證規范CS-E的內容；軍用要求共12條，包括矢量推力、補燃加力點火和燃燒、紅外線輻射/抑制、核武器影響、吸入武器燃氣、吸入蒸汽、減小戰斗易損性、電磁兼容性、腐蝕、吞沙和塵、原型機飛行許可與加速模擬任務試車與噪聲。無論是軍用航空發動機通用規范，還是民用航空發動機適航性規范，均突出了將安全性放在第1位的設計、研制理念和要求。其中有關安全性分析和關鍵件及其定壽方法、重視和強調試驗驗證，以及可操作性強等使規范中結構完整性的要求具有鮮明特色。

2.3 俄羅斯的研究情況

俄羅斯在航空發動機結構完整性研究方面的成果主要體現在其集多年發動機設計與研制經驗，制定、實施了航空燃氣渦輪發動機強度設計試驗指南和航空燃氣渦輪發動機壽命設計指南等標準和規范中。這些標準和規范從20世紀60年代起就開始制定、實施，至今已日臻完善。其顯著特點是分析和試驗的內容、方法及評定標準等完整、細致，可操作性強，對結構完整性設計具有重要的指導作用。

綜上所述，美、英、俄等航空發動機發達國家，在航空發動機結構完整性技術與管理方面所做的研究已取得了顯著成效，基本形成氣-固-熱多學科綜合(耦合)和結構-材料-制造工藝緊密結合的設計和試驗驗證技術體系，并在現代高性能軍、民用航空渦輪風扇和渦軸發動機設計和試驗中得到成功地應用。其產品的的耐久性、安全性與可靠性均達到了較高水平。為適應更高性能發動機發展的需求，新結構-新材料-新工藝的結合更緊密，彼此之間協調發展是進一步提高結構完整性的必然趨勢。

3 中國航空發動機結構完整性研究現狀[10-11]

自1985年開始，中國較系統地開展了航空發動機結構完整性的研究工作。在消化、吸收美國航空發動機結構完整性大綱《1783大綱》和美國某航空發動機公司有關燃氣渦輪發動機結構設計準則研究報告、借鑒國外的強度標準、規范和中國自己研究實踐的基礎上，編制并以國軍標形式頒布了《航空發動機結構完整性指南》[12](GJB/Z 101,1995)；編寫、出版了《航空渦噴、渦扇發動機結構設計準則（研究報告）》（1～6冊，1997）；《航空渦軸、渦槳發動機轉子系統結構設計準則（研究報告》（2000）；《航空發動機設計手冊》（涉及結構強度的17、18、19等3冊，2001），為中國在航空發動機研制中結構強度的設計要求、內容、方法和評定標準提供了依據和參考。同時，在發動機研制中，按照國軍標《航空渦輪噴氣、渦輪風扇發動機通用規范》[13]（GJB241 1987）、《航空渦輪螺旋槳、渦輪軸發動機通用規范》[14]（GJB242 1987）、民用航空發動機適航規定[15]（CCAR-33R2 2012）以及發動機型號規范的要求，開展了大量的結構強度、振動和壽命、可靠性方面的計算分析工作；零部件與整機的強度、振動和耐久性、可靠性驗證與考核試驗工作，并建立了相關的試驗、測試設備和平臺，積累了寶貴的數據和信息。在中國航空發動機預先研究、測繪仿制、改進改型和自主研制（包含排除各類發動機故障的過程）發展歷程中，航空發動機結構完整性工作發揮了重要作用，積累了一定的經驗和教訓，具備了一定的研制能力和技術水平，為航空發動機結構完整性的深化研究和發展奠定了較堅實的基礎。

但也應看到,由于研制觀念、管理決策、技術基礎、經費投入等多方面原因，中國航空發動機結構完整性設計和試驗的能力與水平還較為落后，尚不能適應中國航空發動機預研、研制、使用和發展的需求；不能滿足在役和在研發動機對安全性、可靠性、耐久性的要求。就技術層面而言，中國航空發動機結構完整性研究在總體上反映出偏表層、方法性，缺乏深層次、理論性研究；偏單一性，缺乏綜合性研究；偏跟蹤性，缺乏創新性研究。在結構完整性設計中，存在結構與強度脫節、結構設計細節關注不夠等問題。多年來，中國航空發動機結構強度設計主要沿用國外20世紀60～70年代制定的應力標準，沒有系統、完整地形成中國自己的結構強度設計準則及其評定標準，未能形成經過驗證的結構強度設計體系。這是中國航空發動機結構完整性有較大的不確定性、可靠性水平較低、故障多發乃至危及飛行安全的重大結構故障時有發生的重要原因。

因此，必須在結構流體誘導振動與高循環疲勞、結構低循環疲勞與蠕變、結構損傷容限；發動機整機動力學與振動控制、結構優化設計理論與方法、結構可靠性設計理論與方法、結構破損安全分析與評估與結構完整性新思想、新概念探索等方向更加深入、系統、創新性地開展應用基礎和應用研究。在建立中國航空發動機結構強度設計體系的計劃中，提出在充分借鑒國外航空發動機結構強度設計經驗和總結中國研制經驗的基礎上，編制1套具有自主知識產權、工程適用、反映中國航空動力行業先進水平，達到正確性、完整性、適用性、先進性要求的航空發動機結構強度設計準則，以促進中國航空發動機結構完整性工作程序化、規范化，提高結構完整性的技術能力和水平，適應中國航空動力技術發展和結構完整性技術發展的需求。

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Investigation Progress on Aeroengine Structural Integrity

Li Qi-han
（School of Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100191,China）

Aeroengine structural integrity contains function,strength,stiffness,vibration,creep,fatigue,life,damage tolerance of engine structure and engine structural reliability.It is most important for meeting the requirments of engine integrated performance（such as the ratio between thrust and weight）and ensuring engine safety and durability.The investigation progress and accomplishments on aeroengine structural integrity in the United States,England and Russia were systematically introduced,with emphasis on the change process of the investigation,generation and development of the Engine Structural Integrity Program and relevant research program in the United States were introduced.Meanwhile,the investigation condition and future development in China were presented in this paper.

structural integrity;engine structural integrity program(ENSIP);aeroengine;safety;durability

V 231.9

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.05.001.

2013-12-12

李其漢（1938），男，教授，研究方向為航空發動機結構動力學；E-mail：liqihan@buaa.edu.cn。

李其漢.航空發動機結構完整性研究進展[J].航空發動機，2014，40（5）：1-6.LI Qihan.Investigation progress on aeroengine structural integrity [J].Aeroengine，2014，40（5）：1-6.