航空发动机工程通论-航空发动机工程通论

现代航空发动机研制，与其他航空产品最大的差异是其自身有极为详细的研制规范要求。最早的通用规范产生于20 世纪50—60年代，其是英、美等先进航空发动机国家积累几十年的发动机研制经验而逐步形成完善的，从某种意义上讲，除对性能方面这一部分要求外，通用规范即是广义的可靠性工作大纲，其详细规范了为保证发动机安全、可靠和经济地使用而应完成的所有设计要求和试验验证项目。世界范围内的多家航空发动机公司，按从通用规范裁减出的发动机型号规范研制出的军用发动机，或按适航标准（对应通用规范要求而制订）研制出的民用发动机，即自然满足了发动机研制过程的可靠性指标要求。

可靠性设计准则包括一般要求和发动机部附件/系统具体设计要求两个部分。一般要求是发动机可靠性设计应遵守的普遍规律，是发动机以往设计经验和教训的智慧总结，通常包括总体设计方案确定准则（发动机性能、可靠性、维修性和安全性等并重设计）、新技术采用准则（技术的成熟性和比例限制）、简化设计准则、性能稳定性裕度设计准则、结构和成附件降额设计准则、安全性设计准则和机械环境设计准则等。部附件/系统设计要求则是一般要求的具体工程化，是一线工程技术人员在个体设计中所必须遵循的，所规定的条款应很明确、具体，具有很强的操作性，该部分要求也是可靠性工作符合性检查的重点。(www.xing528.com)

在长期的工程实践中，航空发动机工业界总结出了一套成熟的航空发动机可靠性设计准则，这方面以美国为代表，编制发布了军用标准MIL－STD－1783《发动机结构完整性大纲》，我国也在其基础上发布了GJB/Z 101《航空发动机结构完整性指南》。此外，陈光［17］［18］、孔瑞莲［19］的著作介绍了航空发动机可靠性设计的一些成功经验。