李富亮 徐佳匯 李賢貞

摘要：高性能、高可靠性是現(xiàn)代航空發(fā)動機型號研制的主要目標，為確認發(fā)動機可靠性水平，需要在設計、制造、使用全過程中策劃并開展各種不同的可靠性試驗。本文針對航空發(fā)動機研制階段的驗證性試驗，介紹了整機性能試驗、振動試驗、強度驗證與考核試驗、疲勞壽命試驗和環(huán)境試驗等整機可靠性試驗方法。

關鍵詞：航空發(fā)動機;整機可靠性;驗證;試驗方法

中圖分類號：V263.5 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號：1674-957X（2021）07-0016-02

0 ?引言

航空發(fā)動機可靠性指的是在規(guī)定的使用條件下和規(guī)定的壽命期內(nèi)，發(fā)動機無故障工作的能力[1]。評價發(fā)動機質(zhì)量的指標包括性能、可靠性和維修性，性能指標是基本指標，但沒有可靠性和維修性指標，也無法保證發(fā)動機的產(chǎn)品質(zhì)量，提高發(fā)動機的可靠性和維修性還可以降低發(fā)動機的研制風險并加快研制進度。航空發(fā)動機可靠性試驗是指在設計、制造、使用過程中，為確認發(fā)動機可靠性水平而進行的試驗，是驗證發(fā)動機在規(guī)定條件下與規(guī)定時間內(nèi)能否實現(xiàn)預定功能而進行的試驗[2]?？煽啃栽囼炟灤┯诎l(fā)動機設計、研制、生產(chǎn)和使用的全過程，根據(jù)不同階段和目的進行各種不同的可靠性試驗。

航空發(fā)動機是基礎技術、專業(yè)技術和綜合技術的高度融合體，涉及機械、電子、液壓、控制、材料、氣動和熱力等學科和專業(yè)，其研制過程是一項復雜的系統(tǒng)工程;如果在研制過程中片面追求發(fā)動機的高性能，而忽視可靠性、維修性問題，發(fā)動機在裝備使用后會出現(xiàn)嚴重影響可靠性的問題，從而需要再次花費巨額的經(jīng)費和大量的時間來解決。因此，在發(fā)動機型號研制開始時，就必須確定性能和可靠性綜合平衡的設計原則，在研制過程中策劃開展大量的可靠性試驗，以在投入使用前盡可能多地暴露、發(fā)現(xiàn)并解決問題，提高發(fā)動機的可靠性和耐久性。

航空發(fā)動機可靠性試驗分為零部件可靠性試驗和整機可靠性試驗，整機可靠性試驗又分為研制階段的驗證性試驗、可靠性鑒定試驗和可靠性驗收試驗，研制階段的驗證性試驗又分為整機性能試驗、振動試驗、強度驗證與考核試驗、疲勞壽命試驗和環(huán)境試驗等。本文對航空發(fā)動機研制階段整機可靠性驗證試驗方法進行分析，并結合國內(nèi)外發(fā)展情況提出建議。

1 ?整機性能試驗

整機性能試驗的目的是為了測定并評估發(fā)動機在正常工作情況下其性能參數(shù)是否達到設計指標要求，并檢查主要性能參數(shù)的變化趨勢。整機性能試驗包括地面性能試驗、高空性能試驗、功能試驗、推力瞬變試驗、起動與再起動試驗、風車試驗等。

整機性能試驗通常需要錄取發(fā)動機高低壓轉速、空氣流量、燃油流量、推力、耗油率、排氣溫度等總體參數(shù)，以及壓氣機增壓比和效率、燃燒室燃燒效率和總壓恢復系數(shù)、高低壓渦輪落壓比和效率等部件參數(shù)，以對發(fā)動機整機性能進行評估。

2 ?整機振動試驗

整機振動問題是新發(fā)動機研制過程中的難點之一，通過對整機振動進行有效測試，從而建立故障模式和識別系統(tǒng)，有利于降低發(fā)動機的整機振動水平并排除振動故障。整機振動試驗的目的是掌握整機的振動特性，包括頻率、振動模態(tài)、振動響應、轉子臨界轉速等，可劃分為整機振動監(jiān)控值的測定試驗、整機振動監(jiān)測試驗、主要零部件振動應力水平的整機監(jiān)測試驗等。

整機振動試驗主要測量壓氣機、渦輪、附件傳動機匣外部的振動位移、速度和加速度，并在軸承部位測量軸承載荷及轉子振動加速度、位移等基本參數(shù)，還測量轉子支承系統(tǒng)以及機匣等構件的固有頻率、轉子臨界轉速、振型、剛度、阻尼等模態(tài)參數(shù)。典型的整機振動測試系統(tǒng)包括傳感器、信號調(diào)節(jié)器、測振儀和動態(tài)采集系統(tǒng)，振動結果分析方法主要有時域分析、時頻分析、小波分析和頻域分析等。

3 ?強度驗證與考核試驗

強度驗證與考核試驗的目的是驗證發(fā)動機零部件的工作應力水平與屈服應力或強度極限應力之間的關系，以減少故障并提高可靠性，主要包括機匣靜強度與疲勞應力試驗、軸承組件強度試驗、轉子應力水平考核試驗、轉子屈服強度試驗、轉子極限強度試驗、轉子蠕變強度試驗、轉子包容與非包容試驗、轉子超轉試驗和輪盤破裂試驗等。

4 ?疲勞壽命試驗

疲勞壽命試驗可分為高周疲勞壽命、低周疲勞壽命和熱疲勞壽命試驗等[3]。

高周疲勞是導致航空發(fā)動機葉片失效的主要原因之一，發(fā)動機葉片等零部件進行高周疲勞試驗時，試驗的循環(huán)次數(shù)應高于零部件在發(fā)動機壽命期內(nèi)的工作循環(huán)次數(shù)，試驗后的零部件不應破壞。高周疲勞試驗時的激勵狀態(tài)包括零部件處于強迫振動下的疲勞循環(huán)次數(shù)、零部件處于共振狀態(tài)下的低應力或高應力水平疲勞損傷。

低周疲勞又稱低循環(huán)疲勞，是發(fā)動機輪盤、葉片、主軸、機匣等零部件故障的主要形式，循環(huán)應力水平相對較高、塑性應變占主導作用、循環(huán)次數(shù)較低，裂紋一般從應力集中區(qū)開始，由于裂紋擴展而引起斷裂。發(fā)動機低循環(huán)疲勞試驗一般采用從慢車到最大再到慢車的循環(huán)，采用加速任務試車還能更加全面模擬實際使用中的低循環(huán)疲勞、蠕變和應力斷裂情況。壓氣機和渦輪的輪盤、葉片、軸等零部件進行低循環(huán)疲勞試驗時應保證100%裕度，即應至少按規(guī)定的低循環(huán)疲勞壽命值兩倍進行，或者以高溫和高載荷模擬發(fā)動機機動飛行載荷條件或以試驗溫度下按材料特性調(diào)整載荷進行。

5 ?環(huán)境試驗

進行環(huán)境試驗的目的是考核發(fā)動機對各種自然環(huán)境的適應能力，主要是考查外界環(huán)境對發(fā)動機工作可靠性的影響，包括吞鳥、吞砂、吞冰、吞水試驗，以及高、低溫起動試驗等[4-5]。

5.1 吞鳥試驗

航空發(fā)動機遭遇鳥的吸入或者撞擊后極易引起飛機失事，造成重大的人員傷亡和財產(chǎn)損失。進行吞鳥試驗的目的是從結構強度和性能方面檢驗發(fā)動機在起飛、降落和低空飛行時具備耐鳥撞擊的能力，結構強度方面主要考核鳥撞后引起的發(fā)動機零部件損傷情況，性能方面則考核吞鳥后發(fā)動機推力損失、恢復及穩(wěn)定工作情況。吞鳥試驗的主要參數(shù)有鳥重量、鳥速度、鳥數(shù)量、鳥分布、發(fā)動機工作狀態(tài)和吞鳥時間等，《航空發(fā)動機適航規(guī)定》（CCAR33-R2）第33.76條規(guī)定了發(fā)動機在遭遇鳥的吸入或者撞擊后必須具備的安全工作能力，并按重量將鳥分為大鳥、中鳥和小鳥。典型吞鳥試驗結果表明，小鳥比大鳥更容易進入發(fā)動機氣流通道，并對發(fā)動機性能和零部件分別造成更大的影響和損傷。

5.2 吞砂試驗

航空發(fā)動機吞砂試驗，是指在地面試驗條件下，當發(fā)動機在要求的狀態(tài)工作時，持續(xù)并均勻地向發(fā)動機噴射一定濃度的砂塵，以檢查發(fā)動機穩(wěn)定工作的能力。砂塵進入發(fā)動機后，會導致零部件磨蝕損傷，并使壓氣機轉子葉片和靜子葉片尖部和尾緣磨蝕，降低壓氣機效率和空氣流量，從而使推力降低;進入發(fā)動機的砂塵在燃燒室內(nèi)高溫溶化后，一部分粘結在燃燒室上降低了燃燒效率，一部分粘結在渦輪葉片上使渦輪效率降低，導致耗油率升高。國軍標GJB241規(guī)定，在砂塵環(huán)境下以最大連續(xù)推力工作10h后，發(fā)動機的推力損失和耗油率增加應不大于5%，且不影響推力瞬變的能力。典型的吞砂試驗設備主要由空氣過濾系統(tǒng)、送砂裝置、噴射管路和噴嘴組成。

5.3 吞冰試驗

飛行過程中當發(fā)動機進氣道積聚的冰層脫落或進入冰雹時，可能會導致發(fā)動機熄火、推力損失或者零部件損傷，有必要進行吞冰片或吞冰雹等試驗，以檢查發(fā)動機正常工作的能力。吞冰片試驗目的是模擬進氣道積聚了大量冰層并發(fā)生冰片突然脫落，冰片被發(fā)動機吸入的情況;吞冰雹試驗目的是模擬飛機飛行過程中突然遇到冰雹并進入發(fā)動機時的情況。典型的吞冰試驗設備由制冰設備、投冰片和冰雹裝置、測試系統(tǒng)等組成，試驗時主要監(jiān)控吞冰時發(fā)動機各項性能參數(shù)波動及恢復情況，試驗后應對發(fā)動機進行分解以檢查零部件損傷情況。

5.4 吞水試驗

發(fā)動機在雨天飛行時會吞入大量雨水，在地面跑道滑行時也會吞入大量積水，雨水進入壓氣機后，可能造成壓氣機機匣冷卻收縮，機匣與葉片間隙不足導致摩擦損傷，還可能造成壓氣機喘振和燃油室熄火等故障。吞水試驗的目的是在地面試車臺向發(fā)動機噴入一定水滴直徑、重量的液態(tài)水，以考核發(fā)動機工作穩(wěn)定性。典型的噴水裝置包括水箱、調(diào)節(jié)閥、流量計、噴嘴等。試驗過程中水的重量要達到進入發(fā)動機空氣流量的一定比例，水應為滴狀，試驗應分別在慢車、最大推力狀態(tài)、起動過程和加減速過程中進行。

5.5 高、低溫起動試驗

大氣溫度的變化會極大地影響發(fā)動機的起動性能，主要原因為：①會引起空氣密度變化，造成發(fā)動機進氣流量變化，在供油量不變的情況下，改變?nèi)紵业挠鄽庀禂?shù)，影響點火和起動性能;②會引起燃油密度變化，在燃油調(diào)節(jié)規(guī)律不變時燃油質(zhì)量發(fā)生變化，造成渦輪做功減少或增大，發(fā)動機會出現(xiàn)冷懸掛或熱懸掛并導致起動失敗;③會引起滑油粘度變化，影響滑油潤滑效果，造成起動過程轉子阻力增加，影響起動性能。為了確保新研制的發(fā)動機具備高、低溫起動的能力，必須進行高、低溫起動試驗。

國軍標GJB241規(guī)定，發(fā)動機在海平面熱天地面浸潤溫度或海平面冷天最低溫度中至少保溫10h，然后在海平面熱天最高溫度或海平面冷天最低溫度的燃油和進口空氣條件下，起動發(fā)動機并加速到中間狀態(tài)，若發(fā)動機在起動和工作極限范圍內(nèi)連續(xù)兩次加速到中間狀態(tài)，則表明高、低溫起動試驗成功。因高空模擬試車臺有冷凍、干燥和膨脹渦輪等降溫設備，也有空氣加溫設備，完全滿足國軍標GJB241中高溫或低溫保溫的要求，目前高、低溫起動試驗均在高空模擬試車臺上進行。

6 ?總結

航空發(fā)動機可靠性是一項復雜的系統(tǒng)工程，可靠性試驗是一項重要而又繁雜的工作，是保證發(fā)動機質(zhì)量不可缺少的環(huán)節(jié)之一，應從型號方案論證階段開始就詳細規(guī)劃和安排可靠性試驗工程。通過在發(fā)動機研制階段進行整機性能試驗、振動試驗、強度驗證與考核試驗、疲勞壽命試驗和環(huán)境試驗等整機可靠性試驗，可以驗證發(fā)動機的工作可靠性，確保發(fā)動機達到設計指標要求。整機可靠性驗證試驗較為復雜，應參照國內(nèi)外先進發(fā)動機試驗成果，摸索試驗方法，積累試驗經(jīng)驗，進一步完善現(xiàn)有試驗條件和手段，以加快新型號發(fā)動機研制進度。

參考文獻：

[1]李小平，許多，姜濤.可靠性管理在航空發(fā)動機研制中的應用和思考[J].燃氣渦輪試驗與研究，2018（04）：59-62.

[2]孔瑞蓮.航空發(fā)動機可靠性工程[M].航空工業(yè)出版社，1996.

[3]王桂華，蔚奪魁，洪杰，等.航空發(fā)動機可靠性試驗方法研究[J].航空發(fā)動機，2014，40（5）：13-17.

[4]張寶誠.航空發(fā)動機試驗和測試技術[M].北京航空航天大學出版社，2005.

[5]李應紅.航空渦輪風扇發(fā)動機試驗技術與方法[M].上海交通大學出版社，2014.