航空發動機可靠性試驗方法研究

王桂華，蔚奪魁，洪杰，王藝

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015；2.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100083）

航空發動機可靠性試驗方法研究

王桂華1，蔚奪魁1，洪杰2，王藝1

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015；2.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100083）

在分析航空發動機相關標準的基礎上，對發動機在研制過程中零部件和整機試車、試飛項目及其考核目的進行研究。對試驗進行了分類，提出了開展極限/強化試驗的必要性；以故障模式及失效機理分析為依據，闡述了發動機在研制過程中成附件可靠性極限/強化試驗的方法、應用原則及效果，并針對高周疲勞、性能穩定性和耐久性等考核重點梳理了整機可靠性試驗的條件和載荷設計要求,提出了整機可靠性試驗載荷譜選用建議。

可靠性強化試驗；結構完整性；性能穩定性；航空發動機

0 引言

航空發動機的質量與可靠性問題已經成為制約其發展的瓶頸。為此，工業部門開展了發動機性能與可靠性一體化設計、建立體系規范數據庫、狠抓制造可靠性，著手建立和完善整機、零部件和系統的試驗驗證平臺，開展全壽命期管理等。正在經歷從關注通用規范的考核性試驗通過與否到加強研制過程中可靠性試驗驗證的轉變，旨在研制過程中通過試驗盡可能暴露、發現并解決問題。合理規劃可靠性試驗需要從發動機的故障及故障機理著手。開展故障樹和故障模式分析，找到相關底事件，針對其故障模式開展可靠性設計，采取相應措施。由于發動機是復雜而耦合的系統，特別是采用較多新結構、新工藝的新研發動機，很難完全把握所有的故障模式及機理，需要試驗驗證，即便采取了保證措施，仍需合理規劃可靠性試驗考核，從材料、部件（或模擬件[1-2]）到整機試車，系統地開展試驗工作。隨著航空發動機研制不斷向高可靠性、長壽命方向發展[3]，如何在有限的研制時間內，充分利用有限的資源合理安排試驗，滿足研制要求，是擺在研制部門面前的關鍵問題。

本文通過分析國內外航空發動機相關試驗標準，對發動機在研制過程中的可靠性試驗進行研究。

1 發動機研制試驗

按照試驗項目設置，航空發動機通用規范中大部分研制試驗均可劃歸為可靠性試驗，均可用于發動機型號研制的可靠性綜合評估。其內容主要包括結構完整性、性能穩定性和控制系統中的軟件可靠性設計等。結構完整性保障推進系統結構設計足以滿足強度、振動、耐久性、損傷容限、包容性等要求；性能穩定性意味著持續且可靠地起動，平穩而又靈敏地加、減速，在給定功率狀態下保持穩定的推力以及無失速、熄火和燃燒不穩定等。當然，作為設計分析的基礎，在研制中還要關注材料性能試驗，充分保證基礎數據的可靠性。

1.1 零部件和系統試驗

按照發動機有關標準、規范及指南中涉及的試驗要求[4-9]，發動機的零部件、系統試驗主要劃分為3類。

（1）部件性能與穩定性驗證試驗。該類試驗指對核心機、風扇、壓氣機和渦輪等部/組件及控制系統等開展的試驗，包括調節能力試驗、加力燃燒室穩定性試驗，控制系統的半物理模擬試驗等，為確定部件和系統穩定性提供了依據。

（2）在正常使用環境條件下的可靠性、耐久性試驗。該類試驗是為驗證零部件在正常工作環境條件下進行的可靠性、耐久性試驗，如葉片高循環疲勞試驗、盤軸等關鍵件的低循環疲勞試驗、關鍵件的損傷容限試驗，成附件的環境和可靠性試驗等。在進行該類試驗過程中極限載荷環境的確定對驗證部件和系統的可靠性意義重大。

（3）在惡劣載荷條件下的部件安全能力試驗。該類試驗包括包容性、盤破裂、扭矩極限、承壓容器的壓力試驗等。如盤的破裂試驗一般要檢查出裂紋或破壞為止；進行滑油系統開展滑油中斷和耗損試驗以驗證在滑油耗損后能繼續在規定時間段內安全工作的能力。

1.2 整機試車和飛行試驗

全尺寸發動機試驗的目的是驗證各設計系統是否滿足發動機運行要求，以及補充驗證在部件試驗中模擬實際環境不夠充分或無法開展的項目；飛行試驗則是補充在地面和高空臺無法驗證的試驗內容。整機試車、試飛項目主要包括3類。

（1）整機性能和穩定性試驗。該類試驗包括參數測量、控制規律調整試車、轉子動力學試車、熱和壓力測量以及振動應力測量等，由此提供整機性能數據，驗證發動機的性能分析模型的正確性。驗證進氣道、壓氣機、燃燒室和渦輪的溫度極限、燃燒室和加力燃燒室的熄火極限、飛機機動包線內的畸變極限等。開展地面和高空模擬試驗，以說明并檢驗推進系統的瞬態響應特性，以及地面和高空試驗驗證起動能力等。

（2）載荷試車。該類試驗包括加速任務試驗/加速模擬任務耐久性試驗，以及動應力測量等，驗證發動機能夠在計劃的檢查間隔和設計使用壽命期內安全、經濟且可靠地工作。各類極限載荷環境對驗證整機可靠性具有重要意義。

（3）在惡劣載荷環境條件下的整機試車。該類試驗包括葉片飛出、包容性、超溫、吞煙等，驗證惡劣載荷對發動機的影響，即在惡劣載荷作用后的規定時間內保證飛機安全的能力。

2 成附件的可靠性試驗

根據波音公司報道，在波音777改型中，機電設備未經可靠性試驗，其LRU的外場更換率高達35%，而經歷可靠性強化試驗的LRU外場更換率降至4%。由此可見，可靠性強化試驗是提高產品可靠性的有效方法[10]。隨著高可靠性、長壽命要求的提出，可靠性極限/強化試驗在發動機成附件的研制中得到應用，并取得了一定效果，耐久性加速試驗的方法研究和工程應用也正在逐步開展。

2.1 可靠性極限/強化試驗方法

成附件的可靠性極限/強化試驗實際上就是在產品研制初期，根據故障模式及失效機理分析結果，通過針對性施加強化的工作載荷，激發并暴露產品功能和結構的薄弱環節，進行故障定位、失效分析，找出失效原因，提出設計、工藝改進措施，以提高產品可靠性的方法。某型發動機成附件在可靠性極限和強化試驗中各類載荷的定義及載荷的施加方式分別如圖1、2[11-12]所示。

圖1 各種極限載荷

某型發動機在成附件可靠性強化試驗過程中暴露出繼電器失效、振動傳感器絕緣墊片碎裂、轉速傳感器外殼焊縫脫焊、作動筒漏油、起動機傳動系統齒輪齒根斷裂等故障或問題90項，其中工藝問題占44%，設計問題占28%，材料問題占22%，其他問題占6%，故障類型分布如圖3所示。這些故障或問題對完善設計、改進結構、提高設計水平提供了寶貴的經驗。

圖2 典型步進載荷

圖3 發動機成附件故障類型分布

當然，并不是所有的終止載荷均為破壞極限，引入強化試驗的概念，利用強化試驗步進加載的方式，從不大于技術規范極限的載荷起步，逐步放大不利環境條件，暴露產品薄弱環節，為產品改進設計提供依據，對開展可靠性摸底具有重要意義。此外，在發動機關鍵件的超轉破裂、部件/整機的畸變等試驗中極限/強化試驗的理念均得到體現。

2.2 可靠性極限/強化試驗的主要原則

（1）視情開展極限/強化試驗。任何產品研制計劃均需權衡產品的重要性及研制費用，無論是可靠性極限還是強化試驗，均為成附件研制試驗，需要綜合考慮設計經驗、數據和研制經費。確定某些部件、成附件的可靠性試驗要考慮對整機安全性及經濟性的影響，而影響安全的試驗項目必須提前進行，同時需考慮用戶需求和經濟性。有些試驗項目不影響安全，在部件上很難模擬或模擬真實環境費用昂貴，可以協調在整機上進行。

（2）強化試驗項目和載荷確定主要依賴產品的故障機理分析，沒有統一的標準。在研制過程中，可快速激發缺陷的試驗機理的可靠性極限/強化試驗被引入，但具體的終止載荷水平需視產品情況確定，有效終止載荷主要考慮產品的使用情況。同時“載荷”也不應僅僅定義為力或溫度，有些產品引發破壞的原因可能是誤差累積造成的不同心、大的不平衡，因此要充分考慮容差設計分析。

了解產品的破壞極限，對防止安全性事故的發生具有重要意義。對影響安全的故障模式，當儲備不確定時一般建議做到破壞或有破壞跡象發生，但一味加大試驗載荷也并不可取。應針對不同產品，制定并不斷完善可靠性極限/強化試驗要求和規范，指導可靠性試驗工作。

（3）合理策劃可靠性極限和強化試驗需要充分考慮資源與時機。開展可靠性試驗要以充分的功能性能分析及驗證為基礎，如通過進行整機腔溫和腔壓測量為部件試驗提供依據，特別是對安全關鍵件和任務關鍵件的試驗；開展發動機振動、溫度等環境應力的測量和載荷譜的編制，為成附件的可靠性極限和強化試驗提供依據。

（4）新技術的試驗驗證一定要充分。對于新技術、新結構、新材料和新工藝，由于缺乏使用經驗和數據，應開展FMECA分析，制定系統的可靠性極限/強化試驗驗證方案，對于設計更改項目同樣要進行足夠的補充驗證。

（5）研制試驗中發生的故障不同于考核試驗和外場使用。故障歸零要求不能等同于考核試驗和外場出現故障的處理方式。

3 整機可靠性試驗

除重要的主機零部件、成附件和系統部分專項試驗外，其他部件要在整機這個真實的環境平臺上進行摸底和驗證，整機可靠性試驗是驗證發動機主機、系統承載能力和穩定性的重要環節，其方案確定對發動機可靠性的考核有著至關重要的作用。

在規劃整機可靠性試驗時，需要從故障模式的角度開展試驗條件和載荷設計。發動機機械零部件和系統的故障模式包括裂紋、斷裂、磨損等，電子產品則經常發生漂移、短路、斷路等故障模式，其原因主要包括振動、溫度、環境因素（如“三防”需要）和燃油品質等。整機可靠性試車載荷譜編制中需要充分考慮振動、溫度和各類額定值。本文僅討論使用載荷試車類所關注的內容。

3.1 高周疲勞考核

高頻振動考核在CCAR33部第33.87條持久試驗中得到體現。A循環試車譜如圖4所示。

高頻振動的要求：（1）試驗中轉速遞增是考核發動機的高周疲勞，對鋼制零件為107次，非鐵合金零件為3×107次；（2）如果在整個持久試驗期間不能滿足（1）的要求，可在以后的試驗中補充；（3）如果在地面慢車和最大連續狀態之間任何一點有顯著的峰值振動，則可以變更選擇增量，以便承受峰值振動的試驗時間得到增加，最多不超過遞增試驗總時數的50%。

在很多型號研制和考核試驗中常以爬臺階專用載荷譜進行，如圖5所示。

圖4 A循環試車譜

圖5 試車程序

3.2 性能穩定性考核

在A譜（A部分）中詳細規定了發動機加減速試驗的要求，可作為制定可靠性極限和強化試驗試車載荷譜時應用：在只提供發動機運轉所必需的引氣和附件載荷時加速時間不應超過5 s；在提供飛機所允許的最大引氣和功率提取時，從最小功率或推力到額定起飛功率或推力的過程中，發動機不應出現超溫、喘振、失速等故障；試驗時油門桿從1個極端位置到另1個極端立置的時間不應超過1 s，只有不同的調節工作方法需要采用分區調節，才允許有較長時間，但不能超過2 s。

在A譜（E部分）中詳細規定了發動機反推使用試驗的要求，同樣可作為打開反推時對性能穩定性影響的考核因素在編制整機可靠性試車譜時應用。

3.3 耐久性考核

耐久性考核條件的制定重點考慮以下內容。

（1）考慮不平衡量影響因素。在諸多環境因素中，振動是引發多種故障模式的原因，而部件的不平衡量是造成振動環境惡化的主要原因，也是考慮的重點。適航要求第33.90條初次維修檢查（C循環）對不平衡量的考慮中體現非常明顯，應重點保證。C循環載荷譜如圖6所示。

圖6 C循環試車譜

試驗對不平衡量的要求非常明確，比如在低壓渦輪不平衡量為5 mils條件下執行的循環數占總循環數2/3；在低壓渦輪不平衡量為10 mils條件下執行的循環數占總循環數1/3。國外多型試驗證明這一試驗是常規發動機在使用之前用來檢驗潛在缺陷的有效手段。總的不平衡量應該足夠大，以保證外場發動機出現較大不平衡量的情況得到考核。

（2）考慮溫度相關影響因素。溫度相關影響因素用于考核熱端件的持久壽命等，在上述(C循環)試驗載荷確定中同樣規定了在排氣溫度紅線值進行750次C循環（每次20 min）用以模擬商業飛行循環。

除了試驗時間不超過5 min和不允許穩定的條件外，燃氣溫度和滑油進口溫度在以任何額定功率或推力試驗期間必須保持在限制溫度值上，如CF6－80C2發動機試驗時15個循環的滑油溫度保持為160℃，9個循環保持在175℃。

（3）考慮其他發動機額定值和使用限制。在CCAR33部第33.7條要求給出發動機的各種限制值，除紅線轉速、溫度和時間外，還包括：燃油、滑油、液壓油的牌號、品級以及規格，最大引氣和功率提取，燃油進口溫度與進氣溫度等各種額定值和限制。這些使用限制在發動機使用周期內出現的比例為確定可靠性試驗載荷譜提供了依據。在A循環中同樣規定了如下相關要求：在試驗期間，必須（至少）有1個階段，發動機處在燃油，滑油和液壓油的最小壓力限制值進行工作；另有1個階段處在燃油、滑油和液壓油最大壓力限制值進行工作，必要時允許降低油溫以獲得最大壓力。供發動機和飛機使用的最大引氣試驗時間至少為整個試驗時間的1/5（即30 h)；在發動機控制系統控制下，2個通道按照60%/40%的分流進行操作等。

（4）在動應力測量中要考慮進氣畸變對葉片振動應力的影響。GJB241和CCAR31部均對動應力測量提出了要求，但在執行中要關注對環境的要求：一定要包括進氣畸變、整機振動等因素對應力的環境影響，通過多狀態的應力測試分析，采用響應面法等方式分析整個包線內動應力情況。

4 結束語

合理安排可靠性試驗是在有限時間內提高發動機整機及成附件可靠性的有效手段；同時，只有系統安排可靠性試驗驗證，在有限時間內充分暴露故障并進行改進設計，才能提高發動機安全性和可靠性，并按適航要求在定型前初步給出合理的額定值和使用限制，比如允許的超溫、轉子瞬時超轉、喘振次數等。從而滿足航空發動機研制不斷向高可靠性、長壽命方向發展的要求。

當然，即使研制過程中開展了豐富的研制試驗，包括極限/強化、持久、壽命試驗等，最終交付外場使用中仍然可能出現新問題，畢竟內場和飛行驗證有限。因此通用規范應在設計定型前就安排領先試用，使航空發動機在不斷地使用發展中逐步走向成熟。

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Reliability Test Method of Aeroengine

WANG Gui-hua1，YU Duo-kui1，HONG Jie2，WANG Yi1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China;2.School of Jet Propulsion,Beihang University, Beijing 100083,China）

The engine components,and whole engine test,flight projects and test purposes in the development process were analyzed based on the aeroengine relevant standards.The necessary of the limit enhancement test was proposed by classifying the tests.The methods, application principle and effectiveness of the limit enhancement test method for the accessory reliability were presented according to the failure mode and mechanism analysis.Aiming at high cycle failure,performance stability and durability,the reliability test condition and loading design requirements of engine were illustrated,and the suggestion of loading spectrum selection for the engine was proposed.

reliability enhancement test;structural integrity;performance stability;aeroengine

V 263.5

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.05.003

2014-05-05基金項目：國家重大基礎研究項目資助

王桂華（1965）女，自然科學研究員，從事航空發動機質量與可靠性設計和管理工作；E-mail：wangguih@sina.com。

王桂華，蔚奪魁，洪杰，等.航空發動機研制可靠性試驗[J].航空發動機，2014，40（5）：13-17.WANG Guihua，YU DuoKui，HONG Jie,et al. Reliabilitytest method ofaeroengine[J].Aeroengine,2014,40（5）：13-17.