现役航空发动机使用寿命确定和控制方法

通信作者 : 甘晓华 , ganxh001@ yahoo. com. cn
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航空工程进展
第1卷
寿命最短的零部件外 ( 在翻修中对该部件进行修理 或更换) , 发动机在使用中的可靠性水平也成为一 个重要的参考因素。当代先进发动机已逐步将定 时翻修改为视情维护方式 , 通过对发动机多种工作 参数的实时监控和即时维护来保证使用安全。 发动机日历寿命 , 是指发动机制造出来后的累 积日历时间, 就像树木的年轮。在寿命控制中 , 它 通常与工作小时指标并 用, 以先到 者为准进行翻 修。由于通常在设计时已考虑了主体材料的腐蚀 防护和控制问题 , 到了日历寿命期, 仅需对发动机 易腐蚀件进行维护或更换 , 因此日历寿命通常较少 制约发动机总工作寿命的发挥。
第 1 卷 第2 期 2010 年 5 月
航空工程进展 A DV A N CES IN A ERO N A U T ICA L S CIEN CE A N D EN G IN E ERIN G
V ol 1 N o 2 M ay 2010
文章编号 : 1674 8190( 2010) 02 103 04
第2期
甘晓华等 : 现役航空发动机使用寿命确定和控制方法
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实际上, 由于经济性因素 , 发动机总寿命往往取决 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 设计是国外产品, 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。从可靠性观点来看, 因长试子样有限, 对结 构件安全寿命的考核是很不充分的。 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。换句话来说, 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。 2. 4 损伤容限控制法 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。 损伤容限控制是上世纪 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 裂纹构件的继续使用 , 从而充分发掘出每个构件的 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 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
安全寿命控制法, 是指所给定的主要零部件寿 命指标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, 大都是盘、 轴类等关键件 , 该类零件失效后 大都造成发动机解体, 从而导致严重的飞行事故。
到目前为止 , 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 为前苏联五、 六十年代设计的产品, 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
速旋转条件下长期反复工作的复杂热力机械。我 国现役航空发动机型号众多, 设计制造体制不一 , 服役时间跨越几十年 , 原始设计技术资料缺乏 , 发 动机技术水平参差不齐, 给寿命确定和寿命控制带 来很大技术困难。发动机定寿过短 , 不仅影响飞行 作战训练还造成巨大的资源浪费, 定寿过长会导致 使用中的严重飞行安全事故。通过长期的技术探 索, 我国已经形成了现役航空发动机的一系列寿命 确定和寿命控制技术 , 在实际中发挥着重要作用。
的载荷, 并且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, 到 目前为止 , 持久试车程序仍采用台架和外场为 1 比 1 的时数。由于发动机实际使用中载荷复杂多变 , 仅靠 1 比 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 , 来验证发动百度文库是否可延寿到既定寿命。 例如强五和歼六系列飞机的 WP 6 系列发动机 , 前 苏联给定的是 400 小时 , 经过该种方法延寿其寿命 已延长至 750 小时 , 提高了 60% 多。 2. 2 安全寿命控制法
方法在现役机关键件( 盘、 叶片等 ) 寿命控制上得到 了广泛运用, 并取得了显著的成就。 2. 5 单机寿命控制法 我国现役航空发动机寿命确定一直沿用前苏 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, 使用载荷重的则易发生飞行安全 事故。 航空技术比较先进的国家, 已经认识到这一弊 端, 自上世纪 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 , 因排除了使用载荷分散性, 其给定安全寿命的分散 系数会有所降低。如英国现役飞机使用规范规定 , 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。 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。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 , 主要是来源 于发动机个体之间使用载荷强度、 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
摘
要 : 本文介绍了在我国 现役航空发动机定延寿工作 中常用 的使用 寿命确 定和控 制方法 , 并分 析了这 些方
法的技术特点和发展趋势。提出了只有根据航空发动机技术特点 , 综合地运用相关方法 , 才能 最大限度 地既延 长发动机使用寿命又保障发动机的使用安全。 关键词 : 航空 ; 发动机 ; 寿命 ; 方法 中图分类号 : V 263. 5 文献标识码 : A Abstract: In this paper , life deter mination metho ds co mmonly used in the milit ary aero eng ine ar e intr oduced. T he technical char acter istics and develo pment o f the methods ar e analy sed r espectiv ely . In or der to ex tend the eng ine endurance and ensure its w or king safety, based on the technical character istics of the engine, a w ay of comprehensiv ely utilizing these cor relative methods is pro posed. Key words: aeronautics; engine; life; method
现役航空发动机使用寿命确定和控制方法
甘晓华, 李伟
( 空军装备研究院 , 北京 100085)
A Summary of Mil itary Aero engine Life Determination Methods
Gan Xiao hua, L i W ei
( E qui pment A cadem y of A irf orce, Beijing 100085, Chi na)
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引言
航空发动机是飞机的心脏 , 是在高温、 高压、 高
在现役航空发动机寿命管理中, 采用总工作寿 命、 翻修寿命和发动机日历寿命三个指标对整机寿 命实施控制[ 1] 。 发动机总工作寿命是指发动机在规定条件下 , 从开始使用到最终报废所规定的总工作时数。它 主要由总工作时间、 循环寿命 ( 低循环疲劳次数) 和 大状态工作时间来规定。目前我国现役发动机总 工作寿命一般用小时给定, 后期研制的发动机也有 用低循环疲劳次数给定。对于在总工作寿命期内 允许大修的发动机 , 由于其几乎所有的零部件均可 以得到更换, 故整机总工作寿命是可以得到持续发 展的。因此, 在寿命管理中, 采用总寿命指标, 并非 主要是基于对发动机使用安全性和可靠性的考虑 , 而更多的是由于经济性、 管理和技术更新的需要。 翻修寿命是指在规定条件下 , 发动机两次翻修 之间的工作时间。发动机翻修寿命是基于发动机 在外场使用的安全和可靠性要求而给定的。翻修 寿命是一个动态指标, 可随着部件结构的改进以及 外场维护技术和手段的提高而调整或延长。目前 我国现役发动机翻修寿命的制定主要是沿用前苏 联的做法 , 先给出初始的翻修寿命 , 然后视发动机 外场使用情况进行逐步延长。 确定翻修间隔期限的依据除直接取决于工作
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航空发动机寿命的内涵
航空发动机寿命是指发动机能在飞机上正常 运转的持续时间 , 实质是指其主要结构件在工作中 的磨损、 蠕变变形过大、 应力断裂或高、 低循环疲劳 裂纹造成机件失效之前, 整机能够安全可靠地工作 的时间或工作循环的次数。
收稿日期 : 2010 04 25;
修回日期 : 2010 05 20
[ 3]
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常用定寿方法
在国军标和新机型号规范中 , 总寿命的概念
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已被设计使用寿命所取代。设计使用寿命通常是 根据发动机研制战术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 载荷谱才能较准确给出。 我国现役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。目前由于在役机主要 是仿制和引进机种, 多年来又一直未对发动机主要 零部件寿命进行过彻底摸底, 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。 2. 1 台架试车和领先使用综合定寿法