李其漢

（北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191）

航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性研究進(jìn)展

李其漢

（北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191）

航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性包含發(fā)動機結(jié)構(gòu)的功能、強度、剛度、振動、疲勞、蠕變、壽命、損傷容限，以及發(fā)動機結(jié)構(gòu)可靠性，對于滿足發(fā)動機綜合性能（如推重比）的要求和保證發(fā)動機的安全性與耐久性具有至關(guān)重要的意義。系統(tǒng)地介紹了美、英、俄等國航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性研究的進(jìn)展和成就，重點介紹了美國《發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱》和相關(guān)研究計劃的研究、形成和發(fā)展的演變過程，并指出了中國發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性的研究現(xiàn)狀和發(fā)展任務(wù)。

結(jié)構(gòu)完整性；發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱；航空發(fā)動機；安全性；耐久性

0 引言

航空發(fā)動機是1種復(fù)雜的壓縮/膨脹氣體高速流動、轉(zhuǎn)子系統(tǒng)高速旋轉(zhuǎn)，在高溫、高壓條件下工作的動力機械系統(tǒng)。其使用環(huán)境較為嚴(yán)酷且要求的壽命較長，在氣動、熱負(fù)荷與機械載荷共同作用下，其結(jié)構(gòu)完整性問題十分突出，往往成為影響飛行器（發(fā)動機）安全性、耐久性和戰(zhàn)備完好率與任務(wù)成功率的癥結(jié)。航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性的作用和宗旨在于滿足和充分適應(yīng)現(xiàn)代高性能發(fā)動機，提高綜合性能(如推重比/功重比)、滿足安全性和耐久性的雙重需求。因此，既要保證和提高發(fā)動機的使用功能和有效性，又要保證和提高發(fā)動機戰(zhàn)備完好率和任務(wù)成功率，降低全壽命周期費用。

本文系統(tǒng)地介紹了美、英、俄等國航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性研究的進(jìn)展和成就，重點介紹了美國《發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱》和相關(guān)研究計劃的研究、形成和發(fā)展的演變過程，并指出了中國航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性的研究現(xiàn)狀和發(fā)展任務(wù)。

1 內(nèi)涵和意義

航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性（亦稱結(jié)構(gòu)強度）的內(nèi)涵豐富，涉及發(fā)動機結(jié)構(gòu)的功能、強度、剛度（變形）、振動、疲勞、蠕變、損傷容限、壽命及結(jié)構(gòu)可靠性等方面，不僅與航空發(fā)動機的氣動熱力學(xué)問題交叉、耦合，相互作用，還與結(jié)構(gòu)材料和制造工藝密切相關(guān)，并受其制約。

航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性概念于20世紀(jì)60年代末由美國提出，其工程背景是：20世紀(jì)60年代末，在單純追求高性能、爭相研制推重比8一級發(fā)動機的風(fēng)潮中，F(xiàn)100發(fā)動機捷足先登，接受合同后僅用了4～5 a就于1973年投入使用。但在投產(chǎn)使用的前5年中，故障和事故層出不窮。先后發(fā)生了47起渦輪轉(zhuǎn)子葉片和導(dǎo)向器葉片損壞、60起主燃油泵故障、10起加力泵軸承故障、8起4號軸承故障，以及其他各類故障共120多起。另據(jù)美國空軍材料試驗室的統(tǒng)計，在1963～1978年間發(fā)生的3828起飛行故障中，由發(fā)動機故障引起的占43%，其中大部分屬于結(jié)構(gòu)完整性問題。許多故障造成了重大的飛行事故乃至飛機全線停飛的嚴(yán)重后果，其教訓(xùn)十分沉重。

總結(jié)經(jīng)驗教訓(xùn)后，美國軍用航空發(fā)動機的設(shè)計思想和研制觀念發(fā)生了重大轉(zhuǎn)變，突出體現(xiàn)在1980年美國審計長向國會的報告“美國戰(zhàn)斗機/攻擊機發(fā)動機獲得過程中的管理問題”中。報告向國防部長建議：“部長及其辦公室要委派1個組織，建立1套有組織、有約束力的發(fā)動機結(jié)構(gòu)設(shè)計、分析、研制、生產(chǎn)和全壽命管理辦法”；“由于發(fā)動機問題的嚴(yán)重性和它對飛機成功與否影響的關(guān)鍵性，要求在先進(jìn)發(fā)動機部件和技術(shù)驗證發(fā)動機2個方面開始耐久性試驗”；“在投產(chǎn)前，發(fā)動機的可靠性、維修性和耐久性應(yīng)有更完善地發(fā)展”。

F100發(fā)動機從研制到投產(chǎn)，美國空軍投資4.75億美元，經(jīng)過近11年的改進(jìn)，追加投資6.66億美元，盡管增重約60 kg，但最終仍通過4300次總累計循環(huán)（TAC）加速任務(wù)試車，大幅度地提高了可靠性和耐久性，F(xiàn)100-PW-220發(fā)動機于1985年投入批生產(chǎn)。至F119發(fā)動機研制時，美國PW公司吸取了教訓(xùn)，從研制開始就提出要全面考慮發(fā)動機各種特性，遵循以推重比(性能和質(zhì)量)為一翼，以工藝性、可靠性、耐久性、維修性、操作和成本等為另一翼的平衡設(shè)計準(zhǔn)則。

20 世紀(jì)80年代中期，美國GE公司在F404發(fā)動機研制中堅持性能與可靠性平衡設(shè)計的準(zhǔn)則，其設(shè)計重點先后順序是：作戰(zhàn)適用性—可靠性—維修性—費用—性能—質(zhì)量。另外，為了替換F-16飛機的發(fā)動機，按GE公司的說法，“F101DFE(F110發(fā)動機的前身)研制計劃的重點在于耐久性、適用性和壽命期成本，而不是性能”。研制中全面貫徹了發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱，結(jié)構(gòu)可靠性、耐久性顯著提高，最終在F-16飛機上占據(jù)了比F100發(fā)動機高出1倍的市場份額。

實踐表明，對于現(xiàn)代高性能航空發(fā)動機的設(shè)計、研制，提出并貫徹從單純追求高性能到全面滿足性能、適用性、可靠性、耐久性和全壽命周期費用要求的權(quán)衡發(fā)展，是航空發(fā)動機研制觀念質(zhì)的轉(zhuǎn)變。

2 國外航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性研究進(jìn)展

2.1 美國的研究情況

航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性研究的標(biāo)志性進(jìn)展和成果可以從美國在20世紀(jì)60年代末至21世紀(jì)初實施的多項與發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性相關(guān)的重要研究計劃和發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱(ENSIP：Engine Structural Intergrity Program)的頒布及其多次改版和修訂中得以體現(xiàn)。

早在20世紀(jì)60年代末，美國已提出發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱(ENSIP）的概念，其結(jié)構(gòu)強度的研制思路在1972年頒布的《航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機通用規(guī)范》（MIL-E-5007D）中就被正式采用。70年代末由美國空軍組織，與發(fā)動機公司共同實施了發(fā)動機耐久性和損傷容限評估(Durability and Damage Tolerance Assessments)技術(shù)計劃，發(fā)展了發(fā)動機結(jié)構(gòu)應(yīng)變疲勞和斷裂理論，對4種在役的發(fā)動機進(jìn)行評估，對8種在研或改進(jìn)的發(fā)動機重新進(jìn)行損傷容限設(shè)計，使發(fā)動機的耐久性和可靠性顯著提高。

在總結(jié)前期（1970～1980年）發(fā)動機設(shè)計、使用和管理的經(jīng)驗教訓(xùn)及相關(guān)問題的研究、評估與調(diào)查的基礎(chǔ)上，美國于1984年11月正式頒布了第1版《發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱》（ENSIP MIL-STD-1783）（以下簡稱《1783大綱》）[1]?！?783大綱》以美國軍用標(biāo)準(zhǔn)形式頒布，并于1985年9月制定的《航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機通用規(guī)范》（MIL-E-87231）正式采用，1995年1月頒布的《航空渦噴渦扇渦軸渦槳發(fā)動機使用指導(dǎo)規(guī)范》（JSSG-87231A）(JSSG Joint Service Specification Guide)[2]和1998年10月頒布的《航空渦噴渦扇渦軸渦槳發(fā)動機使用指導(dǎo)規(guī)范》（JSSG-2007）一直沿用?！?783大綱》明確定義：發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱是燃?xì)鉁u輪發(fā)動機結(jié)構(gòu)設(shè)計、分析、定型、生產(chǎn)和壽命管理的1種有組織、有條理的方法，其目的是保證發(fā)動機結(jié)構(gòu)的安全性和耐久性，降低全壽命期費用和提高發(fā)動機的出勤率。《1783大綱》規(guī)定了為保證發(fā)動機具有良好的結(jié)構(gòu)特性，在設(shè)計使用壽命期內(nèi)應(yīng)滿足設(shè)計和驗證要求，提出了“設(shè)計所需資料”、“設(shè)計分析、材料特性及研制試驗”、“零部件和核心機試驗”、“發(fā)動機地面和飛行試驗”、“發(fā)動機壽命管理”等5方面任務(wù)及其具體內(nèi)容，并在附錄中針對設(shè)計和驗證要求，逐條給出了“說明”、“指導(dǎo)”和“經(jīng)驗教訓(xùn)”?！?783大綱》的頒布，首次突出了發(fā)動機預(yù)研、設(shè)計與研制（含試驗和試制）、生產(chǎn)和使用（含壽命管理）的全壽命周期過程，標(biāo)志著現(xiàn)代高性能航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性的研究發(fā)展理念、方法和管理程序已進(jìn)入到1個嶄新階段。

20世紀(jì)80年代由美國航空航天管理局(NASA)組織實施了高溫發(fā)動機材料技術(shù)計劃(HITEMP)和具有深遠(yuǎn)影響的發(fā)動機熱端部件技術(shù)計劃(HOST，Hot Section Technology)（1980～1987年)。熱端部件技術(shù)計劃旨在通過增強技術(shù)理解和采用更精確的設(shè)計分析方法改善熱端部件的耐久性和可靠性，集中圍繞制約燃燒室和渦輪耐久性的關(guān)鍵問題，從測試技術(shù)、燃燒、傳熱、結(jié)構(gòu)分析、疲勞與斷裂、表面防護等6個方面進(jìn)行了綜合研究。研究成果體現(xiàn)在：發(fā)展了高溫材料和結(jié)構(gòu)的非線性應(yīng)變理論和疲勞/蠕變壽命模型；建立了統(tǒng)一本構(gòu)、統(tǒng)一損傷壽命、總應(yīng)變范圍壽命和循環(huán)累積壽命模型；建立了3維非彈性結(jié)構(gòu)分析方法和熱-機械疲勞試驗方法，建立了熱障涂層和抗氧化涂層材料結(jié)構(gòu)的壽命分析與試驗方法等，為進(jìn)一步提高航空發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)參數(shù)/指標(biāo)—渦輪前進(jìn)口溫度，改善燃燒室和渦輪部件的耐久性和可靠性打下了良好基礎(chǔ)。

在總結(jié)1980～1995年的發(fā)動機設(shè)計、使用和管理的經(jīng)驗教訓(xùn)和相關(guān)問題的研究、評估與調(diào)查的基礎(chǔ)上，美國于1999年3月頒布了第2版《發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱》（ENSIP MIL-HDBK-1783A)[3]（以下簡稱《1783A大綱》）?！?783A大綱》仍分為正文和附錄2部分。在附錄指南部分中同樣針對設(shè)計和驗證要求，逐條給出了“說明”、“指導(dǎo)”和“經(jīng)驗教訓(xùn)”。《1783A大綱》名稱未變，但作用由“標(biāo)準(zhǔn)”改成了“手冊”，突出了指導(dǎo)性作用。與《1783大綱》相比，大量擴充了附錄的內(nèi)容，附表從3個增加到21個，附圖的內(nèi)容也有變化。在要求和驗證的內(nèi)容、組織編排上的主要變化有：

（1）為了提高設(shè)計使用壽命和設(shè)計用法在研制中的重要作用，將《1783大綱》中“設(shè)計使用壽命和設(shè)計用法”1個條目，拆分為“設(shè)計使用壽命”和“設(shè)計用法”2個條目。將《1783大綱》中“耐久性/經(jīng)濟壽命”條目對冷件、熱件、消耗件的壽命要求，添加到《1783A大綱》的“設(shè)計使用壽命”條目中，并增加了對軸承和附件的壽命要求，提出了分析和試驗驗證的指導(dǎo)方法。

《1783A大綱》“設(shè)計使用壽命”條目中按熱件、冷件、消耗件、軸承、附件分別列表，通過分析和試驗確定其設(shè)計使用壽命。在“設(shè)計用法”條目中，明確提出設(shè)計用法的內(nèi)涵應(yīng)包括任務(wù)和任務(wù)混頻、用法參數(shù)、外部作用力、工作包線等11項內(nèi)容，并強調(diào)在全尺寸發(fā)動機研制一開始就應(yīng)明確實際設(shè)計用法資料，以便發(fā)動機設(shè)計、分析和試驗。

（2）《1783大綱》將“環(huán)境條目”更名為“工作包線條目”，除外部作用力外，增加了工作姿態(tài)和條件、內(nèi)部環(huán)境2個子條目。

（3）增加了零件分類條目，要求發(fā)動機所有零組件以及控制件、外部件和消耗件，都應(yīng)按照危害程度進(jìn)行分類，提出了斷裂、安全、任務(wù)、耐久性關(guān)鍵件和耐久性非關(guān)鍵件的分類要求。

（4）在損傷容限條目中增加了對復(fù)合材料損傷容限的要求，并指出有機基體復(fù)合材料（OMC)零件的損傷容限設(shè)計是非常復(fù)雜的，必須進(jìn)行分析和試驗。

（5）包容性應(yīng)反映整個發(fā)動機的包容要求，是發(fā)動機“強度”要求的重要內(nèi)容之一，故將原作為獨立條目的“包容性”，放在“強度”條目中作為1個子條目。

（6）增加了對渦槳、渦軸發(fā)動機有關(guān)結(jié)構(gòu)強度和輸出軸扭矩及轉(zhuǎn)速限制等的要求。

（7）由于渦槳、渦軸發(fā)動機在機動飛行中會在輸出軸外端產(chǎn)生較大的力和力矩，需控制輸出軸相對于發(fā)動機安裝節(jié)的總變形，故在強度條目中增加了發(fā)動機剛性子條目，并提出了分析和試驗驗證的指導(dǎo)方法。

（8）發(fā)動機主軸承設(shè)計實際反映壓力平衡要求。將《1783大綱》強度條目中的“推力軸承載荷”子條目更名為“壓力平衡”，并提出分析、驗證發(fā)動機壓力平衡的指導(dǎo)方法。

《1783A大綱》的頒布，標(biāo)志著現(xiàn)代高性能航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性的研究發(fā)展理念、方法和管理程序已進(jìn)入到較成熟的階段。

隨著發(fā)動機研制技術(shù)的發(fā)展，各項計劃的深入系統(tǒng)研究和結(jié)構(gòu)完整性大綱的實施，美國航空發(fā)動機因低循環(huán)疲勞、蠕變/應(yīng)力斷裂以及低循環(huán)疲勞/蠕變交互作用等引起的結(jié)構(gòu)故障大幅度減少，而因振動引起的高循環(huán)疲勞故障增多，其原因一方面是由于此前的研究較少涉及葉片的強迫振動和非同步振動等問題；另一方面是由于先進(jìn)葉輪機設(shè)計的氣動/結(jié)構(gòu)的耦合問題越來越突出。

美國空軍、海軍、陸軍、NASA和工業(yè)部門自1994年12月開始實施了國家渦輪發(fā)動機高循環(huán)疲勞科學(xué)與技術(shù)(HCF S&T)計劃[4]（以下簡稱“HCF計劃”）。該計劃項目由科學(xué)技術(shù)行動組、試驗和評估組、技術(shù)轉(zhuǎn)移組組成規(guī)劃組，下設(shè)8個行動組，針對構(gòu)件表面處理、材料損傷容限、測試、結(jié)構(gòu)分析、強迫響應(yīng)、被動阻尼、氣動-結(jié)構(gòu)力學(xué)和發(fā)動機驗證（1999年增加）等8個方面開展理論分析與試驗研究，并提出將研究成果向發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱（ENSIP）和航空渦輪發(fā)動機使用指導(dǎo)規(guī)范（JSSG）轉(zhuǎn)化。英國政府也對HCF計劃給予支持，美、英2國國防部共同制定了項目協(xié)議書（PA），提出了11項研究、比較和驗證的內(nèi)容。

HCF計劃與美國國防部、空軍、海軍、陸軍、NASA和工業(yè)部門一起，自1988年開始實施具有重大意義的綜合高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)（IHPTET）計劃（1988～2003年）[5]（以下簡稱“IHPTET計劃”），相互給予有力支持。在HCF計劃和IHPTET計劃中，高循環(huán)疲勞技術(shù)計劃的重點研究目標(biāo)均是“最大限度地降低發(fā)動機高循環(huán)疲勞失效，進(jìn)而大幅度地降低發(fā)動機的非定期維護成本”，其主要技術(shù)途徑是綜合應(yīng)用CFD和CSD技術(shù)解決葉片高循環(huán)疲勞和顫振問題。HCF計劃連續(xù)6年(1997～2002年)發(fā)布了年度總結(jié)報告，其發(fā)動機驗證工作延續(xù)至2007年。該計劃對解決渦輪發(fā)動機構(gòu)件的高循環(huán)疲勞問題進(jìn)行了系統(tǒng)深入的研究。必須指出的是，美國在結(jié)構(gòu)完整性研究計劃的實施過程中除了針對在研和現(xiàn)役發(fā)動機的故障問題，也對先進(jìn)發(fā)動機的結(jié)構(gòu)、材料、工藝帶來的結(jié)構(gòu)完整性問題進(jìn)行了研究。

在HCF計劃研究成果轉(zhuǎn)移的基礎(chǔ)上，美國于2002年2月頒布了第3版《發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱》（ENSIP MIL-HDBK-1783B)[6](以下簡稱《1783B大綱》)，用以替代《1783A大綱》。此后于2004年對《1783B大綱》進(jìn)行了第2次修訂(withChange2)。與《1783A大綱》相比，《1783B大綱》在性質(zhì)（手冊）、組織編排上基本未變，在內(nèi)容上主要增加了振動與高循環(huán)疲勞方面的要求和經(jīng)驗教訓(xùn)。名詞術(shù)語增加了概率設(shè)計裕度；附圖增加了概率坎貝爾圖、材料性能裕度、顫振邊界裕度等內(nèi)容。《1783B大綱》將《1783A大綱》“耐久性/經(jīng)濟壽命”條目中的高循環(huán)疲勞轉(zhuǎn)放入“振動”條目中，充分反映振動和高循環(huán)疲勞緊密相關(guān)性，并在附錄的“指導(dǎo)”和“經(jīng)驗教訓(xùn)”中用大量篇幅給出高循環(huán)疲勞設(shè)計、試驗驗證指南，最突出的有3點：

（1）細(xì)化了高循環(huán)疲勞的模式和要求，針對系統(tǒng)振動（主要是系統(tǒng)臨界轉(zhuǎn)速）、構(gòu)件整階次振動（主要指強迫共振，由強迫響應(yīng)、阻尼、結(jié)構(gòu)失諧和氣動失諧表征）和顫振、氣流分離或其它非整階次振動的不同振動特征，提出了高循環(huán)疲勞的分析和驗證要求；

（2）細(xì)化了高循環(huán)疲勞壽命設(shè)計要求，從振動模態(tài)與頻率、振動應(yīng)力和材料與構(gòu)件的疲勞強度3個方面提出了高循環(huán)疲勞壽命的分析和驗證要求；

（3）強調(diào)了概率設(shè)計思想，針對高循環(huán)疲勞模式和高循環(huán)疲勞壽命提出了頻率概率設(shè)計裕度、響應(yīng)概率分布和構(gòu)件失效概率等概率設(shè)計裕度的分析和驗證要求。

《1783B大綱》的頒布，標(biāo)志著現(xiàn)代高性能航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性的研究發(fā)展理念、方法和管理程序已進(jìn)入到全面成熟的階段。

2.2 英國的研究情況

英國在航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性研究方面的成果主要體現(xiàn)在其頒布的發(fā)動機應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)和軍用航空發(fā)動機通用規(guī)范及民用航空發(fā)動機適航性規(guī)范中有關(guān)結(jié)構(gòu)強度和安全性的規(guī)定上。20世紀(jì)60～70年代，英國RR公司綜合多年設(shè)計研制經(jīng)驗，針對斯貝MK202發(fā)動機制定了SPEY-MK202應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)（EGD-3）[7]，其結(jié)構(gòu)設(shè)計準(zhǔn)則、評定標(biāo)準(zhǔn)和分析方法至今仍具有重要的指導(dǎo)作用及參考價值。英國軍用航空發(fā)動機通用規(guī)范從D.ENG.RD2300，Issue No.3（1967.7）和D.ENG.RD2100，Issue No.5（1967.1）發(fā)展到Defence Standard 00-971（1987.5），直到最新版本的飛機用設(shè)計和適航性要求11部-發(fā)動機Defence Standard 00-970-11部（2006.1）；英國民用航空發(fā)動機適航性要求已發(fā)展到由歐洲航空安全局（EASA）頒布的最新版本發(fā)動機合格證規(guī)范CS-E（2007.12.第1修訂版）[8]（CS-E源于歐共體的民航適航性要求JAR-E，而JAR-E則源于英國早期的民航適航性要求BCAR-C（1944））。其軍用航空渦輪發(fā)動機通用規(guī)范Def Stan 00-970-11部〔9〕（2006.1），由通用和軍用2部分組成：通用要求，全面采用歐洲航空安全局頒布的發(fā)動機合格證規(guī)范CS-E的內(nèi)容；軍用要求共12條，包括矢量推力、補燃加力點火和燃燒、紅外線輻射/抑制、核武器影響、吸入武器燃?xì)?、吸入蒸汽、減小戰(zhàn)斗易損性、電磁兼容性、腐蝕、吞沙和塵、原型機飛行許可與加速模擬任務(wù)試車與噪聲。無論是軍用航空發(fā)動機通用規(guī)范，還是民用航空發(fā)動機適航性規(guī)范，均突出了將安全性放在第1位的設(shè)計、研制理念和要求。其中有關(guān)安全性分析和關(guān)鍵件及其定壽方法、重視和強調(diào)試驗驗證，以及可操作性強等使規(guī)范中結(jié)構(gòu)完整性的要求具有鮮明特色。

2.3 俄羅斯的研究情況

俄羅斯在航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性研究方面的成果主要體現(xiàn)在其集多年發(fā)動機設(shè)計與研制經(jīng)驗，制定、實施了航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機強度設(shè)計試驗指南和航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機壽命設(shè)計指南等標(biāo)準(zhǔn)和規(guī)范中。這些標(biāo)準(zhǔn)和規(guī)范從20世紀(jì)60年代起就開始制定、實施，至今已日臻完善。其顯著特點是分析和試驗的內(nèi)容、方法及評定標(biāo)準(zhǔn)等完整、細(xì)致，可操作性強，對結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計具有重要的指導(dǎo)作用。

綜上所述，美、英、俄等航空發(fā)動機發(fā)達(dá)國家，在航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性技術(shù)與管理方面所做的研究已取得了顯著成效，基本形成氣-固-熱多學(xué)科綜合(耦合)和結(jié)構(gòu)-材料-制造工藝緊密結(jié)合的設(shè)計和試驗驗證技術(shù)體系，并在現(xiàn)代高性能軍、民用航空渦輪風(fēng)扇和渦軸發(fā)動機設(shè)計和試驗中得到成功地應(yīng)用。其產(chǎn)品的的耐久性、安全性與可靠性均達(dá)到了較高水平。為適應(yīng)更高性能發(fā)動機發(fā)展的需求，新結(jié)構(gòu)-新材料-新工藝的結(jié)合更緊密，彼此之間協(xié)調(diào)發(fā)展是進(jìn)一步提高結(jié)構(gòu)完整性的必然趨勢。

3 中國航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性研究現(xiàn)狀[10-11]

自1985年開始，中國較系統(tǒng)地開展了航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性的研究工作。在消化、吸收美國航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱《1783大綱》和美國某航空發(fā)動機公司有關(guān)燃?xì)鉁u輪發(fā)動機結(jié)構(gòu)設(shè)計準(zhǔn)則研究報告、借鑒國外的強度標(biāo)準(zhǔn)、規(guī)范和中國自己研究實踐的基礎(chǔ)上，編制并以國軍標(biāo)形式頒布了《航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性指南》[12](GJB/Z 101,1995)；編寫、出版了《航空渦噴、渦扇發(fā)動機結(jié)構(gòu)設(shè)計準(zhǔn)則（研究報告）》（1～6冊，1997）；《航空渦軸、渦槳發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計準(zhǔn)則（研究報告》（2000）；《航空發(fā)動機設(shè)計手冊》（涉及結(jié)構(gòu)強度的17、18、19等3冊，2001），為中國在航空發(fā)動機研制中結(jié)構(gòu)強度的設(shè)計要求、內(nèi)容、方法和評定標(biāo)準(zhǔn)提供了依據(jù)和參考。同時，在發(fā)動機研制中，按照國軍標(biāo)《航空渦輪噴氣、渦輪風(fēng)扇發(fā)動機通用規(guī)范》[13]（GJB241 1987）、《航空渦輪螺旋槳、渦輪軸發(fā)動機通用規(guī)范》[14]（GJB242 1987）、民用航空發(fā)動機適航規(guī)定[15]（CCAR-33R2 2012）以及發(fā)動機型號規(guī)范的要求，開展了大量的結(jié)構(gòu)強度、振動和壽命、可靠性方面的計算分析工作；零部件與整機的強度、振動和耐久性、可靠性驗證與考核試驗工作，并建立了相關(guān)的試驗、測試設(shè)備和平臺，積累了寶貴的數(shù)據(jù)和信息。在中國航空發(fā)動機預(yù)先研究、測繪仿制、改進(jìn)改型和自主研制（包含排除各類發(fā)動機故障的過程）發(fā)展歷程中，航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性工作發(fā)揮了重要作用，積累了一定的經(jīng)驗和教訓(xùn)，具備了一定的研制能力和技術(shù)水平，為航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性的深化研究和發(fā)展奠定了較堅實的基礎(chǔ)。

但也應(yīng)看到,由于研制觀念、管理決策、技術(shù)基礎(chǔ)、經(jīng)費投入等多方面原因，中國航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計和試驗的能力與水平還較為落后，尚不能適應(yīng)中國航空發(fā)動機預(yù)研、研制、使用和發(fā)展的需求；不能滿足在役和在研發(fā)動機對安全性、可靠性、耐久性的要求。就技術(shù)層面而言，中國航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性研究在總體上反映出偏表層、方法性，缺乏深層次、理論性研究；偏單一性，缺乏綜合性研究；偏跟蹤性，缺乏創(chuàng)新性研究。在結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計中，存在結(jié)構(gòu)與強度脫節(jié)、結(jié)構(gòu)設(shè)計細(xì)節(jié)關(guān)注不夠等問題。多年來，中國航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計主要沿用國外20世紀(jì)60～70年代制定的應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)，沒有系統(tǒng)、完整地形成中國自己的結(jié)構(gòu)強度設(shè)計準(zhǔn)則及其評定標(biāo)準(zhǔn)，未能形成經(jīng)過驗證的結(jié)構(gòu)強度設(shè)計體系。這是中國航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性有較大的不確定性、可靠性水平較低、故障多發(fā)乃至危及飛行安全的重大結(jié)構(gòu)故障時有發(fā)生的重要原因。

因此，必須在結(jié)構(gòu)流體誘導(dǎo)振動與高循環(huán)疲勞、結(jié)構(gòu)低循環(huán)疲勞與蠕變、結(jié)構(gòu)損傷容限；發(fā)動機整機動力學(xué)與振動控制、結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計理論與方法、結(jié)構(gòu)可靠性設(shè)計理論與方法、結(jié)構(gòu)破損安全分析與評估與結(jié)構(gòu)完整性新思想、新概念探索等方向更加深入、系統(tǒng)、創(chuàng)新性地開展應(yīng)用基礎(chǔ)和應(yīng)用研究。在建立中國航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計體系的計劃中，提出在充分借鑒國外航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計經(jīng)驗和總結(jié)中國研制經(jīng)驗的基礎(chǔ)上，編制1套具有自主知識產(chǎn)權(quán)、工程適用、反映中國航空動力行業(yè)先進(jìn)水平，達(dá)到正確性、完整性、適用性、先進(jìn)性要求的航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計準(zhǔn)則，以促進(jìn)中國航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性工作程序化、規(guī)范化，提高結(jié)構(gòu)完整性的技術(shù)能力和水平，適應(yīng)中國航空動力技術(shù)發(fā)展和結(jié)構(gòu)完整性技術(shù)發(fā)展的需求。

[1]U.S.Air Force.MIL-STD-1783 Engine structural integrity program(ENSIP)[S].Washington:U.S.Air Force,1984：1-59.

[2]U.S.Department of Defense.JSSG-87231A General specifica tion for aircraft turbojet,turbofan,turboshaft and turboprop en gine[S].Washington：U.S.Department ofDefense,1995：1-370.

[3]U.S.Air Force.MIL-HTBK-1783AEngine structural in tegrity program（ENSIP）[S].Washington：U.S.Air Force,1999：1-132.

[4]Garrison B.High cycle fatigue（HCF）2000 annual report[R]. Washington:High Cycle Fatigue（HCF）Science and Technology Program,2000：1-4.

[5]Dix D.IHPTET Ten years of progress[R].Washington:Inte grated High Performance Turbine Engine Technology（IH PTET）Program,2000：1-31.

[6]U.S.Air Force.MIL-HTBK-1783B Engine structural integrity program(ENSIP)[S].Washington:U.S.Air Force,2002：1-115.

[7]英國羅羅公司.EGD—3斯貝MK202發(fā)動機應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)[S].北京：國際航空編輯部,1979：1-410. Rolls-Royce Group of England.EGD-3 SPEY MK202 stressing standards[S].Beijing：International Aviation Editorial, 1979：1-410.（in Chinese）

[8]European Aviation Safety Agency(EASA).CS-E certification specification for engine[S].2003：1-112.

[9]England Department of Defense.00-970 Part 11-engine design and airworthiness requirement for service aircraft[S].Defecn Science and Technology Onganisation Victoria(Australia) Platform Sciences Lab 2006：1-96.

[10]吳大觀.航空發(fā)動機研制工作論文集[M].北京：航空工業(yè)出版社，1999：66-88. WU Daguan.Research and development anthology on aeroengine[M].Beijing:Aviation Industry Press,1999：66-88.（in Chinese）

[11]楊士杰，李其漢.加強航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)強度基礎(chǔ)研究[C].北京：中國航空學(xué)會第五屆動力年會報告論文集，2003：145-153. YANG Shijie,LI Qihan.Strengthen basic research on aeroengine structure strength[C].Beijing：Report anthology for 5th annual meeting of power branch of Chinese Society of Aeronautics and Astronautics,2003：145-153.（in Chinese）

[12]GJB/Z 101航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性指南[S].北京：國防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會，1995：1-79. GJB/Z 101 Engine structural integrity guidance[S].Beijing：Commission of Science,Technology and Industry for National Defense,1995：1-79.（in Chinese）

[13]GJB241航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機通用規(guī)范[S].北京：國防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會，1987：1-148. GJB241 General specification for aircraft turbojet and turbofan engine[S].Beijing：Commission ofScience,Technology and Industryfor National Defence,1987：1-148.（in Chinese）

[14]GJB242航空渦輪螺旋槳和渦輪軸發(fā)動機通用規(guī)范[S].北京：國防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會，1987：1-150. GJB242 General specification for aircraft turboprop and turboshaft engine[S].Beijing：Commission of Science,Technology and Industry for National Defence,1987：1-150.（in Chinese）

[15]CCAR-33 R2航空發(fā)動機適航規(guī)定[S].北京：中國民用航空局，2012：1-93. CCAR-33 R2 airworthiness regulation for aircraft engine[S]. Beijing：Civil Aviation Administration of PRC,2012：1-93.（in Chinese）

Investigation Progress on Aeroengine Structural Integrity

Li Qi-han
（School of Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100191,China）

Aeroengine structural integrity contains function,strength,stiffness,vibration,creep,fatigue,life,damage tolerance of engine structure and engine structural reliability.It is most important for meeting the requirments of engine integrated performance（such as the ratio between thrust and weight）and ensuring engine safety and durability.The investigation progress and accomplishments on aeroengine structural integrity in the United States,England and Russia were systematically introduced,with emphasis on the change process of the investigation,generation and development of the Engine Structural Integrity Program and relevant research program in the United States were introduced.Meanwhile,the investigation condition and future development in China were presented in this paper.

structural integrity;engine structural integrity program(ENSIP);aeroengine;safety;durability

V 231.9

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.05.001.

2013-12-12

李其漢（1938），男，教授，研究方向為航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)動力學(xué)；E-mail：liqihan@buaa.edu.cn。

李其漢.航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性研究進(jìn)展[J].航空發(fā)動機，2014，40（5）：1-6.LI Qihan.Investigation progress on aeroengine structural integrity [J].Aeroengine，2014，40（5）：1-6.