王桂華，蔚奪魁，洪杰，王藝

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015；2.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100083）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性試驗(yàn)方法研究

王桂華1，蔚奪魁1，洪杰2，王藝1

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015；2.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100083）

在分析航空發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)的基礎(chǔ)上，對發(fā)動(dòng)機(jī)在研制過程中零部件和整機(jī)試車、試飛項(xiàng)目及其考核目的進(jìn)行研究。對試驗(yàn)進(jìn)行了分類，提出了開展極限/強(qiáng)化試驗(yàn)的必要性；以故障模式及失效機(jī)理分析為依據(jù)，闡述了發(fā)動(dòng)機(jī)在研制過程中成附件可靠性極限/強(qiáng)化試驗(yàn)的方法、應(yīng)用原則及效果，并針對高周疲勞、性能穩(wěn)定性和耐久性等考核重點(diǎn)梳理了整機(jī)可靠性試驗(yàn)的條件和載荷設(shè)計(jì)要求,提出了整機(jī)可靠性試驗(yàn)載荷譜選用建議。

可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)；結(jié)構(gòu)完整性；性能穩(wěn)定性；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量與可靠性問題已經(jīng)成為制約其發(fā)展的瓶頸。為此，工業(yè)部門開展了發(fā)動(dòng)機(jī)性能與可靠性一體化設(shè)計(jì)、建立體系規(guī)范數(shù)據(jù)庫、狠抓制造可靠性，著手建立和完善整機(jī)、零部件和系統(tǒng)的試驗(yàn)驗(yàn)證平臺，開展全壽命期管理等。正在經(jīng)歷從關(guān)注通用規(guī)范的考核性試驗(yàn)通過與否到加強(qiáng)研制過程中可靠性試驗(yàn)驗(yàn)證的轉(zhuǎn)變，旨在研制過程中通過試驗(yàn)盡可能暴露、發(fā)現(xiàn)并解決問題。合理規(guī)劃可靠性試驗(yàn)需要從發(fā)動(dòng)機(jī)的故障及故障機(jī)理著手。開展故障樹和故障模式分析，找到相關(guān)底事件，針對其故障模式開展可靠性設(shè)計(jì)，采取相應(yīng)措施。由于發(fā)動(dòng)機(jī)是復(fù)雜而耦合的系統(tǒng)，特別是采用較多新結(jié)構(gòu)、新工藝的新研發(fā)動(dòng)機(jī)，很難完全把握所有的故障模式及機(jī)理，需要試驗(yàn)驗(yàn)證，即便采取了保證措施，仍需合理規(guī)劃可靠性試驗(yàn)考核，從材料、部件（或模擬件[1-2]）到整機(jī)試車，系統(tǒng)地開展試驗(yàn)工作。隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制不斷向高可靠性、長壽命方向發(fā)展[3]，如何在有限的研制時(shí)間內(nèi)，充分利用有限的資源合理安排試驗(yàn)，滿足研制要求，是擺在研制部門面前的關(guān)鍵問題。

本文通過分析國內(nèi)外航空發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)，對發(fā)動(dòng)機(jī)在研制過程中的可靠性試驗(yàn)進(jìn)行研究。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)研制試驗(yàn)

按照試驗(yàn)項(xiàng)目設(shè)置，航空發(fā)動(dòng)機(jī)通用規(guī)范中大部分研制試驗(yàn)均可劃歸為可靠性試驗(yàn)，均可用于發(fā)動(dòng)機(jī)型號研制的可靠性綜合評估。其內(nèi)容主要包括結(jié)構(gòu)完整性、性能穩(wěn)定性和控制系統(tǒng)中的軟件可靠性設(shè)計(jì)等。結(jié)構(gòu)完整性保障推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)足以滿足強(qiáng)度、振動(dòng)、耐久性、損傷容限、包容性等要求；性能穩(wěn)定性意味著持續(xù)且可靠地起動(dòng)，平穩(wěn)而又靈敏地加、減速，在給定功率狀態(tài)下保持穩(wěn)定的推力以及無失速、熄火和燃燒不穩(wěn)定等。當(dāng)然，作為設(shè)計(jì)分析的基礎(chǔ)，在研制中還要關(guān)注材料性能試驗(yàn)，充分保證基礎(chǔ)數(shù)據(jù)的可靠性。

1.1 零部件和系統(tǒng)試驗(yàn)

按照發(fā)動(dòng)機(jī)有關(guān)標(biāo)準(zhǔn)、規(guī)范及指南中涉及的試驗(yàn)要求[4-9]，發(fā)動(dòng)機(jī)的零部件、系統(tǒng)試驗(yàn)主要?jiǎng)澐譃?類。

（1）部件性能與穩(wěn)定性驗(yàn)證試驗(yàn)。該類試驗(yàn)指對核心機(jī)、風(fēng)扇、壓氣機(jī)和渦輪等部/組件及控制系統(tǒng)等開展的試驗(yàn)，包括調(diào)節(jié)能力試驗(yàn)、加力燃燒室穩(wěn)定性試驗(yàn)，控制系統(tǒng)的半物理模擬試驗(yàn)等，為確定部件和系統(tǒng)穩(wěn)定性提供了依據(jù)。

（2）在正常使用環(huán)境條件下的可靠性、耐久性試驗(yàn)。該類試驗(yàn)是為驗(yàn)證零部件在正常工作環(huán)境條件下進(jìn)行的可靠性、耐久性試驗(yàn)，如葉片高循環(huán)疲勞試驗(yàn)、盤軸等關(guān)鍵件的低循環(huán)疲勞試驗(yàn)、關(guān)鍵件的損傷容限試驗(yàn)，成附件的環(huán)境和可靠性試驗(yàn)等。在進(jìn)行該類試驗(yàn)過程中極限載荷環(huán)境的確定對驗(yàn)證部件和系統(tǒng)的可靠性意義重大。

（3）在惡劣載荷條件下的部件安全能力試驗(yàn)。該類試驗(yàn)包括包容性、盤破裂、扭矩極限、承壓容器的壓力試驗(yàn)等。如盤的破裂試驗(yàn)一般要檢查出裂紋或破壞為止；進(jìn)行滑油系統(tǒng)開展滑油中斷和耗損試驗(yàn)以驗(yàn)證在滑油耗損后能繼續(xù)在規(guī)定時(shí)間段內(nèi)安全工作的能力。

1.2 整機(jī)試車和飛行試驗(yàn)

全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)的目的是驗(yàn)證各設(shè)計(jì)系統(tǒng)是否滿足發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行要求，以及補(bǔ)充驗(yàn)證在部件試驗(yàn)中模擬實(shí)際環(huán)境不夠充分或無法開展的項(xiàng)目；飛行試驗(yàn)則是補(bǔ)充在地面和高空臺無法驗(yàn)證的試驗(yàn)內(nèi)容。整機(jī)試車、試飛項(xiàng)目主要包括3類。

（1）整機(jī)性能和穩(wěn)定性試驗(yàn)。該類試驗(yàn)包括參數(shù)測量、控制規(guī)律調(diào)整試車、轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)試車、熱和壓力測量以及振動(dòng)應(yīng)力測量等，由此提供整機(jī)性能數(shù)據(jù)，驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)的性能分析模型的正確性。驗(yàn)證進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪的溫度極限、燃燒室和加力燃燒室的熄火極限、飛機(jī)機(jī)動(dòng)包線內(nèi)的畸變極限等。開展地面和高空模擬試驗(yàn)，以說明并檢驗(yàn)推進(jìn)系統(tǒng)的瞬態(tài)響應(yīng)特性，以及地面和高空試驗(yàn)驗(yàn)證起動(dòng)能力等。

（2）載荷試車。該類試驗(yàn)包括加速任務(wù)試驗(yàn)/加速模擬任務(wù)耐久性試驗(yàn)，以及動(dòng)應(yīng)力測量等，驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)能夠在計(jì)劃的檢查間隔和設(shè)計(jì)使用壽命期內(nèi)安全、經(jīng)濟(jì)且可靠地工作。各類極限載荷環(huán)境對驗(yàn)證整機(jī)可靠性具有重要意義。

（3）在惡劣載荷環(huán)境條件下的整機(jī)試車。該類試驗(yàn)包括葉片飛出、包容性、超溫、吞煙等，驗(yàn)證惡劣載荷對發(fā)動(dòng)機(jī)的影響，即在惡劣載荷作用后的規(guī)定時(shí)間內(nèi)保證飛機(jī)安全的能力。

2 成附件的可靠性試驗(yàn)

根據(jù)波音公司報(bào)道，在波音777改型中，機(jī)電設(shè)備未經(jīng)可靠性試驗(yàn)，其LRU的外場更換率高達(dá)35%，而經(jīng)歷可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)的LRU外場更換率降至4%。由此可見，可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)是提高產(chǎn)品可靠性的有效方法[10]。隨著高可靠性、長壽命要求的提出，可靠性極限/強(qiáng)化試驗(yàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)成附件的研制中得到應(yīng)用，并取得了一定效果，耐久性加速試驗(yàn)的方法研究和工程應(yīng)用也正在逐步開展。

2.1 可靠性極限/強(qiáng)化試驗(yàn)方法

成附件的可靠性極限/強(qiáng)化試驗(yàn)實(shí)際上就是在產(chǎn)品研制初期，根據(jù)故障模式及失效機(jī)理分析結(jié)果，通過針對性施加強(qiáng)化的工作載荷，激發(fā)并暴露產(chǎn)品功能和結(jié)構(gòu)的薄弱環(huán)節(jié)，進(jìn)行故障定位、失效分析，找出失效原因，提出設(shè)計(jì)、工藝改進(jìn)措施，以提高產(chǎn)品可靠性的方法。某型發(fā)動(dòng)機(jī)成附件在可靠性極限和強(qiáng)化試驗(yàn)中各類載荷的定義及載荷的施加方式分別如圖1、2[11-12]所示。

圖1 各種極限載荷

某型發(fā)動(dòng)機(jī)在成附件可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)過程中暴露出繼電器失效、振動(dòng)傳感器絕緣墊片碎裂、轉(zhuǎn)速傳感器外殼焊縫脫焊、作動(dòng)筒漏油、起動(dòng)機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)齒輪齒根斷裂等故障或問題90項(xiàng)，其中工藝問題占44%，設(shè)計(jì)問題占28%，材料問題占22%，其他問題占6%，故障類型分布如圖3所示。這些故障或問題對完善設(shè)計(jì)、改進(jìn)結(jié)構(gòu)、提高設(shè)計(jì)水平提供了寶貴的經(jīng)驗(yàn)。

圖2 典型步進(jìn)載荷

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)成附件故障類型分布

當(dāng)然，并不是所有的終止載荷均為破壞極限，引入強(qiáng)化試驗(yàn)的概念，利用強(qiáng)化試驗(yàn)步進(jìn)加載的方式，從不大于技術(shù)規(guī)范極限的載荷起步，逐步放大不利環(huán)境條件，暴露產(chǎn)品薄弱環(huán)節(jié)，為產(chǎn)品改進(jìn)設(shè)計(jì)提供依據(jù)，對開展可靠性摸底具有重要意義。此外，在發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵件的超轉(zhuǎn)破裂、部件/整機(jī)的畸變等試驗(yàn)中極限/強(qiáng)化試驗(yàn)的理念均得到體現(xiàn)。

2.2 可靠性極限/強(qiáng)化試驗(yàn)的主要原則

（1）視情開展極限/強(qiáng)化試驗(yàn)。任何產(chǎn)品研制計(jì)劃均需權(quán)衡產(chǎn)品的重要性及研制費(fèi)用，無論是可靠性極限還是強(qiáng)化試驗(yàn)，均為成附件研制試驗(yàn)，需要綜合考慮設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)、數(shù)據(jù)和研制經(jīng)費(fèi)。確定某些部件、成附件的可靠性試驗(yàn)要考慮對整機(jī)安全性及經(jīng)濟(jì)性的影響，而影響安全的試驗(yàn)項(xiàng)目必須提前進(jìn)行，同時(shí)需考慮用戶需求和經(jīng)濟(jì)性。有些試驗(yàn)項(xiàng)目不影響安全，在部件上很難模擬或模擬真實(shí)環(huán)境費(fèi)用昂貴，可以協(xié)調(diào)在整機(jī)上進(jìn)行。

（2）強(qiáng)化試驗(yàn)項(xiàng)目和載荷確定主要依賴產(chǎn)品的故障機(jī)理分析，沒有統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)。在研制過程中，可快速激發(fā)缺陷的試驗(yàn)機(jī)理的可靠性極限/強(qiáng)化試驗(yàn)被引入，但具體的終止載荷水平需視產(chǎn)品情況確定，有效終止載荷主要考慮產(chǎn)品的使用情況。同時(shí)“載荷”也不應(yīng)僅僅定義為力或溫度，有些產(chǎn)品引發(fā)破壞的原因可能是誤差累積造成的不同心、大的不平衡，因此要充分考慮容差設(shè)計(jì)分析。

了解產(chǎn)品的破壞極限，對防止安全性事故的發(fā)生具有重要意義。對影響安全的故障模式，當(dāng)儲備不確定時(shí)一般建議做到破壞或有破壞跡象發(fā)生，但一味加大試驗(yàn)載荷也并不可取。應(yīng)針對不同產(chǎn)品，制定并不斷完善可靠性極限/強(qiáng)化試驗(yàn)要求和規(guī)范，指導(dǎo)可靠性試驗(yàn)工作。

（3）合理策劃可靠性極限和強(qiáng)化試驗(yàn)需要充分考慮資源與時(shí)機(jī)。開展可靠性試驗(yàn)要以充分的功能性能分析及驗(yàn)證為基礎(chǔ)，如通過進(jìn)行整機(jī)腔溫和腔壓測量為部件試驗(yàn)提供依據(jù)，特別是對安全關(guān)鍵件和任務(wù)關(guān)鍵件的試驗(yàn)；開展發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)、溫度等環(huán)境應(yīng)力的測量和載荷譜的編制，為成附件的可靠性極限和強(qiáng)化試驗(yàn)提供依據(jù)。

（4）新技術(shù)的試驗(yàn)驗(yàn)證一定要充分。對于新技術(shù)、新結(jié)構(gòu)、新材料和新工藝，由于缺乏使用經(jīng)驗(yàn)和數(shù)據(jù)，應(yīng)開展FMECA分析，制定系統(tǒng)的可靠性極限/強(qiáng)化試驗(yàn)驗(yàn)證方案，對于設(shè)計(jì)更改項(xiàng)目同樣要進(jìn)行足夠的補(bǔ)充驗(yàn)證。

（5）研制試驗(yàn)中發(fā)生的故障不同于考核試驗(yàn)和外場使用。故障歸零要求不能等同于考核試驗(yàn)和外場出現(xiàn)故障的處理方式。

3 整機(jī)可靠性試驗(yàn)

除重要的主機(jī)零部件、成附件和系統(tǒng)部分專項(xiàng)試驗(yàn)外，其他部件要在整機(jī)這個(gè)真實(shí)的環(huán)境平臺上進(jìn)行摸底和驗(yàn)證，整機(jī)可靠性試驗(yàn)是驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)、系統(tǒng)承載能力和穩(wěn)定性的重要環(huán)節(jié)，其方案確定對發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性的考核有著至關(guān)重要的作用。

在規(guī)劃整機(jī)可靠性試驗(yàn)時(shí)，需要從故障模式的角度開展試驗(yàn)條件和載荷設(shè)計(jì)。發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械零部件和系統(tǒng)的故障模式包括裂紋、斷裂、磨損等，電子產(chǎn)品則經(jīng)常發(fā)生漂移、短路、斷路等故障模式，其原因主要包括振動(dòng)、溫度、環(huán)境因素（如“三防”需要）和燃油品質(zhì)等。整機(jī)可靠性試車載荷譜編制中需要充分考慮振動(dòng)、溫度和各類額定值。本文僅討論使用載荷試車類所關(guān)注的內(nèi)容。

3.1 高周疲勞考核

高頻振動(dòng)考核在CCAR33部第33.87條持久試驗(yàn)中得到體現(xiàn)。A循環(huán)試車譜如圖4所示。

高頻振動(dòng)的要求：（1）試驗(yàn)中轉(zhuǎn)速遞增是考核發(fā)動(dòng)機(jī)的高周疲勞，對鋼制零件為107次，非鐵合金零件為3×107次；（2）如果在整個(gè)持久試驗(yàn)期間不能滿足（1）的要求，可在以后的試驗(yàn)中補(bǔ)充；（3）如果在地面慢車和最大連續(xù)狀態(tài)之間任何一點(diǎn)有顯著的峰值振動(dòng)，則可以變更選擇增量，以便承受峰值振動(dòng)的試驗(yàn)時(shí)間得到增加，最多不超過遞增試驗(yàn)總時(shí)數(shù)的50%。

在很多型號研制和考核試驗(yàn)中常以爬臺階專用載荷譜進(jìn)行，如圖5所示。

圖4 A循環(huán)試車譜

圖5 試車程序

3.2 性能穩(wěn)定性考核

在A譜（A部分）中詳細(xì)規(guī)定了發(fā)動(dòng)機(jī)加減速試驗(yàn)的要求，可作為制定可靠性極限和強(qiáng)化試驗(yàn)試車載荷譜時(shí)應(yīng)用：在只提供發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)所必需的引氣和附件載荷時(shí)加速時(shí)間不應(yīng)超過5 s；在提供飛機(jī)所允許的最大引氣和功率提取時(shí)，從最小功率或推力到額定起飛功率或推力的過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)不應(yīng)出現(xiàn)超溫、喘振、失速等故障；試驗(yàn)時(shí)油門桿從1個(gè)極端位置到另1個(gè)極端立置的時(shí)間不應(yīng)超過1 s，只有不同的調(diào)節(jié)工作方法需要采用分區(qū)調(diào)節(jié)，才允許有較長時(shí)間，但不能超過2 s。

在A譜（E部分）中詳細(xì)規(guī)定了發(fā)動(dòng)機(jī)反推使用試驗(yàn)的要求，同樣可作為打開反推時(shí)對性能穩(wěn)定性影響的考核因素在編制整機(jī)可靠性試車譜時(shí)應(yīng)用。

3.3 耐久性考核

耐久性考核條件的制定重點(diǎn)考慮以下內(nèi)容。

（1）考慮不平衡量影響因素。在諸多環(huán)境因素中，振動(dòng)是引發(fā)多種故障模式的原因，而部件的不平衡量是造成振動(dòng)環(huán)境惡化的主要原因，也是考慮的重點(diǎn)。適航要求第33.90條初次維修檢查（C循環(huán)）對不平衡量的考慮中體現(xiàn)非常明顯，應(yīng)重點(diǎn)保證。C循環(huán)載荷譜如圖6所示。

圖6 C循環(huán)試車譜

試驗(yàn)對不平衡量的要求非常明確，比如在低壓渦輪不平衡量為5 mils條件下執(zhí)行的循環(huán)數(shù)占總循環(huán)數(shù)2/3；在低壓渦輪不平衡量為10 mils條件下執(zhí)行的循環(huán)數(shù)占總循環(huán)數(shù)1/3。國外多型試驗(yàn)證明這一試驗(yàn)是常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)在使用之前用來檢驗(yàn)潛在缺陷的有效手段?？偟牟黄胶饬繎?yīng)該足夠大，以保證外場發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)較大不平衡量的情況得到考核。

（2）考慮溫度相關(guān)影響因素。溫度相關(guān)影響因素用于考核熱端件的持久壽命等，在上述(C循環(huán))試驗(yàn)載荷確定中同樣規(guī)定了在排氣溫度紅線值進(jìn)行750次C循環(huán)（每次20 min）用以模擬商業(yè)飛行循環(huán)。

除了試驗(yàn)時(shí)間不超過5 min和不允許穩(wěn)定的條件外，燃?xì)鉁囟群突瓦M(jìn)口溫度在以任何額定功率或推力試驗(yàn)期間必須保持在限制溫度值上，如CF6－80C2發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)時(shí)15個(gè)循環(huán)的滑油溫度保持為160℃，9個(gè)循環(huán)保持在175℃。

（3）考慮其他發(fā)動(dòng)機(jī)額定值和使用限制。在CCAR33部第33.7條要求給出發(fā)動(dòng)機(jī)的各種限制值，除紅線轉(zhuǎn)速、溫度和時(shí)間外，還包括：燃油、滑油、液壓油的牌號、品級以及規(guī)格，最大引氣和功率提取，燃油進(jìn)口溫度與進(jìn)氣溫度等各種額定值和限制。這些使用限制在發(fā)動(dòng)機(jī)使用周期內(nèi)出現(xiàn)的比例為確定可靠性試驗(yàn)載荷譜提供了依據(jù)。在A循環(huán)中同樣規(guī)定了如下相關(guān)要求：在試驗(yàn)期間，必須（至少）有1個(gè)階段，發(fā)動(dòng)機(jī)處在燃油，滑油和液壓油的最小壓力限制值進(jìn)行工作；另有1個(gè)階段處在燃油、滑油和液壓油最大壓力限制值進(jìn)行工作，必要時(shí)允許降低油溫以獲得最大壓力。供發(fā)動(dòng)機(jī)和飛機(jī)使用的最大引氣試驗(yàn)時(shí)間至少為整個(gè)試驗(yàn)時(shí)間的1/5（即30 h)；在發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)控制下，2個(gè)通道按照60%/40%的分流進(jìn)行操作等。

（4）在動(dòng)應(yīng)力測量中要考慮進(jìn)氣畸變對葉片振動(dòng)應(yīng)力的影響。GJB241和CCAR31部均對動(dòng)應(yīng)力測量提出了要求，但在執(zhí)行中要關(guān)注對環(huán)境的要求：一定要包括進(jìn)氣畸變、整機(jī)振動(dòng)等因素對應(yīng)力的環(huán)境影響，通過多狀態(tài)的應(yīng)力測試分析，采用響應(yīng)面法等方式分析整個(gè)包線內(nèi)動(dòng)應(yīng)力情況。

4 結(jié)束語

合理安排可靠性試驗(yàn)是在有限時(shí)間內(nèi)提高發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)及成附件可靠性的有效手段；同時(shí)，只有系統(tǒng)安排可靠性試驗(yàn)驗(yàn)證，在有限時(shí)間內(nèi)充分暴露故障并進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，才能提高發(fā)動(dòng)機(jī)安全性和可靠性，并按適航要求在定型前初步給出合理的額定值和使用限制，比如允許的超溫、轉(zhuǎn)子瞬時(shí)超轉(zhuǎn)、喘振次數(shù)等。從而滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制不斷向高可靠性、長壽命方向發(fā)展的要求。

當(dāng)然，即使研制過程中開展了豐富的研制試驗(yàn)，包括極限/強(qiáng)化、持久、壽命試驗(yàn)等，最終交付外場使用中仍然可能出現(xiàn)新問題，畢竟內(nèi)場和飛行驗(yàn)證有限。因此通用規(guī)范應(yīng)在設(shè)計(jì)定型前就安排領(lǐng)先試用，使航空發(fā)動(dòng)機(jī)在不斷地使用發(fā)展中逐步走向成熟。

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Reliability Test Method of Aeroengine

WANG Gui-hua1，YU Duo-kui1，HONG Jie2，WANG Yi1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China;2.School of Jet Propulsion,Beihang University, Beijing 100083,China）

The engine components,and whole engine test,flight projects and test purposes in the development process were analyzed based on the aeroengine relevant standards.The necessary of the limit enhancement test was proposed by classifying the tests.The methods, application principle and effectiveness of the limit enhancement test method for the accessory reliability were presented according to the failure mode and mechanism analysis.Aiming at high cycle failure,performance stability and durability,the reliability test condition and loading design requirements of engine were illustrated,and the suggestion of loading spectrum selection for the engine was proposed.

reliability enhancement test;structural integrity;performance stability;aeroengine

V 263.5

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.05.003

2014-05-05基金項(xiàng)目：國家重大基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

王桂華（1965）女，自然科學(xué)研究員，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量與可靠性設(shè)計(jì)和管理工作；E-mail：wangguih@sina.com。

王桂華，蔚奪魁，洪杰，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制可靠性試驗(yàn)[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2014，40（5）：13-17.WANG Guihua，YU DuoKui，HONG Jie,et al. Reliabilitytest method ofaeroengine[J].Aeroengine,2014,40（5）：13-17.