陳國棟，邢 雷，趙 明

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015；2.駐沈陽黎明航空發(fā)動機（集團）有限責任公司軍事代表室，沈陽110043）

國外航空發(fā)動機關(guān)鍵件定壽和延壽方法分析

陳國棟1，邢 雷2，趙 明1

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015；2.駐沈陽黎明航空發(fā)動機（集團）有限責任公司軍事代表室，沈陽110043）

為獲得航空發(fā)動機關(guān)鍵件的最大安全使用壽命，在國際航空領(lǐng)域開發(fā)了多種壽命評定方法。針對國外軍、民用航空發(fā)動機通用規(guī)范對關(guān)鍵件的安全性要求，深入分析了5種定壽方法和基于裂紋擴展壽命、改進的統(tǒng)計方法、風險評估等方向研究發(fā)展起來的3種關(guān)鍵件延壽方法的原理、使用范圍、使用條件以及安全性等問題。根據(jù)假設(shè)的輪盤試驗結(jié)果，采用預(yù)定安全循環(huán)壽命法計算了輪盤的安全壽命，并分別運用改進的統(tǒng)計法和簡化的風險模型進行了輪盤延壽的計算和分析。

壽命評定；定壽；延壽；航空發(fā)動機；關(guān)鍵件；改進統(tǒng)計法；風險模型

0 引言

根據(jù)各種軍、民用航空發(fā)動機通用規(guī)范，如FAR33部[1]和EASA CS-E 510[2]規(guī)定，發(fā)動機的失效按其對飛機的影響分為危險性、重大和輕微3類，并對每種失效規(guī)定了可以接受的失效率。對被稱為引起“危險性影響”的低概率失效模式，應(yīng)使用“極小可能的”標準來決定。當使用數(shù)值表示“極小可能”時，通常為10-7～10-9次/發(fā)動機飛行小時。通常盤類零件和主軸的破壞會危及飛機安全，均被定義為關(guān)鍵件。適航規(guī)定這類零件需要專門控制使用壽命，以獲得極高的完整性和可以接受的低失效率。針對航空發(fā)動機關(guān)鍵件的定壽方法，包括預(yù)定安全循環(huán)壽命（裂紋萌生壽命）、2/3功能失效壽命、數(shù)據(jù)庫定壽、損傷容限定壽和因故退役法5種；延壽方法包括裂紋容限、強統(tǒng)計法和簡化風險模型法3種。

本文分別對5種定壽方法、3種延壽方法進行了回顧與總結(jié)，并根據(jù)假設(shè)的試驗結(jié)果，進行應(yīng)用性分析。

1 定壽方法

1.1 預(yù)定安全循環(huán)壽命（裂紋萌生壽命）法

當前大部分軍、民用發(fā)動機輪盤給出的壽命都是由預(yù)定安全循環(huán)壽命方法確定的，該方法也被稱為安全壽命法則[3]。零件的裂紋萌生壽命是對多個疲勞試驗結(jié)果進行統(tǒng)計分析確定的。一旦零件達到確定的安全壽命，即使沒有發(fā)現(xiàn)裂紋缺陷，也立即收回。

預(yù)定安全循環(huán)壽命方法的應(yīng)用基于2個主要假設(shè)：（1）假設(shè)零件投入使用時是沒有缺陷的，則零件在萌生深為0.38 mm的工程裂紋前退役。該方法在20世紀50年代開始應(yīng)用時，工程裂紋深度被定義為0.38 mm，盡管當前的無損檢測技術(shù)能夠檢測出更小的裂紋，但安全壽命中的工程裂紋大小的定義被一直延用至今[4]；（2）假設(shè)盤的疲勞壽命按對數(shù)正態(tài)密度函數(shù)分布。英軍標 DEF Stan 00971[5]指出，±3σ點壽命之比小于6的工程假定，對航空發(fā)動機輪盤材料有廣泛的適用性。而目前最新版的英軍標DEF Stan 00970[6]要求，對于僅含有限個結(jié)果的零件試驗子樣，應(yīng)先對子樣分散性進行評定，再確定±3σ點壽命之比是否采用6或者更大值，從而使假設(shè)的±3σ點壽命之比更具合理性。

預(yù)定安全循環(huán)壽命由基于有代表性的零件在試驗器上得到的試驗結(jié)果確定，并有以下要求：試驗器試驗應(yīng)在隨機抽取的能代表批生產(chǎn)標準的零件上完成；試驗樣本應(yīng)在材料、零件結(jié)構(gòu)、表面狀況以及關(guān)鍵部位的幾何形狀方面具有代表性；零件試驗的應(yīng)力、應(yīng)力梯度和溫度的組合要求至少像發(fā)動機條件一樣苛刻。為了能在1個試驗件上試驗多個關(guān)鍵部位和減少試驗時間、成本，DEF Stan 00970指出，可以在關(guān)鍵部位進行受限制的超應(yīng)力試驗。鎳基合金的超應(yīng)力系數(shù)應(yīng)該避免大于1.14，鋼和鈦合金的超應(yīng)力系數(shù)應(yīng)該避免大于1.3。

DEF Stan 00970給出了預(yù)定安全循環(huán)壽命的計算公式

式中：Nmax、Nmin分別為疲勞壽命分布函數(shù)上＋3σ、-3σ點的壽命值。

在散度系數(shù)的計算中，考慮了估計壽命的置信度（95%）以及小子樣的分散性。

關(guān)于預(yù)定安全循環(huán)壽命，最后的安全性特點是：當新設(shè)計的零件投入使用時，批準的許用壽命僅為50%Ar。當率先被使用的盤達到該壽命時進行疲勞試驗；允許其他盤繼續(xù)使用到75%Ar。退役盤的試驗結(jié)果也加入子樣，并據(jù)此修訂零件壽命。第2個退役盤試驗完成后，其余盤允許繼續(xù)使用到100%Ar。

1.2 2/3功能失效壽命法

2/3功能失效壽命方法源自英國，該方法仍然假定

式中：n為試驗子樣數(shù)量；Ni為單個試驗結(jié)果；y為散度系數(shù)零件投入使用時沒有缺陷，但采用功能失效時的總壽命的2/3代替產(chǎn)生工程裂紋時的壽命。功能失效時的總壽命指裂紋開始快速擴展前的壽命，選2/3是由于對許多材料和輪盤結(jié)構(gòu)來說，2/3功能失效時的裂紋尺寸，近似等于裂紋萌生壽命法中規(guī)定的0.38 mm。防衛(wèi)評估研究所（DERA）對80個鎳、鋼和鈦盤進行試驗發(fā)現(xiàn)，裂紋萌生壽命與破裂壽命的比值平均為0.72[7]。

2/3功能失效壽命與破裂壽命之間的固定比值，確保安全性裕度更加一致。超高強度盤合金裂紋開始快速擴展的臨界裂紋尺寸，可能小于半徑為0.38 mm的工程裂紋尺寸，所以2/3功能失效原理能使該合金得到安全使用。2/3功能失效安全系數(shù)在英國已經(jīng)應(yīng)用了一段時間，目前已推廣到歐洲范圍得以更廣泛地應(yīng)用[7]。

1.3 數(shù)據(jù)庫定壽法

數(shù)據(jù)庫定壽法是將零件關(guān)鍵部位的實際飛行循環(huán)應(yīng)力和溫度輸入材料數(shù)據(jù)庫直接計算安全壽命，而不是在試驗器上對關(guān)鍵部位進行專門的循環(huán)試驗。給定材料的常規(guī)數(shù)據(jù)庫基于斷裂力學模型，由來自不同的零件設(shè)計和結(jié)構(gòu)特征的結(jié)果建立。在1個材料的數(shù)據(jù)庫建立中，對來自大量試樣和不同零件的結(jié)果，斷裂力學裂紋模型需考慮有代表性的應(yīng)力場、表面條件、微觀結(jié)構(gòu)和統(tǒng)計方法。

采用該方法對輪盤定壽，需要假設(shè)所有盤或試樣含有預(yù)存裂紋或小缺陷，且裂紋的擴展速率可以通過試驗結(jié)果來預(yù)測。（1）通過裂紋擴展方程計算每個零件或試樣的最大有效假裂紋的大??；（2）利用統(tǒng)計方法預(yù)測整個母體在循環(huán)開始時的最大假裂紋；（3）基于確定的初始裂紋大小計算零件失效壽命。

傳統(tǒng)定壽方法用5或6個試驗結(jié)果來預(yù)測任何1種輪盤的設(shè)計壽命，從而使其散度系數(shù)相當大。在數(shù)據(jù)庫定壽中，根據(jù)大量試樣和零件試驗結(jié)果可獲得更長的零件使用壽命。另外，如果能獲得真實的應(yīng)力場和工作條件，使用該方法可以在設(shè)計階段就能預(yù)測零件的壽命。

由于能使零件結(jié)構(gòu)進一步優(yōu)化和材料更有效使用，CAA和FAA已經(jīng)批準采用斷裂力學數(shù)據(jù)庫方法來確定發(fā)動機零件壽命[3]。但在高溫時，聯(lián)合蠕變和疲勞裂紋擴展的不確定性，使得裂紋擴展模型更加復(fù)雜，從而限制了數(shù)據(jù)庫法的應(yīng)用[8]。

1.4 損傷容限定壽法

損傷容限定壽法起源于發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱（ENSIP）[3]。該方法假設(shè)所有零件都含有某種形式的初始損傷。根據(jù)零件從假設(shè)的初始裂紋擴展到臨界裂紋時所用的循環(huán)數(shù)或時間來確定安全檢查間隔，通常定為裂紋從初始裂紋擴展到臨界裂紋的壽命的1/2 或1/3。在每個安全檢查間隔結(jié)束時進行零件檢測，沒檢測出裂紋，則零件可繼續(xù)使用，直到檢測出裂紋。

損傷容限定壽法已經(jīng)被考慮應(yīng)用于一些現(xiàn)有的發(fā)動機，如F109-GA-10、F110-GE-100和F110-PW-220發(fā)動機；為了延長輪盤的使用壽命，該方法也被用于一些現(xiàn)存的發(fā)動機，如美國的PW-F100和GE-TF34發(fā)動機，加拿大的GE-J85-CAN40/15發(fā)動機[9]。目前，作為標準定壽方法，該方法已被美國空軍所有航空發(fā)動機的關(guān)鍵件定壽所采用[2]。

損傷容限定壽法在英國已經(jīng)用于軍用高強度粉末冶金零件，但并未在航空發(fā)動機上全面應(yīng)用。DEF Stan 00970提出：損傷容限定壽法適用于對表面損傷引起失效潛在敏感的關(guān)鍵件，可作為傳統(tǒng)安全壽命法的補充，而不能完全替代。

1.5 因故退役法

文獻[3]指出：采用預(yù)定安全循環(huán)壽命和損傷容限壽命方法確定壽命的零件，在退役時有80%的輪盤至少還可以使用1個完整的預(yù)定安全循環(huán)壽命期。采用因故退役法 （如圖1所示）即力圖使用已經(jīng)達到預(yù)定安全循環(huán)壽命的零件中可能剩余的壽命，否則這些零件就帶著一些剩余壽命退役而浪費了。

因故退役法擴展了以損傷容限為基礎(chǔ)的定壽方法，通過使用檢驗不斷重復(fù)宣布壽命，直到使用至更高比例的零件潛在壽命。程序看似簡單，但為達到規(guī)定的安全性水平，安全檢查間隔的確定十分復(fù)雜，需要結(jié)合檢測水平、風險分析技術(shù)和損傷容限。

美國空軍為最大限度利用盤的壽命，為采用因故退役法配備設(shè)備，通過零件檢驗確定逐步延長的壽命。然而對于長壽命的民用發(fā)動機，因周期成本和效益的問題，該方法目前仍不可行。

圖1 因故退役法

2 延壽方法

使用經(jīng)驗和認識迅速提高，經(jīng)常促使修訂航空發(fā)動機零件宣布的使用壽命。無論是什么原因引起的使用壽命減少，都經(jīng)常導致零件意外到壽。飛機停飛和更換發(fā)動機的總成本，可能比更換零件的成本高許多倍。因此，通常要求對壽命減少的零件延壽。

延壽方法是基于風險評估、裂紋擴展壽命和統(tǒng)計方法的改進等發(fā)展起來的。目前，已經(jīng)建立了3種：（1）設(shè)計裂紋容限零件。（2）改進統(tǒng)計法（也稱強統(tǒng)計法），利用可延長壽命的試驗結(jié)果進行改進統(tǒng)計分析，延壽效果顯著。（3）采用風險模型對使用到壽的零件進行失效概率評估，根據(jù)風險評估結(jié)果對零件延壽。

2.1 裂紋容限零件延壽法

裂紋容限零件有較長的裂紋擴展壽命，大于裂紋萌生壽命的50%。如果零件的關(guān)鍵部位被迅速減小應(yīng)力場包圍，就可能出現(xiàn)這種情況。輪盤通氣孔關(guān)鍵部位如圖2所示，其峰值載荷下的應(yīng)力如圖3所示。

裂紋容限零件的壽命可能延長到超過100%Ar，而且不提高傳統(tǒng)失效部位的風險水平。但是，為確保安全性水平一致，可用的裂紋擴展壽命必須有 “決不超過2/3功能失效”的安全裕度。另外，裂紋擴展階段與萌生階段的任務(wù)換算率之比通常定義為2.5。因此，當裂紋擴展壽命超過裂紋萌生壽命的2倍時，零件壽命可以延長。

2.2 改進統(tǒng)計法

宣布的斷裂關(guān)鍵件的許多安全使用壽命，是根據(jù)檢測出工程裂紋前停止的疲勞試驗結(jié)果確定的，該試驗結(jié)果為可延長壽命的結(jié)果。

現(xiàn)行的定壽條例，最初是為僅接受不可延長壽命的試驗結(jié)果推導出來的。以前，這會導致可延長壽命的結(jié)果被不必要的舍棄，或者過分保守地接受，假設(shè)在下1個載荷循環(huán)時發(fā)生破壞。

文獻[6]給出了1種改進的統(tǒng)計法，定義子樣中所有可延長壽命結(jié)果的概率等于各可延長壽命結(jié)果概率的乘積

圖2 帶通氣孔的輪盤[7]

圖3 峰值應(yīng)力與至通氣孔距離的關(guān)系[7]

式中：J為可延長壽命的結(jié)果數(shù)。

應(yīng)用該方法，首先由式（4）、（5）確定變量變換，

圖4 式（4）、（5）確定的變量變換的影響

其目的如圖4所示。

式中：Nμ為母體幾何平均壽命，固定值；是與試驗結(jié)果J有關(guān)的可延長的壽命值；項改變坐標比例，以標準差為單位

式中：N+3σ和 N-3σ為未轉(zhuǎn)換的±3σ點壽命。

可見，log項將對數(shù)正態(tài)分布轉(zhuǎn)變成正態(tài)分布，所以，對1個隨機的試驗結(jié)果，在變換后的坐標中滿足

將式（6）代入式（3）得

去掉式（4）、（5）原來采用的變量變換得

2.3 簡化的風險模型法

綜上所述，零件壽命的減少會導致在役發(fā)動機突然出現(xiàn)大量到壽的零件。在這種情況下，雖然應(yīng)該在達到安全使用壽命前撤回零件，但嚴格執(zhí)行該法規(guī)，可能導致一些機隊多架飛機停飛。

如果允許規(guī)定的零件在稍高的風險下使用不長的規(guī)定時間，則可以給出超過Ar的壽命，大大緩解上述情況。并為得到備件和更換到壽零件贏得時間。

當用公式表示時，現(xiàn)行定壽方法不能用于估計風險，這是因為定壽方法使用安全系數(shù)，掩蓋了實際風險。為合理估計疲勞失效的風險，通常所有安全系數(shù)都必須用健全的統(tǒng)計模型代替，來表示使零件壽命不可靠的各種來源。文獻[3]給出了EAR（防衛(wèi)評估研究所）最新模型的核心部分，表示為

式中：r/H定義為風險/發(fā)動機飛行小時，即發(fā)動機每飛行小時失效概率的增加率；n為零件試驗的子樣數(shù)；Ar為預(yù)定安全循環(huán)壽命；βi為裂紋萌生壽命的任務(wù)換算率。

表1 假設(shè)的輪盤試驗結(jié)果

3 舉例應(yīng)用

假設(shè)的5個輪盤的同一關(guān)鍵部位的試驗結(jié)果見表1。假設(shè)試驗中的應(yīng)力與發(fā)動機實際工作中的應(yīng)力一致，任務(wù)換算率為0.4（發(fā)動機飛行1 h所消耗的循環(huán)數(shù)）[10]。表中：N1、N3是試驗至工程裂紋出現(xiàn)的疲勞試驗結(jié)果；N2、N4、N5是未檢測出工程裂紋前就停止的疲勞試驗結(jié)果。

安全壽命采用裂紋萌生壽命法計算。延壽計算、分析運用了改進統(tǒng)計法和風險評估法，沒有使用過于復(fù)雜的損傷容限延壽法。

3.1 預(yù)定安全循環(huán)壽命計算

預(yù)定安全壽命根據(jù)DEF STAN 00970附錄A中提供的安全壽命方法計算。首先確定式（2）中的±3σ點壽命之比。DEF STAN 00970附錄A規(guī)定對僅含有限個結(jié)果的零件試驗子樣，應(yīng)該計算C6值，并與表2中的給定值作比較。

表2 子樣分散性評定用值

如果計算值小于70%值，設(shè)Nmax/Nmin＝6；如果計算值在70%值和80%值之間，可以要求進一步判斷以上取值的合理性；如果C6值大于80%值，則必須計算C10值，并與上表數(shù)據(jù)作比較。C10由下式計算

使用假設(shè)的5個試驗結(jié)果得出的C6=4.855533，小于表2中的70%值，因此式（2）中的Nmax/Nmin假設(shè)為6。

最終通過式（1）、（2）計算輪盤的預(yù)定安全壽命為7574次循環(huán)，相當于18935飛行小時。

3.2 延壽計算與分析

3.2.1 使用改進統(tǒng)計法

根據(jù)假設(shè)，可延長的壽命結(jié)果分別為23000、23700和24500次循環(huán)。用式（3）進行迭代，得出=21500次循環(huán)。用式（9）計算Ar=8777次循環(huán)，改進的分析方法使預(yù)定安全循環(huán)壽命增加15.9%。

3.2.2 使用簡化風險評估模型

表3 對于確定失效概率的延壽結(jié)果

將假設(shè)的試驗子樣數(shù)n，任務(wù)換算率βi以及計算得出的預(yù)定安全循環(huán)壽命Ar帶入式（10），可以得出隨使用循環(huán)增長的風險結(jié)果。由此得到的輪盤使用壽命的風險結(jié)果曲線如圖5所示，對于確定風險評估結(jié)果的延壽情況見表3。

從表3中可見，在輪盤使用至預(yù)定安全壽命時，輪盤的失效概率為5.98×10-9。如果認為1×10-8的失效概率是可接受的，輪盤的使用壽命可以延長至7875次循環(huán)，安全壽命可增加4.0%；如果將可接受的失效概率水平降至1×10-7，預(yù)定安全循環(huán)壽命可增加26.1%。

4 結(jié)論

（1）在現(xiàn)行的安全標準下，預(yù)定安全循環(huán)壽命法操作簡單、安全性高，仍將繼續(xù)被大部分的軍、民用發(fā)動機所使用。

（2）預(yù)定安全壽命法之外的幾種方法，對斷裂力學、檢測水平和風險分析等有較高要求，在普遍應(yīng)用前，必須有足夠的試驗數(shù)據(jù)并進行全面統(tǒng)計分析。

（3）高質(zhì)量的統(tǒng)計模型和風險評估模型能夠用于延長發(fā)動機安全壽命，提供安全的壽命管理優(yōu)化手段。

[1]Federal Aviation Administration.FAR33 Airworthiness standards：aircraft engines[S].United States：Federal Aviation Administration,2007：22.

[2]European Aviation Safety Agency.CS-E Certification specification for engine[S].Germany：European Aviation SafetyAgency，2007：43-45.

[3]Boyd-Lee AD,Harrison G F,Henderson MB.Evaluation of standard life assessment procedures and life extension methodologies for fracture-critical components [J]. Internatioal Journal of Fatigue,2001,23：S11-S19.

[4]Lee B M.Deterministic damage tolerance life analysis of a gas turbine engine disk [D]. Britain：Cranfield University，2005.

[5]Ministry of Defence.Defencestandard 00-971 generalspecification for aircraft gas turbine engines[S]. Britain：Ministry of Defence，1986：A1-A5.

[6]Ministry of Defence.Defence standard 00-970 design and airworthiness requirments for service aircraft Part 11-engines [S].Britain： Ministry of Defence，2006：A15-A23.

[7]Boyd-Lee A D,Harrison C F.The development of life extension methods for fracture criticalaeroengine components [C]//Britain： NATO Research and Technology Organization，1999：1-10.

[8]Corran R S J,Willianms S J.Lifing and safety criteria in aero gasturbines [J].Engineering Failure Analysis,

Analysis of Life Deciding and Life Extending for Aeroengine Critical Parts

CHEN Guo-dong1,XING Lei2,ZHAO Ming1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China; 2.Customer Representaitive in SLEMC,Shenyang 110043,China）

A variety of life assessment methods were investigated in international aviation field to obtain maximum safe service life of the aeroengine critical parts.Five life deciding methods and the principle,service area,service condition and safety of three life extending method based on crack extending life,improved statistical method and risk assessment were analyzed deeply against military and commercial aeroengine general specification for safety requirements of critical parts based on the assumed rig test results.The disk safe life was calculated by the method of the predicted cyclic life,and the life extending of the disk was predicted and analyzed by the improved statistical method and the simplified risk model.

life assessment;life deciding;life extending;aeroengine;critical parts;improved statistical method;risk model

陳國棟（1980），男，碩士，工程師，主要從事航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子強度試驗研究工作。

2013-01-07