航空发动机工程通论：11种常用定寿方法

我国军用航空发动机定寿方法随发动机和定寿技术的不断发展而演变。在国军标和新机型号规范中，总寿命的概念已被设计使用寿命所取代。设计使用寿命通常是根据发动机研制技术要求和技术经济可行性确定的，并以该指标作为发动机主要零部件安全寿命的设计基准。整机设计使用寿命虽然是发动机在设计时所固有的，但由于在实际使用中的使用要求和使用环境等差异，发动机工作载荷与基准载荷（设计任务循环）差别较大，故各型号发动机的使用寿命在设计时很难固化，通常是在使用中结合实际载荷谱才能较准确地给出。对于一些引进机种，由于对发动机主要零部件寿命难以彻底摸底，故在发动机总寿命的给定中，保证主要零部件的使用安全可靠已成为主要的考虑因素，其定寿过程已类同于对主要零部件目标寿命的考核验证，这是现役机种定延寿的主要特点。

苏清友［6］、杨兴宇［7］等对定寿问题作了较深入的介绍，甘晓华等［8］介绍了目前常用的几种定寿方法及其特点。

11.5.2.1　台架试车和领先使用综合定寿法

现役机种定延寿最直接、最简明有效的方法仍然是一直采用的台架长期试车和领先使用考核。由于大多现役涡喷系列发动机原型均为苏联50—60年代设计的产品，其零部件结构强度是采用经验的“安全系数法”予以保证的，静强度储备系数较大，结构设计偏于安全，给出的寿命值比较保守，存在较大的寿命使用潜力，对这类发动机定寿则通常是延长使用寿命（重新确定）。由于“安全系数法”设计不能反映构件在实际工况下的载荷，而同时我国又没有原设计和试验验证寿命的技术数据，因此在对该类机种进行定延寿工作时，采用台架长期试车考核验证和领先使用相结合是有效可行的办法。

长试考核是发动机寿命延长的必要前提条件。在台架长期试车考核前，通常需要分析在使用中出现的故障情况，并对确定的薄弱环节进行必要的局部增强处理。通过长期试车考核可以检测主要零部件在预期的使用寿命期内可能出现的故障情况。但是，直到目前，持久试车程序仍大多采用台架和外场为1∶1 的时数。由于发动机实际使用中载荷复杂多变，仅靠1∶1 的小时持久试车谱很难对发动机使用任务和载荷循环进行真实模拟，特别是使用中的一些机动负荷在试车台架上无法模拟，有些零部件（如轴）故障并不能得到充分地暴露。因此，对长试考核后的发动机，在批准新的寿命值前必须通过小批量领先飞行使用的考核。领先使用就是通过延寿发动机在飞机上的小批使用，验证延寿目标的可实现性。实际上就是通过加强领先使用发动机的状态监控，来验证发动机是否可延寿到既定寿命。例如强五和歼六系列飞机的WP6 系列发动机，苏联给定的是400 h，经过该种方法延寿其寿命已延长至750 h，提高了60%多。

11.5.2.2　安全寿命控制法

安全寿命控制法，是所给定的主要零部件寿命指标对应的是构件在工作中不出现裂纹（无限寿命设计）或出现工程可检裂纹的概率低于千分之一（有限寿命设计），按照最差结构件的最低寿命作为结构件机群寿命控制值的方法。在现行国际和国内通用的发动机型号设计准则中，已明确要求给出发动机所有断裂关键件（轮盘、轴和叶片等）的安全寿命指标，即给出关键件在设计任务循环下所允许的工作循环数和蠕变寿命（高温工作时间）。安全寿命和实际飞行载荷谱的结合，可以直接、准确地确定发动机零部件的寿命极限，在理论上讲，能够保证发动机在寿命期内的可靠性。通常认为，采用这种方法确定发动机寿命，一旦关键寿命件出现可检裂纹，就要考虑重新评估该型发动机使用寿命，是一种较严酷的寿命控制办法。

对整台发动机来说，必须给出安全寿命指标的零部件，大多是盘、轴类等关键件，该类零件失效后大多会造成发动机解体，从而导致严重的飞行事故。实际上，由于经济性因素，发动机总寿命往往就是取决于该类零部件所允许的寿命指标。通常这类部件的安全寿命指标（低循环疲劳或蠕变等）应该是在设计时给出的，但由于我国大多数现役发动机原始设计是参考国外产品，故在该方面至今仍无足够设计数据，长期以来其安全寿命还是通过台架长试间接考核的。从可靠性观点看，由于长试子样有限，故对结构件安全寿命的考核是很不充分的。

11.5.2.3　因故退役控制法

因故退役控制法是定时翻修维护体制下确定发动机关键件寿命的一种行之有效的方法。因故退役法首先是要能够给定发动机每个关键构件的初始寿命，在寿命期内的使用中一经发现裂纹就报废的寿命控制方法。亦即，实施因故退役法就是不允许带裂纹构件的继续使用，从而没有充分发掘出每个构件的寿命潜力。采用这种方法确定发动机寿命的通常做法是，一旦关键寿命件出现可检裂纹，就将该台发动机退出使用，而没有出现裂纹的同型发动机仍可继续使用。但它不适合于对寿命关键件不能够实施有效监测的发动机。

11.5.2.4　损伤容限控制法(www.xing528.com)

损伤容限法是以每个构件的损伤容限寿命，即裂纹扩展到一定程度后报废作为寿命控制的准则。损伤容限控制是20 世纪80年代基于断裂力学理论的发展而产生的。该方法利用断裂力学中对结构从起始裂纹到断裂失效之间裂纹扩展速率和临界裂纹长度的推算，确定构件在工作环境下所允许的工程裂纹长度和对应的检验周期。在同样保证使用安全的前提下，实施损伤容限控制的构件允许带裂纹构件继续使用，从而充分挖掘出每个构件的寿命潜力。

当发动机寿命主要受制于某一个关键零部件时，采用该种方法处理，通过对结构件在使用中的自然筛选，其使用寿命可以得到有效增长。只要对受检构件确定合适的检查周期（对外场不可检构件则对应翻修寿命），发动机的安全就可以得到有效保障。

在对结构件实施损伤容限控制时，必须具备三个方面的条件：一是能确定构件危险部位；二是能确定构件危险点的临界裂纹长度和扩展速率；三是具备有效检测仪器和检测方法，并确定检测周期。该方法在现役机关键件（盘、叶片等）寿命控制上得到广泛运用，并取得了显著的成就。

11.5.2.5　单机寿命控制法

我国军用航空发动机寿命确定一直沿用苏联的以统一的安全寿命（小时寿命）为限制参数的机群定寿技术体系，即同型发动机使用寿命都是一样的，一旦到了规定的使用小时数就一律送修或退役。实际上，发动机工作小时数并不能真实反映发动机寿命消耗的本质。在同样的工作时间内，每台发动机由于其用法不同，其使用载荷并不一样。按机群定寿，导致使用载荷较轻的发动机继续使用，潜力被完全浪费，使用载荷重的则易出飞行安全事故。

航空技术比较先进的国家，已经认识到这一弊端，自20 世纪80年代通过增强发动机的使用载荷监控和分析等手段，在部分三代机上已逐步将发动机的寿命由机群定时翻修转变为采用使用载荷为寿命限制的单机寿命控制。这种方法是先确定出机群寿命主要结构件的载荷损伤寿命值（主工作循环次数），再根据单台发动机的累计使用载荷强度是否到达到规定的主要循环次数来确定剩余寿命。与传统的机群定寿相比，采用单机寿命监控，由于排除了使用载荷分散性，故其给定安全寿命的分散系数会有所降低。如英国军用飞机使用规范规定，在一定样本量的疲劳实验结果下，对于不采用单机寿命监控的飞机，分散系数为5，而采用单机寿命监控的飞机，则分散系数可取3.33。可见，采用单机寿命监控可以大大提高安全寿命。

11.5.2.6　按单机技术状态定寿法

所谓单机定寿就是要确定出每一台发动机的使用寿命。由于在实际使用中，同型发动机会有相当比例的发动机由于出现影响安全的严重故障，中途退役。这种影响发动机个体寿命的原因主要是发动机个体之间存在使用载荷强度、制造和维护的差异。实际上，由于材料、热处理工艺、制造工艺、使用载荷等因素分散性存在，以及使用维护的差异，其使用寿命必然有一定的差异。由此可见，以机群的安全寿命或载荷强度寿命值（主循环次数）控制寿命，并不能确定发动机单机最终的实际使用寿命值。

为此，发展了按发动机单机技术状态确定使用寿命的理念，其主要思路为：发动机个体之间由于制造、使用和维护的差异，即使发动机用法相同，其实际承受的载荷大小和承受的能力也存在一定差异，这种差异会在发动机到达预期寿命前以某种故障形态表现出来而提前退役。因此，在确定了发动机个体累积载荷强度寿命后，纳入个体制造和使用维护差异对使用寿命的影响，综合两种因素确定发动机单机使用寿命。这种方法确定出的是发动机单机的实际服役使用寿命值，既有助于延长使用寿命又可保证使用安全。

该方法是先确定发动机机群使用载荷寿命值（如大状态工作时间比例和主要工作循环次数等），再通过发动机使用载荷历程的准确统计，完整地追溯单台发动机装机以来的使用载荷强度，确定使用消耗寿命。此外还需要进行发动机相关气动热力参数、振动、油液、损伤等检测和趋势分析，掌握单机技术状态（以此考虑发动机个体制造和使用维护差异对使用寿命的影响），综合判别单台发动机可否继续安全使用。简要地说，单机定寿=使用载荷＋健康状态。这种方法与传统的机群定寿相比，既提高了使用寿命，又较好地保障了使用安全性，能取得良好的经济和安全效益。