航空發(fā)動機加速任務試車標準研究

于宏軍 朱 瑾 張 勇 楊九高 司榮寧

（1．中航工業(yè)綜合技術研究所，北京 100028；2.沈陽發(fā)動機設計研究所，遼寧 沈陽 110015）

總結以往的使用經(jīng)驗，現(xiàn)代航空發(fā)動機的發(fā)展是由極力追求高性能、強調高推重比的動力性能和低油耗的經(jīng)濟性能，轉向綜合權衡發(fā)動機性能、壽命、可靠性、耐久性、結構完整性、使用性、維修性和壽命期總費用。壽命已成為航空發(fā)動機重要技術指標之一。隨著高性能航空發(fā)動機設計因素構成的完善和不斷發(fā)展，先進的航空發(fā)動機總技術壽命達到了幾萬小時，而采用全壽命試車來確定發(fā)動機的壽命試驗周期太長、燃油費用和資源消耗太大，適用性明顯變差。因此各航空發(fā)動機大國都在研究新的長期試車技術，以適應發(fā)動機的需要。長期試車的方法也從全壽命試車、150/300h持久試車拓展到目前先進的加速模擬試車。

航空發(fā)動機發(fā)展的早期，發(fā)動機壽命僅為幾十到幾百小時，限制發(fā)動機技術壽命的主要因素是零部件的應力斷裂和蠕變。各國都采用模擬外場實際使用的工作狀態(tài)、持續(xù)時間和狀態(tài)的變換來進行全壽命長期試車。MIL–E–5007D《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范》及GJB 241–1987《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范》的150h鑒定長期試車是用來檢驗發(fā)動機性能穩(wěn)定性、結構強度的可靠性、使用的適航性；它不是一種嚴格加速模擬試車，功率狀態(tài)的分配及狀態(tài)變換與實際使用相差很遠，因而它不能嚴格確定發(fā)動機的技術壽命。

由于航空發(fā)動機設計水平的提高，先進的航空發(fā)動機總技術壽命達到了幾萬小時，限制發(fā)動機壽命的主要因素起了很大變化。在70年代初，據(jù)統(tǒng)計分析，先進航空發(fā)動機75%重要零部件的壽命主要受疲勞損傷的限制。美國在航空發(fā)動機研制過程中首先采用了加速模擬試車，在臺架上進行循環(huán)，預先暴露外場使用中可能出現(xiàn)的各種結構缺陷和故障，以便盡快采取改進措施，并預測發(fā)動機循環(huán)限和壽命限。并且早在1983年9月的MIL–E–5007E中已明確要求開展與飛行任務有關的加速任務試車（AMT）。美國空軍對加速任務試車的定義是：發(fā)動機在地面臺架上進行的一種模擬外場使用任務，而縮短時間的試車，其試車大綱能直接反映使用中全部高功率狀態(tài)的變換及相應時間。70年代，前蘇聯(lián)采用了加速等效試驗進行加速模擬試車。其概念和作法是用大載荷、熱沖擊、大功率狀態(tài)、共振狀態(tài)以及增加疲勞循環(huán)次數(shù)等各種辦法，進行臺架試車，使發(fā)動機零部件和整機在相當短的時間內，發(fā)生故障、累積磨損程度和造成的損壞與全壽命試車有相同的結果。我國從70年代后，對一些老機型渦噴渦槳發(fā)動機，根據(jù)實際使用經(jīng)驗，參照前蘇聯(lián)的一些方法，考慮綜合模擬斷裂、高頻振動疲勞和蠕變、腐蝕、低循環(huán)疲勞和熱疲勞等影響因素，進行了加速模擬試車，取得了一些經(jīng)驗。

國內外加速模擬試車實例已經(jīng)證明，加速模擬試車是復現(xiàn)使用故障、零部件的承載能力和循環(huán)疲勞，弄清發(fā)動機結構完整性的極好方法，由于它能在裝機投入使用前找出存在的問題，縮短研制總時間。因此建立航空發(fā)動機加速模擬試車要求，具有重要的現(xiàn)實意義。

以下就國軍標《航空發(fā)動機加速模擬試車要求》中相關具體標準條款進行研究。

1 關于任務剖面和任務混頻

對于任務剖面和任務混頻，標準中規(guī)定“使用部門應提供發(fā)動機的設計任務剖面（或使用任務剖面）及對應的任務混頻”。

研制初期，在精確飛行任務及其任務混頻還得不到的情況下，可利用發(fā)動機型號規(guī)范中推薦的設計工作循環(huán)數(shù)?？蔀榱饲袑嵟灏l(fā)動機實際使用負荷，確定發(fā)動機載荷循環(huán)，必須對有關使用部隊進行大量調查，查閱有關飛行計劃報表和飛行員的飛行日記，并向空、地勤人員詳細了解關于飛行任務種類、地面試車中故障與起飛著陸頻度。另一方面在飛機上裝飛參記錄儀記錄有關參數(shù)，如油門角度變化、燃氣渦輪溫度、轉速等隨時間變化情況，以及飛機飛行高度、速度、外界大氣溫度，以便更準確模擬真正的使用條件。

2 關于環(huán)境混頻

對于環(huán)境混頻，標準中規(guī)定“發(fā)動機使用部門應根據(jù)所配裝飛機部署區(qū)域的環(huán)境大氣條件來提供環(huán)境混頻。在環(huán)境混頻中所考慮的大氣條件，不包括大氣壓力變化的影響，僅考慮對發(fā)動機熱力循環(huán)有影響的大氣溫度。如尚無裝機對象，在壽命損傷分析時宜采用表1中的環(huán)境混頻要求”。

在環(huán)境混頻中所考慮的大氣條件，僅限于對發(fā)動機熱力循環(huán)有影響的大氣溫度。大氣中其他因素，如濕度、鹽份等對發(fā)動機特定構件的影響，在構件的損傷分析中另行考慮。

高海拔機場起飛時，由于大氣壓力的降低，其起飛離地速度要增加，這可以通過增加滑跑距離來達到，而不一定非要提高起飛推力不可。然而，大氣溫度的變化會導致發(fā)動機燃氣溫度的變化。因此，渦噴、渦扇發(fā)動機環(huán)境混頻通常僅考慮大氣溫度混頻。僅需給出機場大氣溫度混頻，對流層以內的溫度分布可按線性變化處理。

3 關于加速試車譜的推導原則

標準中規(guī)定“刪去或折合綜合任務譜中對零組件損壞無影響或影響不大的工作狀態(tài)后，可得到加速模擬試車譜。無論是刪除或折合都應以壽命損傷計算為依據(jù)，將可以忽略的損傷刪除或按損傷等效原則進行折合?！奔铀倌M試車譜的形成見圖1所示。

加速試車譜中推導原則可根據(jù)實際情況主要從以下一些方面選?。?/p>

● 低循環(huán)疲勞損傷是發(fā)動機旋轉件的主要損傷因素，必須重點考慮；

● 加速模擬試車循環(huán)結束時慢車狀態(tài)時間必須足以冷卻盤的輪轂處，以便模擬發(fā)動機隔夜停車。然后使發(fā)動機停車，并用起動機帶轉使氣流通道冷卻到環(huán)境溫度，以保證發(fā)動機再起動時處于實的熱應變狀態(tài)下，使發(fā)動機經(jīng)歷一個完整的熱應變循環(huán)?？梢燥L車或帶轉冷卻發(fā)動機。英國軍用發(fā)動機設計規(guī)范（DEF STN 00970）規(guī)定：冷卻結束時，第一排渦輪工作葉片的溫度應不超過大約100℃；

● 起動時，由慢車到中間及以上狀態(tài)的加速速率決定了渦輪盤等部件的熱梯度。為確保損傷率與外場一致，該加速過程的加速速率必須與使用用法一致。另外，各慢車狀態(tài)的保持時間也決定了盤心孔到輪緣的熱梯度，該梯度影響渦輪盤的低循環(huán)疲勞壽命，所以慢車狀態(tài)的保持時間也必須與外場用法相一致；

● 大狀態(tài)工作時間是影響發(fā)動機熱件壽命的關鍵性因素，必須重點考慮；

● 加力點火次數(shù)和加力時間是影響加力筒體及尾噴管等部件的壽命關鍵性因素，因此也須重點考慮；

● 由于飛機飛行時高度不斷變化，周圍的大氣溫度變化也很大，另外，隨著季節(jié)、地域的變化，發(fā)動機工作的大氣條件也在變化，因此在發(fā)動機試車過程中必須考慮進氣加溫問題；

另外，高馬赫數(shù)飛行任務對發(fā)動機壽命有著較大的影響，因此也必須在發(fā)動機試車過程中考慮進氣加壓問題；

● 功率提取和飛機引氣會影響渦輪冷卻空氣流量，同時為了獲得所需的性能需放寬對渦輪排氣溫度的限制，這些都可能加大對熱端部件壽命的損傷，經(jīng)驗表明T6溫度一般會提高3℃～5℃；

● 為了維持要求的推力狀態(tài)，有些發(fā)動機需適時地調整渦輪排氣溫度限制值，在編制加速模擬試車譜時應視情考慮限制值調整對發(fā)動機熱件壽命的影響。

4 關于高循環(huán)疲勞試車譜

加速模擬試車循環(huán)中刪掉了很大一部分功率的運行時間，對發(fā)動機部分功率狀態(tài)振動敏感的任何部件都不能得到試車的驗證。因此對于在發(fā)動機部分轉速下振動敏感的發(fā)動機零件，附加高循環(huán)疲勞試車，使這些零件在引起振動響應條件下進行試車。

5 關于加速系數(shù)

發(fā)動機的加速系數(shù)是指限制發(fā)動機使用壽命的關鍵件最小的加速系數(shù)，加速系數(shù)的評定是AMT過程中的關鍵技術之一，它的正確與否取決于能否精確預測關鍵件在各種工作狀態(tài)的真實工作參數(shù)，同時還應根據(jù)發(fā)動機的各具體結構和材料的特性而定。目前，在理論上，按零、部件承受的不同溫度和應力換算其當量壽命的方法可較精確地計算出發(fā)動機各零、部件及整機的使用壽命，從而來評定某一特定AMT循環(huán)的加速系數(shù)。

加速系數(shù)的大小取決于所模擬飛行任務剖面中低功率狀態(tài)所占百分比，以及AMT中發(fā)動機載荷增大的程度，目前航空發(fā)動機的加速系數(shù)民用型的一般為5～8，軍用型的一般為2～3。但必須注意的是：同一AMT大綱對不同型別的發(fā)動機和每個不同零、部件來說，其加速系數(shù)是不同的，而且相互間的差別較大；即使是同樣型號的數(shù)臺發(fā)動機，由于它們所裝備的飛機型號不一樣，其加速系數(shù)也各不相同。然而，為了確定發(fā)動機的加速系數(shù)，最合理的AMT應保證決定其壽命的關鍵零、部件的加速系數(shù)均相同。

表1給出了國外部分進行過加速試車的發(fā)動機的加速系數(shù)。由于戰(zhàn)斗機和攻擊機大量的使用時間是高溫高轉速狀態(tài)，所以，它們的加速試車系數(shù)通常在3以內。一般來說，典型戰(zhàn)斗機加速系數(shù)為2.5，運輸機發(fā)動機加速系數(shù)為10或更大。

表1 國外部分發(fā)動機加速試車加速系數(shù)

6 關于加速試車譜的驗證和修改

新發(fā)動機研制初期，根據(jù)發(fā)動機使用部門提出的設計任務循環(huán)制定的加速任務試車循環(huán)，不一定同試飛實踐完全符合，必須經(jīng)過反復驗證和修改。

一般發(fā)動機從研制階段到生產(chǎn)使用階段根據(jù)實際情況可考慮適時安排以下階段的加速試車。

發(fā)動機首飛前一般應進行加速模擬試車。試車程序應模擬型號規(guī)范中的設計任務循環(huán)。最短試車時間至少應為用于首次飛行試飛大綱中計劃使用時間的2倍，且該試車不在試飛用發(fā)動機上進行；

設計定型前，一般應按型號規(guī)范中規(guī)定的設計任務循環(huán)，至少進行設計壽命一半時間的加速模擬試車；

生產(chǎn)定型前，一般應按型號規(guī)范中規(guī)定的設計任務循環(huán)，至少進行設計壽命1倍時間的加速模擬試車；

在批生產(chǎn)階段應進行加速試車。試車程序應模擬從使用用法數(shù)據(jù)中導出的使用任務循環(huán)，最短試車時間應是設計使用壽命的一倍。

在進行加速模擬試車的同時還應根據(jù)條件按實際使用任務進行1:1的實時試車，通過兩種試車的對比，檢驗其等效程度，在經(jīng)驗不多的情況下，進行這種試車尤為必要。

假如兩種試車對發(fā)動機零部件造成的損壞差別很大，就應對已確定循環(huán)的苛刻程度進行修改。另一方面，還應根據(jù)最新獲得發(fā)動機實際使用情況的資料來修改已確定的循環(huán)。隨著以后使用任務的改變，加速模擬試車循環(huán)也需要進行相應的修改。

對于那些對發(fā)動機零部件壽命的影響不應忽略，但不刪除又不便于加速模擬試車循環(huán)簡化的狀態(tài)可以安排專項模擬試驗予以解決。

另外，加速模擬試車主要是一種結構耐久性試車，有些發(fā)動機零件的損壞是不能完全通過該方法來模擬，特別是那些與發(fā)動機總工作時間、飛機機動載荷等相關的故障模式，比如外部作用力和振動引起的載荷等與安裝環(huán)境影響緊密相關的一些部件故障模式就不能完全暴露出來。例如：發(fā)動機的軸承、齒輪等傳動部件，發(fā)動機工作狀態(tài)及瞬變在這類部件上的載荷影響不大，這些部件的壽命主要取決于接觸應力和磨損，與發(fā)動機總運轉時間和飛行機動載荷緊密相關，而在地面臺架試車就不能完全地模擬；感受飛機外部流場壓力和振動載荷的尾噴管魚鱗片的故障在AMT中也不能模擬；而驗證發(fā)動機附件和調節(jié)系統(tǒng)部件的壽命，要通過與發(fā)動機總的工作時間相關的一般臺架試車來完成。

7 關于加速任務試車的完成

為了判斷加速試車是否成功，需要有明確的準則。在未試車到所要求的持續(xù)時間之前，很可能發(fā)現(xiàn)一些問題。因此，一旦問題發(fā)生，就需要用準則來確定工作步驟和隨后要采取的措施（即剩余試驗持續(xù)時間、問題起因、修改措施、使用結論和重新設計后的試驗等）。

8 結論

航空發(fā)動機加速任務試車是復現(xiàn)發(fā)動機使用故障、零部件的承載能力和循環(huán)疲勞，弄清發(fā)動機結構完整性，確定發(fā)動機壽命的重要方法。本文對國軍標《航空發(fā)動機加速模擬試車要求》中任務剖面和任務混頻、環(huán)境混頻、加速試車譜推導原則、高周疲勞試車譜、加速系數(shù)、加速試車譜的驗證和修改等重要標準條款進行研究，可為該標準的正確貫徹實施，提高我國航空發(fā)動機加速任務試車水平提供參考借鑒。