徐可君，王永旗，夏毅銳，秦海勤

（海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū)，山東青島266041）

某型發(fā)動機(jī)150 h持久試車渦輪部件壽命消耗研究

徐可君，王永旗，夏毅銳，秦海勤

（海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū)，山東青島266041）

基于某型航空發(fā)動機(jī)的技術(shù)特征，應(yīng)用有限元素法分析了該型發(fā)動機(jī)渦輪部件的模擬穩(wěn)態(tài)溫度場和應(yīng)力場，確定了葉片和輪盤的壽命分析考核點(diǎn)。利用采集到的473組飛行任務(wù)參數(shù)記錄和150 h持久試車數(shù)據(jù)，基于EG D-3疲勞分析理論和M iner線性累積損傷理論計算了葉片和輪盤各考核點(diǎn)的低循環(huán)疲勞損傷。采用插值法和拉森-米勒公式，分別計算了葉片和輪盤的持久損傷，并利用時間-循環(huán)分?jǐn)?shù)相加法進(jìn)行了疲勞/持久損傷分析，得到了葉片和輪盤各考核點(diǎn)的總損傷。按照等效損傷原則，完成了該型發(fā)動機(jī)150 h持久試車壽命消耗向外場飛行使用壽命消耗的等當(dāng)量換算。

壽命消耗；持久試車；渦輪盤；渦輪葉片；航空發(fā)動機(jī)

0 引言

某型發(fā)動機(jī)按照持久試車大綱進(jìn)行150 h試車后，整機(jī)及各大部件的壽命均有剩余。為了給該型發(fā)動機(jī)交付機(jī)隊(duì)后的繼續(xù)使用和壽命管理提供壽命消耗依據(jù)，需確定該發(fā)動機(jī)在150 h持久試車中發(fā)動機(jī)整機(jī)/大部件壽命消耗情況。但國內(nèi)既沒有確定發(fā)動機(jī)150 h持久試車的壽命消耗的先例，也沒有可供工程使用的該型發(fā)動機(jī)150 h持久試車任務(wù)換算率；同時，由于發(fā)動機(jī)在150 h試車時的載荷情況較發(fā)動機(jī)實(shí)際使用有較大不同，因此不能照搬發(fā)動機(jī)實(shí)際使用時依據(jù)綜合飛行任務(wù)換算率確定壽命消耗的方法，需要基于發(fā)動機(jī)150 h持久試車時的載荷譜計算其壽命消耗，并換算成發(fā)動機(jī)實(shí)際使用壽命消耗，以實(shí)現(xiàn)該發(fā)動機(jī)在交付外場使用后的壽命控制和管理。

高壓渦輪盤和渦輪葉片是該型發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵和重要零件。本文通過對機(jī)隊(duì)的實(shí)測飛行參數(shù)進(jìn)行預(yù)處理、雨流計數(shù)法、線性累積損傷理論的計算[1-4]，分別得到發(fā)動機(jī)在150 h持久試車和實(shí)際使用時的渦輪部件損傷值，最后以等效損傷為基準(zhǔn)研究該型發(fā)動機(jī)渦輪部件150 h持久試車壽命消耗向發(fā)動機(jī)實(shí)際使用壽命消耗的等效換算。

1 飛行載荷譜和持久試車載荷譜分析

1.1 飛行載荷譜基本情況分析

通過飛參記錄共獲得發(fā)動機(jī)473組數(shù)據(jù)、946臺次的使用情況，飛行總時間為1445.89 h。

1.2 基于飛參記錄的工作循環(huán)和參數(shù)分配譜編制

在進(jìn)行壽命計算時，氣動載荷、振動載荷、傳動扭矩以及裝配應(yīng)力對葉片和輪盤的靜強(qiáng)度影響較小，因此，主要考慮熱負(fù)荷和離心力的影響[5-14]。高壓轉(zhuǎn)子部件疲勞損傷計算與高壓轉(zhuǎn)速有關(guān)，所以統(tǒng)計了飛行載荷譜下高壓轉(zhuǎn)速循環(huán)矩陣，見表1；由于計算中涉及到渦輪轉(zhuǎn)子葉片和輪盤的持久損傷問題，而持久損傷與燃?xì)鉁囟?、轉(zhuǎn)速、時間有關(guān)，所以統(tǒng)計了渦輪轉(zhuǎn)速與渦輪后燃?xì)鉁囟认嚓P(guān)時間矩陣，見表2。利用雨流計數(shù)法統(tǒng)計了這些參數(shù)，以工作循環(huán)和參數(shù)分配譜來表示，其中Nh表示高壓轉(zhuǎn)速。

表1 飛行載荷譜下高壓轉(zhuǎn)速循環(huán)矩陣 %Nh

1.3 150 h持久試車譜統(tǒng)計分析

150 h持久試車包括調(diào)整試車和階段前、階段后性能檢查以及25個6 h階段試車，由于實(shí)際操作、調(diào)整試車和排故等原因，25個階段持久試車總時間多于150 h。其中調(diào)整試車過程需要頻繁起動-停車，勢必加大高壓轉(zhuǎn)子部件的疲勞損傷，因此，將調(diào)整試車過程的發(fā)動機(jī)工作循環(huán)和參數(shù)分配譜單獨(dú)統(tǒng)計，與不考慮調(diào)整試車的150 h持久試車的發(fā)動機(jī)工作循環(huán)和參數(shù)分配譜區(qū)別開來，以利于后面的損傷分析，見表3～6。

表2 飛行載荷譜下轉(zhuǎn)速/渦輪后燃?xì)鉁囟认嚓P(guān)時間矩陣

表3 未考慮調(diào)整試車時150 h持久試車高壓轉(zhuǎn)速循環(huán)矩陣 %Nh

2 飛行載荷譜和持久試車載荷譜分析

在得到2種載荷譜下轉(zhuǎn)速、排氣溫度循環(huán)矩陣以及轉(zhuǎn)速和排氣溫度時間相關(guān)矩陣后，確定了葉片溫度場、應(yīng)力場分析邊界條件；利用Patran/Nastran軟件構(gòu)造葉片和盤的有限元模型并進(jìn)行溫度場和應(yīng)力場分析；根據(jù)計算結(jié)果確定葉片和盤的損傷分析考核點(diǎn)。

表4 未考慮調(diào)整試車時150 h持久試車轉(zhuǎn)速/渦輪后燃?xì)鉁囟认嚓P(guān)時間矩陣 s

表5 調(diào)整試車高壓轉(zhuǎn)速循環(huán)矩陣 %Nh

2.1 渦輪轉(zhuǎn)子葉片和盤的溫度場分析結(jié)果

確定溫度邊界條件后，溫度場在典型排氣溫度下葉片溫度分布規(guī)律基本類似[7-9]，下面僅列出設(shè)計工作狀態(tài)下的計算結(jié)果，如圖1所示。在設(shè)計工作溫度狀態(tài)下第2級高壓渦輪盤的溫度場如圖2所示。

2.2 渦輪轉(zhuǎn)子葉片和盤應(yīng)力場分析

[6-15]，為簡化分析，輪盤的強(qiáng)度計算主要考慮離心載荷和溫度載荷的影響。

表6 調(diào)整試車轉(zhuǎn)速/渦輪后燃?xì)鉁囟认嚓P(guān)時間矩陣 s

圖1 在設(shè)計工作狀態(tài)下的計算結(jié)果

圖2 在設(shè)計工作溫度下第2級高壓渦輪盤的溫度場

在確定位移邊界條件后，分別計算了各典型轉(zhuǎn)速下的Von Mises等效應(yīng)力場，各等效應(yīng)力場云圖分布類似，僅列出90%Nh下的計算結(jié)果，如圖3所示。左邊為葉盆方向視圖，右為葉背方向視圖。

圖3 90%Nh米澤斯等效應(yīng)力結(jié)果

各等效應(yīng)力場云圖分布類似，在100%Nh、設(shè)計工作溫度狀態(tài)下的熱彈性徑向應(yīng)力計算結(jié)果如圖4所示。圖4（a）為正視圖，圖4（b）為左視圖。

2.3 渦輪盤榫槽與葉片榫頭接觸有限元分析

榫頭上作用有葉片的離心力、氣動力、離心力彎矩和接觸表面的摩擦力等，本文只考慮起主要作用的葉片質(zhì)量離心力的影響[7-10]。在80%Nh轉(zhuǎn)速下接觸最大等效應(yīng)力分布云圖和最大拉伸應(yīng)力分布云圖如圖5所示。

圖4 第2級高壓渦輪盤在100%Nh、排溫688.75℃下熱彈性等效應(yīng)力結(jié)果

圖5 榫槽在80%Nh下接觸計算等效應(yīng)力、拉伸應(yīng)力分布

2.4 渦輪轉(zhuǎn)子葉片和盤損傷分析考核點(diǎn)的選擇

根據(jù)EGD-3應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)[16]，結(jié)合有限元計算結(jié)果，渦輪轉(zhuǎn)子葉片滿足靜強(qiáng)度設(shè)計要求。基于以上溫度場、應(yīng)力場分析，選取以下葉片損傷分析考核點(diǎn)，見表7。

表7 渦輪葉片損傷分析考核點(diǎn)基本信息

根據(jù)輪盤有限元計算結(jié)果，在各工作狀態(tài)下和未考慮葉片、輪盤接觸的情況下，1/4輻板處，即熱彈性徑向應(yīng)力最大點(diǎn)作為損傷分析考核點(diǎn)。綜合接觸問題的計算結(jié)果，3個損傷分析考核點(diǎn)見表8。

表8 渦輪盤損傷分析考核點(diǎn)基本信息

3 渦輪轉(zhuǎn)子葉片和盤的損傷分析

3.1 材料的S-N曲線轉(zhuǎn)變?yōu)榻Y(jié)構(gòu)的S-N曲線

材料的S-N曲線一般由材料疲勞試驗(yàn)獲得，但在試驗(yàn)數(shù)據(jù)缺乏的情況下，采用EGD-3簡化的方法來得到對稱循環(huán)疲勞壽命曲線（S-N曲線），考慮到實(shí)際循環(huán)中平均應(yīng)力的存在，必須考慮平均應(yīng)力對壽命的影響。EGD-3方法采用Goodman圖來考慮平均應(yīng)力效應(yīng)。為了得到偏于安全的疲勞壽命，可對疲勞壽命（或疲勞強(qiáng)度）取一安全系數(shù)，即疲勞儲備系數(shù)（疲勞安全系數(shù)）[10,16]。本文選取疲勞儲備系數(shù)為1.15[16-17]。

3.2 計算各循環(huán)的損傷

根據(jù)有限元分析結(jié)果，各損傷考核點(diǎn)的應(yīng)力均在彈性范圍內(nèi)，且考核點(diǎn)的應(yīng)力與轉(zhuǎn)速的平方成正比，只要計算出各損傷分析考核點(diǎn)在100%Nh時的應(yīng)力，得到在單個轉(zhuǎn)速循環(huán)對應(yīng)的應(yīng)力循環(huán)，從而得到該循環(huán)的平均應(yīng)力和應(yīng)力幅，利用Goodman曲線進(jìn)行反內(nèi)插即可獲得對應(yīng)的循環(huán)數(shù)。利用線性累積損傷理論，即Miner理論，將各循環(huán)的疲勞損傷轉(zhuǎn)換成標(biāo)準(zhǔn)循環(huán)的損傷，并求出其線性累積損傷值。

3.3 計算持久損傷

對于輪盤，材料數(shù)據(jù)提供了持久壽命計算的拉森-米勒（L-M）公式將輪盤考核點(diǎn)應(yīng)力和溫度帶入上式，即可計算得到該應(yīng)力水平的持久壽命Tci。

對于葉片，由擬合數(shù)據(jù)得到持久強(qiáng)度-壽命公式

式中：S為持久強(qiáng)度，MPa；T為壽命，h；a、b為與溫度有關(guān)的常數(shù)。得到應(yīng)力S后，按照上述公式得到該應(yīng)力水平的持久壽命Tci。

根據(jù)飛參記錄得到計算狀態(tài)的保持時間tci，則該狀態(tài)對葉片的損傷為

式中：Dci為第i個狀態(tài)造成的損傷。

3.4 葉片和輪盤疲勞/持久損傷計算

按照Miner和Robinson的損傷相加原則[18]，將與時間無關(guān)的疲勞損傷Df和與時間相關(guān)的持久損傷Dc相加，即得葉片的總損傷D=Df+Dc。

如果無疲勞/持久交互作用，則D值接近于1時壽命耗盡，達(dá)到破壞；如果偏離1，則說明存在疲勞/持久交互作用。在目前還缺乏相應(yīng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的條件下，暫不考慮疲勞/持久的交互作用。利用獲得的發(fā)動機(jī)473個飛行任務(wù)的實(shí)測數(shù)據(jù)和150 h持久試車數(shù)據(jù)，對葉片和輪盤的各3個考核點(diǎn)進(jìn)行損傷計算。

4 150 h持久試車壽命消耗向外場實(shí)際使用壽命消耗的換算

結(jié)合前述計算結(jié)果，根據(jù)損傷相當(dāng)原則，建立150 h持久試車渦輪部件壽命消耗向外場實(shí)際使用壽命消耗的換算關(guān)系。

4.1 持久試車的累積損傷與外場實(shí)際使用累積損傷對比

飛行載荷譜和150 h持久試車譜下渦輪葉片和盤的損傷結(jié)果見表9，具體過程可參見文獻(xiàn)[7-8，11]。

表9 2種載荷譜下的損傷比較

從表中可見，相對于實(shí)際飛行，150 h持久試車各考核點(diǎn)低循環(huán)疲勞損傷比例減小，持久損傷比例加大，輪盤所有3個考核點(diǎn)、葉片第2、3考核點(diǎn)表現(xiàn)得尤其明顯，即持久試車相對實(shí)際飛行持久損傷成分明顯增加，符合實(shí)際。相對于150 h持久試車，調(diào)整試車階段時間不長，但各考核點(diǎn)消耗的低循環(huán)損傷明顯增大，這主要是因?yàn)檎{(diào)整試車需要頻繁起動-停車所致。

4.2 150 h持久試車換算為實(shí)際使用的等當(dāng)量壽命換算率

按照線性累積損傷理論，零件的總損傷D可由與時間無關(guān)的疲勞損傷Df和與時間相關(guān)的持久損傷Dc線性相加得到[10]。在不考慮疲勞/持久交互作用的情況下，當(dāng)D值接近于1時壽命耗盡，達(dá)到破壞。因此可以認(rèn)為當(dāng)Df的數(shù)值與Dc的數(shù)值相等時，疲勞損傷與持久損傷是等效的。按此原則，零部件在不同載荷譜下的損傷可以等效換算。

假設(shè)零部件在試車載荷譜下?lián)p傷考核點(diǎn)的損傷為D1，在實(shí)際使用載荷譜下?lián)p傷考核點(diǎn)的損傷為D2，實(shí)際使用時間T，則持久試車相當(dāng)于外場實(shí)際使用的時間T0=（D1/D2）×T。

4.2.1 葉片持久試車壽命消耗與實(shí)際使用的等當(dāng)量壽命換算

（1）不考慮調(diào)整試車時，葉片在150 h持久試車時的損傷最大點(diǎn)是考核點(diǎn)1，最大損傷是0.1499；飛行載荷譜下的損傷最大點(diǎn)是考核點(diǎn)2，最大損傷是1.5455；則試車損傷相當(dāng)于外場實(shí)際使用損傷的9.705%，相當(dāng)于外場實(shí)際使用時間T1=9.705%× 1445.89=140.32 h。

（2）考慮調(diào)整試車時，持久試車時損傷最大點(diǎn)是考核點(diǎn)1，最大損傷是0.1541；在飛行載荷譜下的損傷最大點(diǎn)是考核點(diǎn)2，最大損傷是1.5455；則試車損傷相當(dāng)于外場實(shí)際使用損傷的9.97%，相當(dāng)于外場實(shí)際使用時間T2=9.97%×1445.89=144.19 h。

4.2.2 輪盤持久試車壽命消耗與實(shí)際使用的等當(dāng)量壽命換算

（1）不考慮調(diào)整試車時，輪盤在150 h持久試車時的損傷最大點(diǎn)是考核點(diǎn)2，最大損傷是0.0773，其中低循環(huán)損傷占32.229%；飛行載荷譜下的損傷最大點(diǎn)是考核點(diǎn)2，最大損傷是0.6895；則試車損傷相當(dāng)于實(shí)際使用損傷的11.209%，相當(dāng)于實(shí)際使用時間T3=11.209%×1445.89=162.07 h。

（2）考慮調(diào)整試車時，輪盤持久試車的損傷最大點(diǎn)是考核點(diǎn)2，最大損傷是0.1175，其中低循環(huán)損傷占54.42%；在飛行載荷譜下的損傷最大點(diǎn)是考核點(diǎn)2，最大損傷是0.6895；則試車損傷相當(dāng)于外場飛行損傷的17.039%，相當(dāng)于外場實(shí)際使用時間T4=17.03% ×1445.89=246.37 h。

綜合以上計算可知，輪盤受低循環(huán)影響較葉片為大。為了安全起見，該型發(fā)動機(jī)渦輪部件150 h持久試車壽命消耗換算為實(shí)際飛行壽命消耗應(yīng)以輪盤為準(zhǔn)，換算率β=246.37/150=1.642。

5 結(jié)論和建議

（1）基于溫度場、應(yīng)力場和榫頭、榫槽接觸分析計算結(jié)果，確定了葉片和輪盤的壽命考核點(diǎn)，采用時間-循環(huán)分?jǐn)?shù)相加法對葉片和輪盤進(jìn)行了疲勞/持久損傷分析。計算結(jié)果表明，在飛行載荷譜下低循環(huán)疲勞損傷是葉片和輪盤損傷的主要因素，持久損傷比例較??；150 h持久試車下持久損傷所占比例明顯增加，疲勞、持久相當(dāng)。

（2）按照損傷等效原則完成了150 h持久試車壽命消耗向外場實(shí)際使用壽命消耗的當(dāng)量換算。不考慮調(diào)整試車時，150 h持久試車與實(shí)際使用的換算，對葉片相當(dāng)于140.32 h，對輪盤相當(dāng)于162.07 h；考慮調(diào)整試車時，150 h持久試車與實(shí)際使用的換算，對葉片相當(dāng)于144.19 h，對輪盤相當(dāng)于246.37 h。150 h持久試車的發(fā)動機(jī)壽命消耗換算為實(shí)際使用壽命消耗應(yīng)以考慮調(diào)整試車的輪盤為準(zhǔn)，換算率為1.642。

（3）由于缺少系統(tǒng)、完整的材料性能試驗(yàn)，本文采用EGD-3疲勞壽命分析方法進(jìn)行疲勞損傷評估，在缺乏試驗(yàn)數(shù)據(jù)的情況下，采用簡化方法得到對稱循環(huán)疲勞壽命曲線作為構(gòu)件疲勞壽命計算的依據(jù)，計算結(jié)果存在一定誤差。

參考文獻(xiàn)：

[1]何景蘭，洪杰，李其漢.航空發(fā)動機(jī)實(shí)時壽命監(jiān)控及數(shù)據(jù)處理方法研究[J].航空動力學(xué)報，1996（4）：346-347. HE Jinglan，HONG Jie，LI Qihan.Aeroengine life monitoring and real-time data processing[J].Journal of Aerospace Power，1996（4）：346-347.(in Chinese)

[2]洪杰，張大鈞，韓繼斌.航空發(fā)動機(jī)關(guān)鍵件使用壽命監(jiān)視系統(tǒng)設(shè)計[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2000，26（1）：45-48. HONG Jie，ZHANG Dajun，HAN Jibin.Design of life usage monitoring system of aeroengine critical part[J].Journal of Beihang University，2000，26（1）：45-48.(in Chinese)

[3]陳國棟，邢雷，趙明.國外航空發(fā)動機(jī)關(guān)鍵件定壽和延壽方法分析[J].航空發(fā)動機(jī)，2013，39（5）：60-65. CHEN Guodong，XING Lei，ZHAO Ming.Analysis of life deciding and life extending for aeroengine critical parts[J].Aeroengine，2013，39（5）：60-65.(in Chinese)

[4]陳小磊，郭迎清，張書剛.航空發(fā)動機(jī)壽命延長控制綜述[J].航空發(fā)動機(jī)，2013，39（1）：17-22. CHEN Xiaolei，GUO Yingqing，ZHANG Shugang.Summary of life extending control for an aeroengine[J].Aeroengine，2013，39（1）：17-22.(in Chinese)

[5]西航設(shè)計所.某型發(fā)動機(jī)技術(shù)總結(jié)精選[R].西安：西安航空發(fā)動機(jī)（集團(tuán)）有限公司，2000：36-38. Design Department of Xi’an Aeroengine(Group)Co.Ltd.Selected technology summary of engine bay[R].Xi’an:Xi’an Aeroengine (Group)Co.,Ltd,2000:36-38.(in Chinese)

[6]Melis M E，Zaretsky E V.Probabilistic analysis of aircraft gas turbine disk life and reliability[R].AIAA-97-1071.

[7]趙霞.某渦槳發(fā)動機(jī)渦輪轉(zhuǎn)子強(qiáng)度與壽命[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2005. ZHAO Xia.Strength analysis and life prediction of a turboprop gas turbine rotor[D].Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2005.(in Chinese)

[8]付娜.某航空發(fā)動機(jī)渦輪盤和葉片的強(qiáng)度分析和壽命計算 [D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，2006. FU Na.Strength analysis and life span of a certain type of aeroengine turbine disc and blade[D].Xi’an：Northwestern Polytechnical University，2006.(in Chinese)

[9]任如飛，趙明.某型發(fā)動機(jī)低壓一級渦輪榫頭接觸應(yīng)力分析報告[R].西安：西北工業(yè)大學(xué)，2005：5-10. REN Rufei，ZHAO Ming.Rabbet contact stress analysis report of 1st LP turbine disc for an aeroengine[R].Xi’an：Northwestern Polytechnical University，2005:5-10.(in Chinese)

[10]宋兆泓，熊昌炳，鄭光華.航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)強(qiáng)度設(shè)計[M].北京：北京航空學(xué)院出版社，1988：1-30. SONG Zhaohong，XIONG Changbing，ZHENG Guanghua.Strength design of aero gas turbine engine[M].Beijing：Beijing Aviation Institute Press，1988：1-30.(in Chinese)

[11]李斌，白廣忱.某飛行科目中渦輪盤的損傷計算矢量噴管運(yùn)動仿真[J].航空發(fā)動機(jī)，2013，39（5）：55-59. LI Bin,BAI Guangchen.Damage calculation of turbine disk in a flight subject[J].Aeroengine,2013,39（5）:55-59.(in Chinese)

[12]楊俊，張貴斌，祁圣英，等.發(fā)動機(jī)高壓兩級渦輪盤聯(lián)合低循環(huán)疲勞壽命試驗(yàn)[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2012（1）：9-13. YANG Jun，ZHANG Guibin，QIShengying，etal.Jointtestof two-stage HP turbine disk low cycle fatigue life[J].Gas Turbine Experiment and Research，2012,（1）：9-13.(in Chinese)

[13]李偉，董立偉，耿中行，等.模擬扭矩載荷作用的渦輪盤低循環(huán)疲勞壽命試驗(yàn)[J].航空動力學(xué)報，2010，25（6）：1346-1351. LI Wei，DONG Liwei，GENG Zhongxing，et al.Experiment of turbine disc low cycle fatigue life with additional torque[J].Journal of Aerospace Power，2010，25（6）：1346-1351.(in Chinese)

[14]王衛(wèi)國，古遠(yuǎn)興，卿華，等.輪盤低循環(huán)疲勞壽命預(yù)測方法研究及試驗(yàn)驗(yàn)證[J].航空動力學(xué)報，2006，21（5）：862-866. WANG Weiguo，GU Yuanxing，QING Hua，et al.Investigation of disk LCF life prediction and its experimental verification[J].Journal of Aerospace Power，2006，21（5）：862-866.(in Chinese)

[15]隋福成，劉文珽，王磊.飛機(jī)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件設(shè)計改進(jìn)后的疲勞壽命評定技術(shù)[J].航空學(xué)報，2007，28（1）：135-137. SUI Fucheng，LIU Wenting，WANG Lei.Technique about evaluating the fatigue life of the improved main components in aircraft[J].Acta Aeronautica etAstronautica Sinica，2007，28（1）：135-137.(in Chinese)

[16]Rolls-Royce LTD.斯貝MK-202發(fā)動機(jī)應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)(EGD-3)[S].北京：國際航空編輯部，1979：146-150. Rolls-Royce LTD.Stress standard of Spey MK-202 engine(EGD-3) [S].Beijing：International Air Editorial，1979：146-150.(in Chinese)

[17]徐可君，葉新農(nóng).航空發(fā)動機(jī)綜合飛行換算率的確定 [J].推進(jìn)技術(shù)，2006（1）：24-29. XU Kejun,YE Xinnong.Study on assessmentmethod of comprehensive flight conversion ration for aeroengine[J].Journal of Propulsion Technology，2006（1）：24-29.(in Chinese)

[18]蘇清友.航空渦噴、渦扇發(fā)動機(jī)主要零部件定壽指南[M].北京：航空工業(yè)出版社，2004：225-226. SU Qingyou.Manual of determining life for main parts of aero turbojet and turbofan engine[M].Beijing：Aviation Industry Press，2004：225-226.(in Chinese)

（編輯：張寶玲）

Research on Life Consumption of Turbine Components for an Aeroengine in 150 Hours Endurance Test

XU Ke-jun,WANG Yong-qi,XIA Yi-rui,QIN Hai-qin
（Qingdao Campus of Naval Aeronautical Engineering Institute,Qingdao Shandong 266041,China）

Based on the technology characteristics of an aeroengine,the simulative steady temperature field and stress field of the 2nd HP turbine rotor blade and disk were analyzed by finite element method.The life access points of blade and disk were conformed.Based on the fatigue analysis theory of EGD-3 and damage cumulative theory of Miner,the fatigue damage of access points were evaluated by using real flight parameters in 473 flight missions and firing test data in 150 hours factory endurance test.The endurance damage of blade and disk were achieved by the method of interpolation and Larson-Miller formula.Meanwhile，fatigue and endurance united damage were analyzed by means of time-cycle fraction add method,and the total damage of blade and disk access points were gained.The aeroengine life consumption equivalent transformation from 150 hours factory endurance test to outfield flight is conducted under the principle of equivalent damage.

life consumption;endurance test;turbine disk;turbine blade;aeroengine

V 231.91

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.02.013

2014-03-31 基金項(xiàng)目：海軍航空工程學(xué)院博士研究生創(chuàng)新基金（2013111014）資助

徐可君（1963），男，教授，博士生導(dǎo)師，主要研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性和壽命、振動及測試；E-mail:wangchengguo2011@126.com。

徐可君，王永旗，秦海勤，等.某型發(fā)動機(jī)150h持久試車渦輪部件壽命消耗研究[J].航空發(fā)動機(jī)，2015，41（2）:60-65.XUKejun，WANGYongqi，XIAYirui，etal.Researchonlifeconsumptionofturbinecomponentsforaeroenginein150hoursendurancetest[J].Aeroengine，2015，41（2）:60-65.