王奉明，朱俊強(qiáng)，徐綱

（1.中國科學(xué)院工程熱物理研究所，北京100190；2.復(fù)雜航空系統(tǒng)仿真重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100076）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速任務(wù)與等效應(yīng)力試驗(yàn)方法研究

王奉明1，2，朱俊強(qiáng)1，徐綱1

（1.中國科學(xué)院工程熱物理研究所，北京100190；2.復(fù)雜航空系統(tǒng)仿真重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100076）

對于長壽命發(fā)動(dòng)機(jī)，傳統(tǒng)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)耐久性試驗(yàn)方法存在經(jīng)濟(jì)性差、試驗(yàn)周期長的問題。鑒于此，提出一種適用于較高溫度裕度的航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)耐久性試車方法，闡述了編制試車譜的具體流程，說明了使用任務(wù)載荷譜和預(yù)測任務(wù)載荷譜的差異，給出了編制試車譜所必須的任務(wù)剖面、任務(wù)混頻、環(huán)境混頻等的具體算法，列出了編制試車譜所必須考慮的各種要素，并利用Norris-Landzberg模型確定了航空發(fā)動(dòng)機(jī)等效應(yīng)力加速系數(shù)。

長壽命發(fā)動(dòng)機(jī)；耐久性試車；加速任務(wù)；等效應(yīng)力；Norris-Landzberg模型；試車譜

1　引言

20世紀(jì)70年代以前，戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的耐久性驗(yàn)證主要采用文獻(xiàn)［1］中規(guī)定的固定程序試車方法和文獻(xiàn)［2］中介紹的1：1模擬任務(wù)試車方法。20世紀(jì)70年代以后，為提高發(fā)動(dòng)機(jī)耐久性試驗(yàn)的經(jīng)濟(jì)性和周期性，美國提出了加速任務(wù)試驗(yàn)方法。文獻(xiàn)［3］中介紹了F-100發(fā)動(dòng)機(jī)加速任務(wù)試車情況。國內(nèi)對此也開展了一些研究，如發(fā)動(dòng)機(jī)飛行任務(wù)剖面統(tǒng)計(jì)規(guī)律研究［4］，航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)任務(wù)循環(huán)選取方法研究［5］，航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速任務(wù)試車譜的制定方法、效益及局限性研究［6-7］等，但主要是針對某一具體發(fā)動(dòng)機(jī)外場使用情況開展的加速任務(wù)應(yīng)用研究，在方法系統(tǒng)性方面有所不足。

與戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件壽命1 500～2 000 h相比，運(yùn)輸機(jī)、教練機(jī)、無人偵察機(jī)配套動(dòng)力的熱端部件壽命已達(dá)5 000 h以上［8］，有些甚至已達(dá)到數(shù)萬小時(shí)。為實(shí)現(xiàn)長壽命，發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)上通常在熱力循環(huán)參數(shù)選擇方面留有更大裕度，如戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的溫度裕度（定義為渦輪能承受的極限工作溫度與發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)限制溫度的差值）一般在50 K左右，而長壽命發(fā)動(dòng)機(jī)的溫度裕度一般在100 K以上，這為進(jìn)一步提升發(fā)動(dòng)機(jī)耐久性試車加速效果從理論上提供了一種基于等效應(yīng)力的技術(shù)途徑。在前期加速任務(wù)試車基礎(chǔ)上，本文針對運(yùn)輸機(jī)、教練機(jī)、無人偵察機(jī)配套動(dòng)力具有溫度裕度大、壽命長的特點(diǎn)，提出一種加速任務(wù)等效應(yīng)力試車方法，在比實(shí)際使用更加嚴(yán)苛的載荷條件下對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行加速任務(wù)試驗(yàn)，并闡明了加速系數(shù)的詳細(xì)計(jì)算方法，以進(jìn)一步降低發(fā)動(dòng)機(jī)研制試驗(yàn)成本，縮短發(fā)動(dòng)機(jī)研制周期。

2　加速等效任務(wù)試車譜制定方法

加速等效任務(wù)試車方法一方面直接反映產(chǎn)品的外場用法，剔除非損傷溫度下對壽命沒有影響或影響不大的穩(wěn)定運(yùn)行工作狀態(tài)和時(shí)間，使試車的大狀態(tài)工作時(shí)間和低循環(huán)疲勞次數(shù)盡量與外場使用一致；另一方面又通過適當(dāng)加大應(yīng)力，在比實(shí)際使用嚴(yán)苛的載荷條件下試驗(yàn)，加速產(chǎn)品設(shè)計(jì)缺陷的暴露，并根據(jù)理論模型預(yù)測產(chǎn)品在正常使用條件下的壽命。

2.1典型飛行任務(wù)剖面與發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)映射關(guān)系的確定

確定典型飛行科目的方法通常有兩類：一類是根據(jù)實(shí)際飛行科目，適合于已經(jīng)投入部隊(duì)使用的裝備，在現(xiàn)役機(jī)型后期的可靠性增長或延壽等情況下使用；另一類是預(yù)測飛行科目，適合新機(jī)研制階段使用。

以民航客機(jī)的典型任務(wù)剖面（圖1）為例，發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)與每個(gè)飛行任務(wù)都有確定的對應(yīng)關(guān)系（如起飛、爬升、巡航、下滑和著陸等），通過對應(yīng)關(guān)系的映射，提供典型飛行任務(wù)剖面下發(fā)動(dòng)機(jī)的四類參數(shù)：①發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)控制參數(shù)，包括工作狀態(tài)選擇，如反推力的開關(guān)、油門桿位置等；②發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)流參數(shù)與狀態(tài)參數(shù)，包括發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面、壓氣機(jī)后截面、渦輪后截面等處的總溫和總壓等；③環(huán)境參數(shù)與飛行參數(shù)，主要包括飛行高度、飛行馬赫數(shù)、大氣溫度等；④外部作用力參數(shù)，包括垂直、縱向和側(cè)向的過載、速度及加速度等。

圖1　長壽命航空發(fā)動(dòng)機(jī)典型任務(wù)剖面示意Fig.1 The typical mission profiles of long life aero-engine

通過確定典型飛行任務(wù)剖面與發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的映射關(guān)系，可以給出上述四類參數(shù)與飛行綜合任務(wù)譜的對應(yīng)關(guān)系。

根據(jù)上述確定典型飛行科目的方法，發(fā)動(dòng)機(jī)任務(wù)載荷也分為兩大類：一類是根據(jù)實(shí)際飛行科目制定的使用任務(wù)循環(huán)載荷，另一類是根據(jù)預(yù)測飛行科目制定的設(shè)計(jì)任務(wù)循環(huán)載荷。對于確定設(shè)計(jì)任務(wù)循環(huán)載荷，需要選擇基準(zhǔn)機(jī)進(jìn)行嚴(yán)謹(jǐn)?shù)男卵袡C(jī)飛行剖面轉(zhuǎn)換，要基于如下原則：①基準(zhǔn)機(jī)與新研機(jī)類型相同，有相同的典型狀態(tài)；②基準(zhǔn)機(jī)與新研機(jī)作戰(zhàn)性質(zhì)相同；③基準(zhǔn)機(jī)與新研機(jī)性能跨度不大；④基準(zhǔn)機(jī)與新研機(jī)任務(wù)類似，使用訓(xùn)練大綱相當(dāng)。具體的剖面轉(zhuǎn)換方法為：

（1）環(huán)境參數(shù)轉(zhuǎn)換

根據(jù)所處理任務(wù)剖面的特點(diǎn)，將新研機(jī)與基準(zhǔn)機(jī)的剖面高度分為相互對應(yīng)的若干層（一般為3～4層）。轉(zhuǎn)換原則是新研機(jī)與基準(zhǔn)機(jī)的轉(zhuǎn)換點(diǎn)在對應(yīng)層內(nèi)的相對位置相同，即：

式中：Hi,j、分別是基準(zhǔn)機(jī)和新研機(jī)的第i層第j個(gè)高度值，Hi,d、分別是基準(zhǔn)機(jī)和新研機(jī)的第i層底層高度值，ΔHi、分別是基準(zhǔn)機(jī)和新研機(jī)的第i層高度。

層高值是體現(xiàn)基準(zhǔn)機(jī)和新研機(jī)高度性能或使用高度差異。通常情況下，第一層高度為25 m左右，最高層由升限決定?；鶞?zhǔn)機(jī)和新研機(jī)在高度H、H′下的標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力分別記為pH、，大氣溫度分別記為TH和。一般大氣壓力與海拔高度對應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)大氣相差很小，因此轉(zhuǎn)換前后；轉(zhuǎn)換前的大氣溫度為實(shí)測值，轉(zhuǎn)換后的大氣溫度：

（2）發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)參數(shù)轉(zhuǎn)換

在基準(zhǔn)機(jī)和新研機(jī)需用推力特性已知的情況下，可進(jìn)行需用推力轉(zhuǎn)換，進(jìn)而轉(zhuǎn)化為發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際推力，從而確定發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)。飛機(jī)的需用推力曲線一般由二次或更高次曲線族所構(gòu)成，其橫坐標(biāo)為飛行馬赫數(shù)，縱坐標(biāo)為推力，每一條曲線對應(yīng)一個(gè)飛行高度。每一條曲線上，都有若干特征速度點(diǎn)（圖2），常用的特征速度一般有最小速度、久航速度、遠(yuǎn)航速度和最大速度，在圖中分別用1、2、3、4表示。特征速度點(diǎn)對應(yīng)的推力稱為特征推力，對應(yīng)的馬赫數(shù)稱為特征馬赫數(shù)，這些特征速度點(diǎn)把曲線分為若干速度段。

圖2　飛機(jī)需用推力示意圖Fig.2 The required thrust of a plane

需用推力轉(zhuǎn)換是在基準(zhǔn)機(jī)和新研機(jī)需用推力特性已知的情況下進(jìn)行。在高度已經(jīng)轉(zhuǎn)換的情況下，如果新研機(jī)與基準(zhǔn)機(jī)的轉(zhuǎn)換點(diǎn)在需用推力曲線對應(yīng)速度段上相對位置一樣，即轉(zhuǎn)換點(diǎn)在需用推力上的位置相似，則由基準(zhǔn)機(jī)的轉(zhuǎn)換點(diǎn)即可確定對應(yīng)新研機(jī)的工作點(diǎn)。具體轉(zhuǎn)換關(guān)系為：

式中：Ma、Ma′分別為基準(zhǔn)機(jī)和新研機(jī)轉(zhuǎn)換點(diǎn)的馬赫數(shù)，Matx、分別為基準(zhǔn)機(jī)和新研機(jī)轉(zhuǎn)換點(diǎn)所在速度段的下邊界特征馬赫數(shù)，Mats、分別為基準(zhǔn)機(jī)和新研機(jī)轉(zhuǎn)換點(diǎn)所在速度段的上邊界特征馬赫數(shù)，F(xiàn)、F′分別為基準(zhǔn)機(jī)和新研機(jī)轉(zhuǎn)換點(diǎn)的需用推力，F(xiàn)tx、分別為基準(zhǔn)機(jī)和新研機(jī)轉(zhuǎn)換點(diǎn)所在速度段的下邊界特征推力，F(xiàn)ts、分別為基準(zhǔn)機(jī)和新研機(jī)轉(zhuǎn)換點(diǎn)所在速度段的上邊界特征推力。

然后根據(jù)需用推力與發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際推力的轉(zhuǎn)化關(guān)系，換算得到實(shí)際推力F′：

式中：α表示發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失系數(shù)。

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速和工作狀態(tài)的對應(yīng)關(guān)系，可確定出發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速：

據(jù)此，可建立基準(zhǔn)機(jī)和新研機(jī)的轉(zhuǎn)速函數(shù)關(guān)系，獲取新研機(jī)的飛行綜合任務(wù)譜與發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速譜的映射關(guān)系。

2.2發(fā)動(dòng)機(jī)任務(wù)混頻的確定

確定飛行綜合任務(wù)譜與對應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)映射關(guān)系后，分別統(tǒng)計(jì)每個(gè)飛行科目的平均起落時(shí)間、次數(shù)和飛行時(shí)間，求出完成飛行訓(xùn)練大綱規(guī)定科目的任務(wù)混頻，再結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)地面工作、起動(dòng)檢查等進(jìn)行任務(wù)譜疊加，進(jìn)而計(jì)算總飛行次數(shù)、總飛行時(shí)間和總平均起落時(shí)間，具體統(tǒng)計(jì)及數(shù)據(jù)處理算法如下。

任務(wù)i的飛行總時(shí)間：

式中：tj表示任務(wù)i的單次任務(wù)實(shí)際飛行時(shí)間，n表示任務(wù)i的總次數(shù)。

總?cè)蝿?wù)飛行時(shí)間（飛機(jī)從起飛滑跑到著陸離開跑道為止的時(shí)間）Tf等于各個(gè)任務(wù)飛行總時(shí)間的和，即：

式中：m表示任務(wù)總數(shù)。

發(fā)動(dòng)機(jī)總?cè)蝿?wù)時(shí)間Tr等于Tf和飛行前后地面總工作時(shí)間（飛機(jī)起飛滑跑前和著陸離開跑道后發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間之和）Tdf之和：

發(fā)動(dòng)機(jī)地面總工作時(shí)間Td，等于地面維護(hù)開車總時(shí)間Tdd與Tdf之和：

發(fā)動(dòng)機(jī)總工作時(shí)間Tz為Tf與Td的某種比例之和：

式中：k為常數(shù)，其具體值由發(fā)動(dòng)機(jī)使用說明書給定——根據(jù)我國航空發(fā)動(dòng)機(jī)外場實(shí)際使用情況，國產(chǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)約為0.25，俄制發(fā)動(dòng)機(jī)約為0.20，歐美發(fā)動(dòng)機(jī)為1.00［9］。

根據(jù)對一批發(fā)動(dòng)機(jī)履歷本地面和飛行時(shí)間的統(tǒng)計(jì)，可估算同類發(fā)動(dòng)機(jī)地面和飛行時(shí)間的比例均值μ：

式中：μi=（kTd/Tf）i，為某一發(fā)動(dòng)機(jī)地面和飛行時(shí)間的比值；num表示子樣數(shù)，一般要求不小于40，同時(shí)作為統(tǒng)計(jì)子樣的發(fā)動(dòng)機(jī)使用時(shí)間應(yīng)不低于一個(gè)工作壽命期。計(jì)入發(fā)動(dòng)機(jī)地面工作時(shí)間后，發(fā)動(dòng)機(jī)1 000 h使用時(shí)間情況下執(zhí)行任務(wù)i的工作頻次由下式計(jì)算：

由任務(wù)名和Fri組成的表，就是任務(wù)混頻。

另外，還要進(jìn)行外場調(diào)查，確定其他與發(fā)動(dòng)機(jī)使用相關(guān)的特征量，主要包括：單次地面維護(hù)開車的平均時(shí)間（min）

式中：nd表示地面維護(hù)開車總次數(shù)。

飛行與維護(hù)起動(dòng)比

式中：NQd、NQf分別為地面維護(hù)開車次數(shù)和飛行開車次數(shù)。

冷起動(dòng)次數(shù)：式中：NQld、NQlf分別為地面維護(hù)和飛行冷開車次數(shù)。

熱起動(dòng)次數(shù)：

式中：NQrd、NQrf分別為地面維護(hù)和飛行熱開車次數(shù)。

綜合以上數(shù)據(jù)，根據(jù)表1中列出的科目信息，可確定發(fā)動(dòng)機(jī)不同工作狀態(tài)的時(shí)間、循環(huán)數(shù)等，換算出每百工作小時(shí)典型科目飛行次數(shù)、飛行時(shí)間所占的比例，以及完成每個(gè)典型科目的時(shí)間算術(shù)平均值，計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)不同狀態(tài)工作時(shí)間：

每百小時(shí)最大狀態(tài)時(shí)間（min）

每百小時(shí)額定狀態(tài)時(shí)間（min）

表1　發(fā)動(dòng)機(jī)主要狀態(tài)工作時(shí)間Table 1 The time of typical aero-engine working state

2.3環(huán)境混頻的確定

環(huán)境混頻是指發(fā)動(dòng)機(jī)在不同大氣條件下工作的百分比。在環(huán)境混頻中所考慮的大氣條件，僅限于對發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)有影響的大氣溫度和大氣壓力，大氣中其他因素（如濕度、鹽度等）對發(fā)動(dòng)機(jī)特定構(gòu)件的影響在構(gòu)件損傷分析中另行考慮。從耐久性角度，渦噴/渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)主要考慮機(jī)場和低空大氣環(huán)境對發(fā)動(dòng)機(jī)的影響。表2給出了國家氣象中心提供的我國典型地區(qū)的海拔高度和大氣溫度的統(tǒng)計(jì)均值。

表2　我國典型地區(qū)的海拔高度和大氣溫度Table 2 The altitude and atmospheric temperature in the typical area of China

確定出環(huán)境混頻后，需對發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)進(jìn)行修正。通常情況下，考慮環(huán)境混頻后，發(fā)動(dòng)機(jī)大狀態(tài)工作時(shí)間將有所增加，循環(huán)強(qiáng)度也有所增強(qiáng)。

2.4發(fā)動(dòng)機(jī)模擬飛行任務(wù)試驗(yàn)載荷譜的確定

整機(jī)載荷由多種因素構(gòu)成，通常采用多種載荷參數(shù)矩陣方法確定。載荷參數(shù)矩陣由載荷參數(shù)大小和出現(xiàn)數(shù)量組成，每種載荷參數(shù)矩陣對應(yīng)一定的構(gòu)件損傷。具體算法如下：

式中：［MZ］為整機(jī)在規(guī)定使用時(shí)間（一般為1 000 h）下的載荷參數(shù)矩陣；［MIX1］=［H1,H2,…,HN］，為環(huán)境混頻行矩陣；［MIX2］=［R1,R2,…,RN］T，為任務(wù)混頻列矩陣；，為剖面參數(shù)循環(huán)矩陣。

確定剖面參數(shù)循環(huán)矩陣，需要給出發(fā)動(dòng)機(jī)兩個(gè)或兩個(gè)以上相關(guān)參數(shù)在1 000 h使用中的聯(lián)合分布，常用的有轉(zhuǎn)速/溫度、轉(zhuǎn)速/角速度、過載/角速度/角加速度等，主要用于發(fā)動(dòng)機(jī)低循環(huán)疲勞計(jì)算。具體確定方法為：將所處理參數(shù)的峰（谷）值，按時(shí)間順序從飛行剖面中提取出來，并形成按時(shí)間順序排列的峰谷值序列，然后用雨流計(jì)數(shù)法剔除無效循環(huán)，統(tǒng)計(jì)出所需循環(huán)。

根據(jù)獲取的矩陣參數(shù)，采用載荷參數(shù)矩陣裝配法進(jìn)行載荷譜編制。由于發(fā)動(dòng)機(jī)無法模擬飛機(jī)機(jī)動(dòng)載荷和環(huán)境氣動(dòng)負(fù)荷的作用，因此載荷參數(shù)矩陣裝配法的核心，是僅對剖面中的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速循環(huán)、狀態(tài)工作時(shí)間和大氣溫度三個(gè)參數(shù)進(jìn)行歸并處理。具體方法為：①將飛行剖面按典型大氣溫度分組，一般可分為常溫組（15℃）和高溫組（35℃）；②將飛行剖面按轉(zhuǎn)速主循環(huán)分組，一般每個(gè)溫度組分1～2個(gè)主循環(huán)組；③進(jìn)行任務(wù)混頻，得到轉(zhuǎn)速循環(huán)矩陣、轉(zhuǎn)速分配矩陣；④由轉(zhuǎn)速循環(huán)矩陣和轉(zhuǎn)速分配矩陣，按照一般飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)使用規(guī)律，每組裝配出一個(gè)綜合飛行剖面。

對獲取的典型科目綜合飛行剖面（實(shí)測圖譜或預(yù)測圖譜）進(jìn)行歸納簡化，將發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速變化小的部分劃成直線段，將部分非主要工作狀態(tài)合并，然后將各科目圖譜疊加，確定出發(fā)動(dòng)機(jī)模擬飛行試驗(yàn)任務(wù)循環(huán)，如圖3所示，并最終根據(jù)試驗(yàn)時(shí)間制定試車譜。

圖3　發(fā)動(dòng)機(jī)模擬飛行試驗(yàn)任務(wù)循環(huán)示意圖Fig.3 The simulation of engine flight test mission cycle

2.5標(biāo)準(zhǔn)加速任務(wù)試驗(yàn)載荷譜的制定

獲取發(fā)動(dòng)機(jī)模擬飛行試驗(yàn)任務(wù)載荷譜后，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)使用特點(diǎn)，抓住影響發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命的工作狀態(tài)，刪除次要工作狀態(tài)，獲得初步的加速任務(wù)試驗(yàn)譜，增加某些必要循環(huán)，使加速任務(wù)試驗(yàn)載荷譜與實(shí)際使用情況保持相當(dāng)。對加速任務(wù)試驗(yàn)譜進(jìn)行完善，應(yīng)考慮的主要因素和具體原則包括但不限于以下方面：

（1）低循環(huán)疲勞次數(shù)，包括0-最大-0循環(huán)油門桿移動(dòng)次數(shù)和慢車-最大-慢車循環(huán)油門桿移動(dòng)次數(shù)；

（2）應(yīng)力斷裂和蠕變考核效果，大狀態(tài)工作時(shí)間應(yīng)等于或大于外場實(shí)際使用的起飛推力（帶加力發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)等于或大于最大推力狀態(tài)/中間狀態(tài)）的時(shí)間；

（3）遞增運(yùn)轉(zhuǎn)以尋找高循環(huán)疲勞故障模式，即每個(gè)轉(zhuǎn)速臺(tái)階運(yùn)轉(zhuǎn)106～109次循環(huán)，包括加速任務(wù)試車中沒有著重考核、但實(shí)際使用中可能出現(xiàn)的低功率運(yùn)轉(zhuǎn)狀態(tài)（如巡航、慢車等）時(shí)的危險(xiǎn)轉(zhuǎn)速（軸和葉片）范圍；

（4）任務(wù)混頻；

（5）在工作包線內(nèi)每一點(diǎn)上，飛行馬赫數(shù)、高度和持續(xù)時(shí)間的比例；

（6）主油門桿變換的順序及保持時(shí)間；

（7）加力點(diǎn)火次數(shù)和加力工作時(shí)間，反推力切換次數(shù)；

（8）地面運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)間和剖面，即調(diào)試運(yùn)轉(zhuǎn)、臺(tái)架運(yùn)轉(zhuǎn)等；

（9）引氣和功率提?。?/p>

（10）外場調(diào)整的程序和頻次；

（11）滑油溫度和燃油溫度；

（12）代表設(shè)計(jì)任務(wù)循環(huán)的加熱進(jìn)口條件；

（13）截去小油門狀態(tài)和低于中間狀態(tài)/軍用功率狀態(tài)的持續(xù)時(shí)間；

（14）若使用任務(wù)中包含沖擊、高速?zèng)_刺等特殊使用用法，也需要考慮。

對于標(biāo)準(zhǔn)加速任務(wù)試驗(yàn)譜，其加速系數(shù)為：

式中：te為試驗(yàn)時(shí)間。

2.6加速等效任務(wù)試車譜的編制

對于溫度裕度較大的發(fā)動(dòng)機(jī)，可通過加大發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)力載荷的方式對加速任務(wù)試驗(yàn)載荷譜進(jìn)一步加速，以追求更短的試驗(yàn)周期和更少的試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)。試驗(yàn)前，調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油控制程序和可變流道截面，使發(fā)動(dòng)機(jī)在更高的工作狀態(tài)（溫度和轉(zhuǎn)速）下試驗(yàn)，在確保發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)、再起動(dòng)、過渡態(tài)以及各工作狀態(tài)能穩(wěn)定工作的同時(shí)，提升發(fā)動(dòng)機(jī)各工作狀態(tài)的轉(zhuǎn)速、溫度等相關(guān)條件，實(shí)現(xiàn)在比研制總要求中規(guī)定的發(fā)動(dòng)機(jī)各工作狀態(tài)的轉(zhuǎn)速、溫度更高的情況下嚴(yán)酷試車。另外，高周疲勞壽命考核時(shí)還要盡量增大振動(dòng)應(yīng)力，將發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子不平衡量調(diào)節(jié)到靠近振動(dòng)極限值，然后完成爬臺(tái)階試驗(yàn)。可設(shè)定25個(gè)臺(tái)階或根據(jù)有效包含葉片振動(dòng)頻率分散度的方法確定轉(zhuǎn)速臺(tái)階，在地面臺(tái)架和高空臺(tái)上完成。在慢車和最大轉(zhuǎn)速之間的任何狀態(tài)，一旦存在大的振動(dòng)峰值點(diǎn)，需完成累積運(yùn)行107～109次的高周循環(huán)疲勞考核，但運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)間最多不超過總運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)間的50%。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命主要受制于高壓渦輪部件，為確定其加大試驗(yàn)應(yīng)力后的加速系數(shù)，以通過渦輪部件的載荷情況進(jìn)行分析。本文利用文獻(xiàn)［10］中的Norris-Landzberg模型來確定。

假定將發(fā)動(dòng)機(jī)最高工作溫度由Tmax提高到（對應(yīng)溫差由ΔT提高到ΔT′），最高轉(zhuǎn)速由nmax提高到，工作循環(huán)頻率由f調(diào)整為f′，則加速系數(shù)為：

3　結(jié)束語

本文在加速任務(wù)試驗(yàn)方法的基礎(chǔ)上提出了加速等效任務(wù)試驗(yàn)，給出了制定航空發(fā)動(dòng)機(jī)加速任務(wù)試車譜的具體流程，闡明了編制試車譜所必須的任務(wù)剖面、任務(wù)混頻、環(huán)境混頻等的具體計(jì)算方法，以及編制加速任務(wù)試車譜所必須考慮的各種要素，并利用Norris-Landzberg模型確定了航空發(fā)動(dòng)機(jī)等效加速系數(shù)。該方法適合用于溫度裕度較大的發(fā)動(dòng)機(jī)，可進(jìn)一步提高長壽命航空發(fā)動(dòng)機(jī)的試車經(jīng)濟(jì)性，具有較高的工程實(shí)用價(jià)值。

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［10］Syed A.Limitations of Norris-Landzberg equation and application of damage accumulation based methodology for estimating acceleration factors for Pb free solders［C］//.Proceedings of the 11th International Conference on Thermal, Mechanical&Multi-Physics Simulation,and Experiments in Microelectronics and Microsystems.IEEE，2010.

Method study on accelerated mission and equivalent stress testing of aero-engine

WANG Feng-ming1，2，ZHU Jun-qiang1，XU Gang1
（1.Institute of Engineering Thermo Physics，Chinese Academy of Sciences，Beijing 100190，China；2. Science and Technology on Complex Aviation Systems Simulation Laboratory，Beijing 100076，China）

A key problem to test the endurance of the long life engine is time and expense.To overcome this,a method on accelerated mission and equivalent stress testing（AMEST）of aero-engine was proposed. The basic principle and details of aero-engine AMEST were presented.The difference between the operational and the forecast load spectrum was explained.The method to calculate the mission profile,mission mix and circumstance mix was illuminated and the attentive points were listed.At last,the Norris-Landzberg model was introduced to calculate the accelerated coefficient.

long life aero-engine；endurance testing；accelerated mission；equivalent stress；Norris-Landzberg model；test procedure

V263.4

A

1672-2620（2016）03-0001-06

2015-12-20

2016-06-23

王奉明（1979-），男，山東五蓮人，高級(jí)工程師，博士研究生，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)論證工作。