航空发动机初始放飞寿命应用研究

王东艺，彭正华，詹洪飞

（海军驻常州地区航空军事代表室，江苏常州，213022）

航空发动机初始放飞寿命应用研究

王东艺，彭正华，詹洪飞

（海军驻常州地区航空军事代表室，江苏常州，213022）

确定航空发动机设计定型试飞初始寿命时，面临试飞时间要求长于单台发动机定型试车累计时间的矛盾，需要既确保试飞试验载机的安全，又能满足试飞所需求时间。通过分析航空发动机寿命的确定方法，对初始寿命的确定进行深入研究，结合某型涡轴发动机研制实际情况，提出了在完成关键件安全寿命验证的基础上，结合同步开展的设计定型持久试车、首翻期寿命试车和试飞使用信息分析评估等，分阶段给出整机放飞寿命满足试飞寿命需求的寿命策略。该方法已在研制实践中应用，取得了良好效果，有效地解决了上述难题，对其他型号发动机的研制具有有益的借鉴作用。

初始寿命；放飞寿命；航空发动机；设计定型；试车

0 引言

新研航空发动机在设计定型期间无实际使用经历，且未完成首翻期的试车考核。在发动机设计定型试飞时，可能尚未完成厂内的台架设计定型试车，加之按规范进行的发动机设计定型试飞时间又长于单台发动机设计定型台架试车的时间，在此情况下，初始放飞寿命的给定成为发动机研制中的难题。给定过短无法满足试飞需求，给定过长又可能对飞行安全造成隐患。如何在保证飞行安全的情况下，为发动机试飞提供足够飞行试验时数，以满足试飞试验要求，国内外学者虽在此方面进行了大量探索，但尚未形成完整一致的意见和普遍认可的标准。

本文结合某型涡轴发动机研制，对发动机在科研阶段的放飞寿命进行了深入的研究，提出了新研航空发动机初始放飞寿命的方法，并在工程实践中开展了实际应用，取得了满意的效果。

1 发动机定寿方法分析

1.1 发动机寿命确定方法

发动机寿命是在规定的使用条件下发动机正常运转的持续时间，是耐久性指标。其实质是主要结构件因工作中的磨损、蠕变、应力断裂、高低周疲劳、热疲劳等造成构件失效前，发动机累计工作时间和循环数。主要涉及2方面内容：关键件安全寿命和发动机整机或单元体翻修寿命。发动机定寿主要对零部件和整机试验及外场使用等进行评估确定。对于定时维修的发动机，其寿命针对整机；对于视情维修的发动机，其寿命针对主要零部件或单元体。传统军用航空发动机寿命和返修间隔期（TBO）的确定一直沿用前苏联以统一整机寿命和TBO小时寿命为限制参数的机群定寿技术体系。即同一型号发动机的使用寿命相同，达到规定的使用小时数后送修或退役。

在发动机研制过程中，其性能已确定并经多次验证，但确定其寿命指标需分析其长期使用数据，发动机配装的机型、执行的任务、使用的用户等都会影响其使用寿命。此外，发动机的使用寿命还与其任务循环和外部作用力相关。任务循环表明发动机的实际使用状态，寿命损耗主要取决于低循环疲劳和应力断裂。

通常，发动机寿命由主要零部件强度设计、试验和整机长期考核的结果共同决定。关键零部件的安全寿命取决于应力水平和循环次数，在满足高循环寿命要求的基础上，主要由其低循环疲劳寿命决定。整机或单元体的使用寿命不仅与疲劳、损伤、变形等结构完整性有关，还与使用状态、性能衰减、故障率、维护经验和返修经济性等相关。同时，制造误差、烟雾、沙尘、高原环境和不同用户的使用特点等因素也会对其产生影响。确定这一寿命既应考虑到安全因素，也要顾及到到其他因素，最终取值可能低于发动机实际所具有的能力寿命，导致发动机剩余寿命被浪费。为此，国外先进发动机已由“规定”定时寿命转变为“视情”寿命，即发动机生产商不给出发动机规定寿命，由用户根据发动机健康状况判断是否需要返修。目前，大多数民用发动机都采用“视情”寿命方法，但采用此方法时，发动机的一些主要零部件（如压气机盘、涡轮盘、机匣、轴、叶片等）仍配有专门的“有限寿命零部件”清单来规定额定寿命，包括使用时数和低循环寿命。

发动机的压气机、涡轮、轴和传动等旋转部件具有高转速、振动和高能量的特点，是发动机受损和破坏的根源。目前，国外普遍采用的发动机定寿理论方法有以下几种。

1.1.1 台架试车与领先使用综合定寿法

台架试车与领先使用综合定寿法是最为广泛采用的1种方法。在台架考核试车的基础上，结合用户的领先使用，摸索和验证寿命目标的可实现性。其寿命设计以循环疲劳与持久/蠕变理论为依据，采用以零部件设计任务循环与整机和零部件试验验证相结合的方法，通过用户领先使用来确定发动机的翻修寿命。

1.1.2 安全寿命控制法

安全寿命控制法是指主要构件在工作中不出现裂纹或可检出裂纹（定义为深0.4 mm，长0.8 mm）的概率低于千分之一，则按寿命最短结构件确定机群寿命控制值的方法。这些结构件的安全寿命（循环疲劳或蠕变）在设计中确定或通过在试验台对零部件或试样进行典型载荷下的疲劳试验，并根据试验结果的统计模型研究试验数据的疲劳分布模式，从而推算出适用的最低寿命。

1.1.3 裂纹扩展准则（安全预测总寿命法）

裂纹扩展准则指零部件出现裂纹，但不一定会报废，还可以继续使用，或者说在安全寿命准则下可继续使用。按威布尔分布（Welbull distribution）或对数正态分布模型，由裂纹扩展确定剩余寿命，取主要零部件功能失效寿命的“2/3破裂”来确定安全寿命。

1.1.4 因故退役控制法

因故退役控制法是指对于可以有效检测关键零部件的发动机，在已经给定其初始寿命的基础上，不允许出现裂纹后继续使用，一发现裂纹就退役，其他未发现裂纹的发动机可继续正常使用的寿命控制方法。

1.1.5 损伤容限法

损伤容限是指发动机在规定的不修理使用期间，抵抗由裂纹、缺陷或其他损伤导致失效的能力。前述的定寿前提是假定零部件试验在投入使用时是无缺陷的，但在实际使用中存在缺陷的可能，因而可能造成安全风险或寿命的浪费。为利用零部件的潜在寿命，用损伤容限代替安全寿命，假设材料中存在初始微裂纹，用断裂力学方法分析适当应力水平下零部件初始裂纹到断裂失效期间的裂纹扩展速率和临界裂纹长度，计算裂纹扩展到临界尺寸是所需的循环数，确定允许的工程裂纹长度和对应的检测周期，从而发挥零件的剩余寿命潜力。

1.1.6 单机寿命控制法

发动机工作时数并不能真实反映发动机寿命消耗的本质，因此以统一寿命和TBO小时寿命为限制参数的机群定寿方法有其弊端，西方国家已由机群定时返修转为使用载荷为寿命限制的单机寿命控制，对单元体或大部件进行寿命管理，用发动机使用循环数来确定其使用寿命。在此基础上，考虑到制造、维护、任务和用户等差异，又发展出以载荷和健康控制为核心的单机技术状态定寿方法。

上述方法都是在保证飞行安全的基础上，为了充分挖掘发动机的寿命潜力，确定发动机全寿命或TBO的办法。对于研制中的发动机而言，确定其试飞初始寿命时，只需考虑选择合适的“规定”值满足试飞任务的要求，其值远远低于设计目标或门限值，因此上述方法并不完全适用。

1.2 发动机初始寿命的给定

标准规范规定试飞发动机应完成发动机飞行前规定试验（简称PFRT）。发动机应在设计定型试飞前通过定型试车，最迟应在设计定型试飞前进入定型试车。设计定型试飞开始后，发动机定型试车的时间应长于发动机设计定型试飞的累计时间。

研制过程中的新机的整机寿命只能依据有限的试验确定，常用的确定方法有3种。

（1）按照PFRT的结果确定。PFRT采用10阶段的60 h持久试车程序，且这种试车程序十分苛刻，试验载荷远远超出一般飞行使用载荷，完成PFRT试车，可默认发动机具有60 h或以上的持久使用能力。因此，部分国家给出的初始寿命与PFRT试车时数相同，约 60 h；

（2）英国DEF STAN 00-971《飞机燃气涡轮发动机通用规范》提出，若需要N台发动机用于首飞，则按N+1台生产。所有N+1台发动机每台均按24 h（共4个循环）持久试车程序试车，试车通过后，再用其中1台满意地完成相同的第2个24 h试车，则N台发动机以25 h初始寿命放飞。该标准同时对研制期间的试验台运转提出规定：能代表原型机飞行所用的发动机主要零件（旋转和非旋转件）在试验台上的单台累计运转总时间应超过原型发动机许用寿命。这与原型机飞行中发动机将要经历的工作情况相似。

（3）俄罗斯在确定初始寿命时通常采用2～3台发动机，完成50或100 h的持久试车，若每台发动机均满意地通过长试，则初始寿命按长试试车时数的一半即25或50 h放飞。

这3种方法的共同缺点是：给定的初始寿命都较短，无法满足发动机设计定型试飞的时间要求。因此需要探索既能保证飞行安全又能满足试飞需求方法。

2 发动机设计定型飞行试验放飞寿命实践

2.1 某型发动机设计定型飞行试验要求

新研发动机设计定型试飞的目的是要验证发动机的性能特性、工作特性与研制总要求是否相符，其可靠性、维修性、安全性、保障性和环境适应性等是否与经批准的总体技术方案一致，考核“4随”的适用性，为发动机的设计定型提供有效依据。

某型涡轴发动机是在其原型发动机基础上改进研制的，其寿命政策沿用了定时维修要求。根据发动机研制总要求和GJB243A-2004《航空燃气动力装置飞行试验要求》，试飞单位编制设计定型试飞大纲并得到批准。按照大纲要求，对该型发动机提出了最低试飞寿命约为300发动机小时和地面试验约30 h的试飞时间需求，总试飞寿命不低于330发动机小时。

规范要求在发动机初始飞行前，应结合PFRT、结构试验等各项试验和研究分析，对该阶段发动机寿命进行评估，验证发动机及零组件、附件、轴承是否满足强度和寿命分析要求。由于试飞前已经完成了关键件的低循环试验等结构完整性试验和规定的PFRT试车，未发现可能危及飞行安全的零件失效或存在隐患，无性能过度恶化，发动机和组件满足规定要求，并得到使用部门的认可，试飞前已经接近完成台架150 h定型摸底持久试车，开始进行150 h设计定型试车，具备了发动机试飞的条件。

2.2 确定放飞初始寿命的思路

某型涡轴发动机PFRT包括一系列零部件试验和整机试车。PFRT结束后，生产了1批同一状态的发动机提供飞行试飞。通过PFRT，证明发动机性能基本达到要求，具备初始飞行试验要求的性能和进行一定飞行时数的耐久性，发动机安全性有一定保障，满足“设计定型试飞前发动机应进入定型试车”的规定要求，可以投入飞行试验。因此交付给试飞单位4台发动机（其中1台作为主测试发动机），开展动力装置飞行试验。进入设计定型试飞阶段，如何确定新研发动机的放飞寿命，使其既保证安全又能满足飞行试验寿命要求成为1个难题。

作为定时维修的发动机，在研制时可接受的发动机首翻期寿命最低“规定”值为1000 h、关键件低循环疲劳次数为2600循环。研制单位通过规定的试验、试车和附加试车来验证技术指标。为此需要按要求开展规范规定的试车考核：关键部件按2600次的4倍进行低循环试验，整机按2600的2倍进行低循环疲劳试车，验证其安全寿命；整机开展60 h PFRT，并在2台发动机上进行150 h的设计定型持久试车；在台架按使用任务谱开展1000 h首翻期寿命试车。在按上述标准要求进行持久试车前，先在1台发动机上按设计定型相同要求进行150h设计定型摸底试车和1000 h首翻期摸底试车。

该型发动机在原准发动机基础上改型研制而成，在涡轮前温度基本不变的基础上，通过提高压比增大流量，提升了发动机的功率等级，与原准机大多数零部件通用，压气机、燃烧室、涡轮部件等更换了强度更高的耐高温材料，改进和提高了附件和轴承等的适应性。由于飞行载荷谱相似，该型系列发动机的使用情况可以作为重要参考和依据。原准机的使用经历较为成熟，发动机试飞的试验载机为多发飞行平台，且已服役多年。结合相关标准和该型发动机实际情况，参考国外初始寿命确定方法和航空发动机定寿指南中对在研新机的寿命规定。根据国外涡轴发动机应采用任务化持久试验和循环持久试验的经验，为确保多乘员机组试验平台的飞行安全，针对某型发动机的特点和试车特性，考虑到试验继承性和安全性等因素，确定该型发动机的60 h PFRT、150 h定型持久试车采用循环耐久性试车，首翻期寿命试车采用按实际使用谱适度加严的持久试车方式。这样可以比较准确全面地反映载荷和耗损损伤等模型。

发动机的整机寿命主要取决于主要零部件的寿命，作为整机寿命基础的关键件安全寿命采用了低循环疲劳定寿的方法并得到验证，在此基础上，为了确保该型发动机设计定型工作顺利进行，在试飞时同步开展厂内台架相关试车，逐步确定和延长试飞寿命。且保证试飞发动机飞行时数不超过台架单台试验时数，使台架试验运转与试飞发动机将要经历的工作类型性质上相似，应该是安全可行的。据此提出了该型发动机初始寿命放飞思路：借鉴台架试车和领先使用综合定寿法的思想，在完成PFRT基础上，按序实施发动机设计定型摸底试车、整机低循环疲劳试车、设计定型持久试车、首翻期寿命试车等台架试验，结合试飞过程发动机监控和使用信息，分析后采取偏安全策略，分阶段、多节点、逐步给出和延长发动机定型试飞寿命。同时控制单机台架试验时数，使其始终大于试飞发动机使用时数，在确保飞行安全的同时可以满足试飞需要。

2.3 放飞寿命的给定

在确定试车方式和时序的基础上，为确保安全和满足试飞时间和状态要求，确定分2个阶段5个节点，使单台发动机台架试验时间领先试飞发动机工作时间，逐步给出试飞用发动机的使用寿命。

第1阶段为设计定型持久试车阶段，共有3个节点。由于PFRT和设计定型持久试车是在规定的“最大转速”、“最高燃气温度”、“最高滑油温度”和“最大引气量”等极限工况下，充分考核了发动机结构完整性等，但试飞使用中这些极限工况下出现的概率低，使用状况明显低于台架试验工况，因此，通过60 h PFRT和150 h设计定型持久试车的试验验证，可以安全地给出不超过150 h的初始试飞寿命。根据试飞计划安排，科研发动机完成了60 h PFRT后放飞，首先给出第1节点和PFRT相同的60 h初始放飞寿命，台架同步开展150 h设计定型摸底试车和持久试车、首翻期寿命试车，第1节点提供的试飞寿命使用尚未结束时，第2节点已经完成了1台发动机150 h设计定型摸底试车，可以继续给出55 h（累计115 h）寿命。第3节点150 h设计定型持久试车完成后，通过150 h的设计定型持久试车，证明发动机达到战术技术指标和使用要求，发动机具有进行相关飞行试验时数的使用寿命，再给出30 h寿命（累计145 h）。

第2阶段为首翻期寿命试车阶段，共有2个节点。依据飞行任务剖面进行首翻期寿命试车，充分考虑了发动机在任务混频和环境混频的实际条件下所承受的典型载荷状态，是发动机服役状态下并适度严酷化的状态反映，能比较真实的反映实际使用状况。发动机试飞采用多发平台，发动机2/3数量完好状态即能保证正常的飞行安全。出于安全考虑，试验放飞寿命与台架试验时间之比选定为1/3-2/3，且台架试验时间越长比值越低。第4节点为1台1000 h首翻期试车达到300 h后，给出50 h（累计195 h）寿命。达到600 h后，再给出50 h（累计245 h）寿命。第5节点完成了1000 h首翻期试车，继续给出50 h（累计295 h）寿命。1000 h首翻期试车发动机完成详细分解检查，未发现有危机飞行安全的故障或隐患，再最终给出50 h（累计345 h）试飞寿命，使提供的总试飞时数达到345 h，超过330 h的需求。台架试验始终领先于试飞发动机的使用时数，满足了发动机试飞和地面调整试飞的需要。

上述办法分不同阶段和节点给出了发动机试飞放飞寿命，并在试飞过程中加强了对发动机的监控并综合分析评估了使用信息，定时采取孔探检查、滑油光谱分析、振动监测等无损检查手段监控发动机，使之始终处于良好和安全状态。试飞后发动机分解检查中未发现有影响飞行安全的故障和隐患。经试飞表明，制定的发动机初始寿命给定方法是科学、合理、有效的。

3 结束语

综合分析与分解检查评估表明：目前采用的台架领先试验、分阶段多节点逐步确定初始寿命的方法，其优点是科学、安全，缺点是过于保守。发动机设计定型试飞证明了这种方法是安全可行的，可以有效地保障飞行安全并满足试飞时数的要求。在满足该型发动机研制的同时，也为其他发动机研制过程中遇到的相同问题提供了可借鉴的解决思路。

[1]总装备部.GJB241A-2010航空涡轮喷气涡轮风扇发动机通用规范 [S].北京：总装备部军标出版发行部，2010：62-104.General Armament Department.GJB241A-2010 general specification for engine,aircraft,turbojet and turbofan[S].Beijing:General Equipment Department Military Standard Press,2010:62-104.(in Chinese)

[2]国防科工委.GJB 242-1987航空涡桨和涡轴发动机通用规范[S].北京：国防科工委军标出版发行部，1987：35-82.State Commision of Science and Technology for National Defense Industry.GJB 242-1987 general specification for engine,aircraft,turboprop,and turboshaft[S].Beijing:National Defense Science and Technology Commission Military Standard Press，1987：35-82.(in Chinese)

[3]国防科工委.GJB243A-2004航空燃气动力装置飞行试验要求[S].北京：国防科工委军标出版发行部，2004：7-42.State Commision of Science and Technology for National Defense Industry.GJB242-1987 the flight test requirements for aircraft gas turbine powerplant[S].Beijing:National Defense Science and Technology Commission Military Standard Press，2004：7-42.(in Chinese)

[4]徐可君，江龙平.军用发动机可靠性和寿命管理[J].中国工程科学，2003，5（1）：86-88.XU Kejun,JIANG Longping.Reliablity and life management on aeroengine used in army[J].Engineering Science，2003,5（1）：86-88.(in Chinese)

[5]甘晓华，李伟.现役航空发动机使用寿命确定和控制方法[J].航空工程进展，2010，2：104-106.GAN Xiaohua,LIWei.A summary ofmilitary aeroengine life determinationmethods[J].Advances in Aeronatical and Engineering,2010,2:104-106.(in Chinese)

[6]苏清友.航空涡喷、涡扇发动机主要零部件定寿指南[M].北京：航空工业出版社，2004：358-374.SU Qingyou.Turbojetenginemain parts life guide[M].Beijing：Aviation Industry Press，2004：358-374.(in Chinese)

[7]李伟，史海秋.航空发动机涡轮叶片疲劳—蠕变寿命试验技术研究[J].航空动力学报，2001，16（4）：323-326.LIWei，SHI Haiqiu.Research on experimental technique for fatigue-creep life of the turbine blade in aeroengine[J].Journal of Aerospace Power，2001，16（4）：323-326.(in Chinese)

[8]林基恕，战明学.航空发动机主轴轴承寿命确定方法的研究[J].航空发动机，2002（1）：40-42，46.LIN Jishu,ZHAN Mingxue.An investigation ofmethod for determination of operating life on aeroengine main bearing[J].Aeroengine，2002（1）：40-42,46.(in Chinese)

[9]裴月，薛飞，王荣桥.涡轮盘低循环疲劳寿命可靠性研究[J].燃气涡轮试验与研究，2007，20（1）：39-43.PEIYue,XUE Fei,WANG Rongqiao.Reliability research for the low cycle fatigue life of a turbine disk[J].Gas Turbine Experimentand Research，2007，20（1）：39-43.(in Chinese)

[10]陈小磊，郭迎清，张书刚.航空发动机寿命延长控制综述[J].航空发动机，2013，39（1）：17-22.CHEN Xiaolei,GUO Yingqing,ZHANG Shugang.Summary of life extending control for an aeroengine[J].Aeroengine，2013，39（1）：17-22.(in Chinese)

[11]刘翔，朱旭程.航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命研究[J].海军航空工程学院学报，2008，23（5）:527-530..LIU Xiang,ZHU Xucheng.Research on turbine disk LCF life of jet engine[J].Journal of Naval Aeronautical Engineering Institute，2008，23（5）:527-530.(in Chinese)

[12]洪杰，张大钧，韩继斌.航空发动机关键件使用寿命监视系统设计[J].北京航空航天大学学报，2000，26（1）：45-48.HONG Jie,ZHANG Dajun,HAN Jibin.Design of life usage monitoring system of aeroengine critical part[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2000，26（1）：45-48.(in Chinese)

[13]王永华，李本威，王东艺，等.航空发动机使用寿命监视研究[J].海军航空工程学院学报，2002，17（3）：327-330.WANG Yonghua,LIBenwei,WANG Dongyi,et al.Reserch of life usage monitoring for aeroengine[J].Journal of Naval Aeronautical Engineering Institute，2002，17（3）：327-330.(in Chinese)

[14]张逸民.航空涡轮发动机翻修寿命与可靠性分析 [J].航空学报，1981，2（4）：44-51.ZHANG Yimin.Study on time between overhauls(TBO)of aircraft turbojet and its reliability[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，1981，2（4）：44-51.(in Chinese)

[15]贾军，龙胜刚，唐平宣.航空发动机涡轮盘初始使用寿命的确定[J].航空动力学报，1993，8（1）：83-86，96.JIA Jun,LONG Shenggang,TANG Pingxuan.Primary rated life estimation for turbine disks[J].Jounal of Aerospace Power，1993，8（1）：83-86,96.(in Chinese)

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

王东艺（1962），男，高级工程师，从事航空发动机总体技术研究及装备监造工作；E-mail：13906127366@139.com。

王东艺,彭正华，詹洪飞.航空发动机初始放飞寿命应用研究[J].航空发动机，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.