曹惠玲，王曉兵

（中國(guó)民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300）

高壓渦輪作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)最重要的熱部件之一，承受著極其惡劣的循環(huán)熱載荷和復(fù)雜的機(jī)械載荷，因此高壓渦輪成為了發(fā)動(dòng)機(jī)故障率最高的零部件之一。近年來(lái)，隨著國(guó)內(nèi)霧霾天氣的加劇，高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片（以下簡(jiǎn)稱(chēng)“轉(zhuǎn)葉”）的損傷也日趨嚴(yán)重，尤其以燒蝕、裂紋損傷為代表的失效模式最為突出，給航空發(fā)動(dòng)機(jī)的正常運(yùn)行和維護(hù)帶來(lái)了很大困擾。目前國(guó)內(nèi)航空公司對(duì)于高壓渦輪轉(zhuǎn)葉的損傷監(jiān)控多以孔探檢查為主，一是對(duì)于高壓渦輪轉(zhuǎn)葉損傷尺寸的測(cè)量較少（雙物鏡孔探儀的出現(xiàn)使這種情況得到了一定程度的改善）；二是對(duì)于孔探檢查時(shí)發(fā)現(xiàn)損傷較為嚴(yán)重的高壓渦輪轉(zhuǎn)葉，工程師以飛機(jī)維修手冊(cè)為指導(dǎo)，并結(jié)合實(shí)際工作經(jīng)驗(yàn)判斷發(fā)動(dòng)機(jī)是否需要下發(fā)。出于安全考慮，發(fā)動(dòng)機(jī)往往被提前下發(fā)，這樣勢(shì)必會(huì)增加航空公司的運(yùn)營(yíng)成本。因此，有必要在獲取發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪轉(zhuǎn)葉裂紋損傷數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，對(duì)裂紋損傷發(fā)展規(guī)律和相關(guān)影響因素進(jìn)行深入研究。

對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓渦輪葉片損傷，國(guó)內(nèi)外進(jìn)行了大量的相關(guān)研究，Naeem等[1-2]研究了外界溫度變化及發(fā)動(dòng)機(jī)性能衰退對(duì)軍用發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪葉片蠕變壽命和低周疲勞壽命的影響；孫見(jiàn)忠等[3]、李本威等[4]在發(fā)動(dòng)機(jī)性能仿真的基礎(chǔ)上建立了渦輪葉片蠕變壽命分析模型，并研究了使用條件對(duì)渦輪葉片蠕變壽命的影響；夏毅銳等[5]根據(jù)某型發(fā)動(dòng)機(jī)飛行參數(shù)記錄儀統(tǒng)計(jì)分析了葉片的實(shí)際載荷譜、高壓渦輪轉(zhuǎn)速與排氣溫度時(shí)間的相關(guān)矩陣，根據(jù)溫度場(chǎng)和應(yīng)力場(chǎng)的有限元計(jì)算結(jié)果，對(duì)高壓渦輪二級(jí)轉(zhuǎn)葉的使用壽命進(jìn)行了研究；孫見(jiàn)忠等[6]利用發(fā)動(dòng)機(jī) QAR（quick access recorder）數(shù)據(jù)和少量失效樣本，借助壽命損耗模型對(duì)渦輪葉片剩余壽命進(jìn)行了評(píng)估；陳立杰等[7]建立了某型發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪工作葉片全尺寸有限元模型，在彈塑性有限元分析的基礎(chǔ)上對(duì)葉片進(jìn)行了高溫低循環(huán)疲勞壽命預(yù)測(cè)；雷達(dá)[8]針對(duì)核心機(jī)損傷發(fā)展帶有隨機(jī)性的特點(diǎn)，采用冪律退化軌道模型建立了基于孔探數(shù)據(jù)的核心機(jī)損傷增長(zhǎng)模型，并對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)拆發(fā)時(shí)間進(jìn)行了預(yù)測(cè)。

以上研究成果對(duì)高壓渦輪葉片的表面溫度和應(yīng)力分布進(jìn)行了研究，并在此基礎(chǔ)上分析了不同因素對(duì)高壓渦輪葉片使用壽命的影響。但針對(duì)高壓渦輪葉片裂紋損傷的研究較少，缺乏對(duì)裂紋損傷發(fā)展規(guī)律及趨勢(shì)的深入研究。在此利用支持向量回歸機(jī)對(duì)GE90-115B發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪一級(jí)轉(zhuǎn)葉10～12孔區(qū)域的裂紋損傷進(jìn)行深入研究，并就各相關(guān)因素對(duì)裂紋損傷發(fā)展的影響做定性和定量分析。

1 高壓渦輪轉(zhuǎn)葉失效模式及原因

高壓渦輪的失效模式包括燒蝕和裂紋、腐蝕、涂層脫落、封嚴(yán)損傷、葉片伸長(zhǎng)超限等。但高壓渦輪轉(zhuǎn)葉的具體失效模式主要有涂層脫落、燒蝕和裂紋[9]。通過(guò)對(duì)某航空公司執(zhí)管的GE90-115B發(fā)動(dòng)機(jī)研究發(fā)現(xiàn)，高壓渦輪轉(zhuǎn)葉失效過(guò)程可分為：熱障涂層脫落—基體氧化變色—基體燒蝕—出現(xiàn)裂紋—葉片斷裂5個(gè)階段。

1.1 熱障涂層脫落

高壓渦輪轉(zhuǎn)葉在燒蝕和裂紋產(chǎn)生之前多表現(xiàn)為熱障涂層（TBC，thermal barrier coatings）脫落。國(guó)內(nèi)空氣污染較為嚴(yán)重的地區(qū)，空氣中含有大量的鈣化物、鎂化物、鋁化物及硅化物（CMAS，calcium，magnesium，aluminum，silicon），這些物質(zhì)在高溫條件下會(huì)融于熱障涂層，并降低涂層應(yīng)變?nèi)菹蓿铀偻繉酉嘧兪Х€(wěn)和燒結(jié)，從而導(dǎo)致TBC過(guò)早脫落。此外，葉片基體材料外表面覆蓋一層粘合層（BC，bond coat），高溫侵蝕也會(huì)導(dǎo)致粘合層硬化致使TBC過(guò)早脫落[9-11]。高壓渦輪轉(zhuǎn)葉的熱障涂層脫落和氧化變色如圖1和圖2所示。

圖1 熱障涂層脫落Fig.1 TBC shedding

圖2 氧化變色Fig.2 Oxidation

1.2 燒蝕與裂紋

高壓渦輪轉(zhuǎn)葉的燒蝕和裂紋都是在熱障涂層脫落之后發(fā)生，熱障涂層脫落導(dǎo)致有熱障涂層和無(wú)熱障涂層的區(qū)域表面溫度分布不均勻，無(wú)熱障涂層區(qū)金屬表面極易出現(xiàn)過(guò)熱、過(guò)燒甚至熔化，致使基體材料表面氧化變色和燒蝕。在這些高溫區(qū)域，由于葉片材料和沉積物的熱膨脹系數(shù)不同，從而使冷卻孔附近產(chǎn)生較大的熱應(yīng)力，長(zhǎng)期下去將導(dǎo)致葉片產(chǎn)生裂紋。另外發(fā)動(dòng)機(jī)工作溫度反復(fù)變化所產(chǎn)生的交變熱應(yīng)力超過(guò)材料的熱疲勞極限時(shí)，也會(huì)使葉片產(chǎn)生裂紋[9-10]。高壓渦輪轉(zhuǎn)葉的燒蝕和裂紋如圖3和圖4所示。

圖3 燒蝕Fig.3 Erosion

圖4 裂紋Fig.4 Crack

GE90-115B發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪轉(zhuǎn)葉燒蝕和裂紋多集中在葉片前緣和葉盆區(qū)域，分析原因：從葉片設(shè)計(jì)構(gòu)型來(lái)看，葉片前緣靠近葉根的部位有擋板結(jié)構(gòu)，擋板下部極易造成雜質(zhì)沉積并堵塞冷卻通道，引起該部位的局部過(guò)熱、過(guò)燒現(xiàn)象；從渦輪葉片溫度場(chǎng)來(lái)看，在靠近葉片沖擊前緣的地方溫度都會(huì)相對(duì)高一點(diǎn)，而在葉片尾緣部分則相對(duì)低一點(diǎn)，又由于葉片內(nèi)部換熱通道中的溫度分布為前緣和尾緣處低一點(diǎn)，中間高一點(diǎn)[12]；此外，冷卻通道堵塞會(huì)造成冷卻氣流不足，難以改變?nèi)~片表面的氣流特性，影響葉片的氣膜冷卻效果。以上原因都會(huì)引起葉片前緣和葉盆區(qū)域出現(xiàn)過(guò)熱、過(guò)燒現(xiàn)象，加劇葉片前緣燒蝕和裂紋的產(chǎn)生。

2 裂紋長(zhǎng)度數(shù)據(jù)的獲取

長(zhǎng)期以來(lái)受孔探設(shè)備實(shí)際功能的影響，渦輪轉(zhuǎn)葉損傷尺寸只能憑經(jīng)驗(yàn)估算。近年來(lái)，隨著三維立體雙物鏡測(cè)量（3D測(cè)量）技術(shù)在孔探儀上的應(yīng)用，已經(jīng)可實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部零部件損傷尺寸（包括裂紋長(zhǎng)度、燒蝕面積、凹痕深度等）的精確測(cè)量。實(shí)際工作中，雙物鏡孔探儀只針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部少數(shù)損傷較為嚴(yán)重的部位進(jìn)行精確測(cè)量，以供工程師參考，針對(duì)高壓渦輪一級(jí)轉(zhuǎn)子葉片同一部位且持續(xù)跟蹤的裂紋損傷數(shù)據(jù)極少。在掌握雙物鏡孔探儀測(cè)量長(zhǎng)度原理的基礎(chǔ)上，可利用孔探檢查的二維圖像，結(jié)合ImageJ軟件的測(cè)量功能來(lái)完成渦輪轉(zhuǎn)葉裂紋損傷數(shù)據(jù)的擴(kuò)充。

2.1 ImageJ尺寸測(cè)量原理

ImageJ是由美國(guó)國(guó)家衛(wèi)生研究院開(kāi)發(fā)的圖像處理軟件，最初應(yīng)用于醫(yī)學(xué)領(lǐng)域，后因其強(qiáng)大的功能及操作簡(jiǎn)便等優(yōu)點(diǎn)被廣泛推廣至生物、機(jī)械、航空等領(lǐng)域。除了基本的圖像操作外，ImageJ還能對(duì)圖片進(jìn)行區(qū)域和像素統(tǒng)計(jì)、間距和角度計(jì)算等。ImageJ軟件測(cè)量裂紋損傷長(zhǎng)度的基本原理是通過(guò)圖片的像素統(tǒng)計(jì)數(shù)目及像素的實(shí)際尺寸進(jìn)行換算。因此，利用ImageJ的像素統(tǒng)計(jì)功能實(shí)測(cè)裂紋損傷長(zhǎng)度時(shí)，只需設(shè)定合理的標(biāo)尺。設(shè)L1為標(biāo)尺實(shí)際尺寸，L2為待測(cè)尺寸，D1為標(biāo)尺尺寸像素?cái)?shù)目，D2為待側(cè)尺寸像素?cái)?shù)目。其中，L1標(biāo)尺實(shí)際尺寸可由實(shí)物測(cè)得，D1、D2可由軟件像素統(tǒng)計(jì)功能得到，則L2待測(cè)裂紋長(zhǎng)度可表示為

2.2 ImageJ尺寸測(cè)量方法

所測(cè)樣例為GE90-115B發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪一級(jí)轉(zhuǎn)子葉片裂紋損傷長(zhǎng)度，由孔探檢查結(jié)果可知，該渦輪葉片第11～12排冷卻孔之間有一條徑向裂紋，且伴有大面積燒蝕，孔探檢查結(jié)果如圖5所示。

圖5 孔探檢查Fig.5 Borescope inspection

利用ImageJ軟件測(cè)量裂紋長(zhǎng)度的參數(shù)設(shè)置：

1）Known distance為標(biāo)尺實(shí)際尺寸，該值根據(jù)渦輪葉片實(shí)際參數(shù)設(shè)定（渦輪葉片尺寸關(guān)鍵部位參數(shù)已通過(guò)實(shí)物測(cè)得）；

2）Distance in pixels為標(biāo)尺尺寸像素?cái)?shù)目，該參數(shù)由軟件自動(dòng)測(cè)得；

3）Pixel aspect ratio為圖片的寬高比，未對(duì)圖片做縮放處理時(shí)，其為固定值1。

通過(guò)ImageJ軟件5次實(shí)際測(cè)量得到的裂紋損傷長(zhǎng)度分別為：15.44 mm、15.58 mm、15.31 mm、15.25 mm和15.17 mm，取5次測(cè)量結(jié)果的平均值作為該裂紋損傷長(zhǎng)度的實(shí)際值，即L2=15.35 mm。與雙物鏡孔探儀實(shí)際測(cè)量結(jié)果L2=15.54 mm相比，誤差可接受。該裂紋長(zhǎng)度的雙物鏡孔探儀測(cè)量結(jié)果如圖6所示。

圖6 雙物鏡孔探儀測(cè)量結(jié)果Fig.6 Borescope measurement result

ImageJ僅適用于高壓渦輪轉(zhuǎn)葉裂紋長(zhǎng)度和燒蝕面積的測(cè)量，無(wú)法實(shí)現(xiàn)深度等類(lèi)損傷尺寸的測(cè)量，且存在葉形修正誤差，考慮到GE90-115B發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪一級(jí)轉(zhuǎn)葉10～12孔區(qū)域葉形較為平直，該誤差可以不予考慮。

3 裂紋長(zhǎng)度預(yù)測(cè)模型的建立

高壓渦輪轉(zhuǎn)葉裂紋損傷的影響因素眾多，且極其復(fù)雜，以飛行任務(wù)較為一致的相同機(jī)型為數(shù)據(jù)來(lái)源，盡可能控制其它影響因素的統(tǒng)一，并著重研究了飛行循環(huán)（CSN，cycle since new）、空氣質(zhì)量指數(shù)（AQI）及發(fā)動(dòng)機(jī)排氣溫度（EGT，exhaust gas temperature）和低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速N1對(duì)裂紋損傷發(fā)展的影響。最終所建模型數(shù)據(jù)樣本來(lái)自32臺(tái)GE90-115B發(fā)動(dòng)機(jī)一級(jí)轉(zhuǎn)葉10～12孔區(qū)域，受航空公司實(shí)際孔探圖片數(shù)量的限制，共得到裂紋長(zhǎng)度數(shù)據(jù)88組。

對(duì)于飛行循環(huán)，利用飛機(jī)實(shí)際運(yùn)營(yíng)的歷史數(shù)據(jù)計(jì)算得到裂紋不同發(fā)展長(zhǎng)度所對(duì)應(yīng)的飛行循環(huán)數(shù)作為表征。對(duì)于空氣質(zhì)量指數(shù)，以中國(guó)環(huán)境保護(hù)部記錄的飛機(jī)運(yùn)營(yíng)過(guò)程中當(dāng)?shù)兀w機(jī)處于巡航段時(shí)途徑城市的空氣質(zhì)量指數(shù)不予考慮）的PM2.5或PM10為準(zhǔn)，并計(jì)算得到裂紋不同發(fā)展長(zhǎng)度所對(duì)應(yīng)的近一年空氣質(zhì)量指數(shù)作為表征。為體現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)性能衰退對(duì)裂紋損傷長(zhǎng)度發(fā)展的影響，性能參數(shù)均選取不同月份10個(gè)航班數(shù)據(jù)的平均值（受實(shí)際QAR數(shù)據(jù)量的限制，個(gè)別數(shù)據(jù)不夠10個(gè)航班）。在研究CSN、AQI、EGT和N1等因素對(duì)裂紋損傷發(fā)展的影響時(shí)，通過(guò)數(shù)據(jù)篩選及數(shù)據(jù)修正等處理方法，對(duì)其中某些因素的影響進(jìn)行了一定程度的消除。

3.1 性能參數(shù)的相似修正

根據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)原理可知，在不同工作環(huán)境下，發(fā)動(dòng)機(jī)的主要?dú)饴沸阅軈?shù)差別很大。為研究各氣路性能參數(shù)對(duì)高壓渦輪轉(zhuǎn)葉裂紋損傷長(zhǎng)度的影響，需對(duì)各參數(shù)做相似修正處理。通常將其換算成標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下（P0=101325 Pa，T0=288.15 K）的通用特性進(jìn)行比較。根據(jù)相似理論，可將不同大氣條件下測(cè)得的氣路性能參數(shù)換算成標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的數(shù)據(jù)，換算后的參數(shù)用下標(biāo)“cor”表示。由文獻(xiàn)[13]可得發(fā)動(dòng)機(jī)各氣路性能參數(shù)相似修正公式為

其中：N1為低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速（%）；N2為高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速（%）；EGT為排氣溫度（℃）；FF（fuel flow）為燃油流量（PPH）；Tt2為壓氣機(jī)進(jìn)口總溫（K）；T0為標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)大氣溫度（K）；Pt2為壓氣機(jī)進(jìn)口總壓（psi）；P0為標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)大氣壓（psi）；x為與實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)有關(guān)的參數(shù)，具體值一般由發(fā)動(dòng)機(jī)制造商提供，在此x取理論值0.5。

3.2 相關(guān)因素參數(shù)歸一化處理

各參數(shù)經(jīng)歸一化處理后，將不同尺度的參數(shù)轉(zhuǎn)化為同一標(biāo)準(zhǔn)，即將有量綱的表達(dá)式變換為無(wú)量綱的表達(dá)式，成為標(biāo)量。數(shù)據(jù)歸一化公式為

其中：DATAmap為歸一化后參數(shù)數(shù)據(jù)；DATAraw為歸一化前參數(shù)數(shù)據(jù)；DATAminvalue為各參數(shù)的最小值；DATAmaxvalue為各參數(shù)的最大值。

3.3 預(yù)測(cè)模型建立及誤差率驗(yàn)證

建立基于支持向量回歸機(jī)（SVR）[14-15]的裂紋長(zhǎng)度預(yù)測(cè)模型，依據(jù)SVR模型建立機(jī)理要求：同類(lèi)樣本數(shù)量與總體數(shù)量的比值需保持在0.37以?xún)?nèi)，但數(shù)據(jù)樣本受實(shí)際歷史數(shù)據(jù)量的限制僅獲取了88組，并不能夠涵蓋足夠多的類(lèi)型點(diǎn)，為提高預(yù)測(cè)模型驗(yàn)證的準(zhǔn)確率，最終選取88組裂紋數(shù)據(jù)中的78組數(shù)據(jù)作為訓(xùn)練樣本，剩余10組數(shù)據(jù)作為測(cè)試樣本。模型中裂紋長(zhǎng)度對(duì)應(yīng)的10組指標(biāo)數(shù)據(jù)分別為：飛機(jī)處于巡航段時(shí)的EGT（排氣溫度）均值、最大值共2組；FF（燃油流量）均值、最大值共2組；N1（低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速）均值、最大值共2組；N2（高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速）均值、最大共2組；CSN（飛行循環(huán)）1組和AQI（空氣質(zhì)量指數(shù)）1組。

模型選取Gauss核函數(shù)、epsilon-SVR類(lèi)型的支持向量回歸機(jī)，并通過(guò)網(wǎng)格尋優(yōu)優(yōu)化建模參數(shù)，如圖7所示，最終取核函數(shù)參數(shù)g=0.5、懲罰參數(shù)c=8。

圖7 支持向量回歸機(jī)參數(shù)網(wǎng)格尋優(yōu)Fig.7 SVR parameter selection by grid optimization

如圖8和圖9所示，基于SVM的裂紋損傷長(zhǎng)度預(yù)測(cè)模型的訓(xùn)練效果和測(cè)試結(jié)果都比較理想，10組測(cè)試樣本中的8組測(cè)試結(jié)果誤差率均控制在10%以?xún)?nèi)。

圖8 SVM訓(xùn)練結(jié)果Fig.8 SVM training results

測(cè)試樣本中3號(hào)點(diǎn)和8號(hào)點(diǎn)的誤差率分別達(dá)到了10.4%和12.2%，對(duì)應(yīng)的實(shí)際裂紋長(zhǎng)度誤差量則分別為1.26 mm和1.50 mm。工程實(shí)踐中，高壓渦輪一級(jí)轉(zhuǎn)子葉片葉盆區(qū)域兩個(gè)氣膜孔的間距約為2 mm。因此，利用SVM建立的裂紋損傷長(zhǎng)度預(yù)測(cè)模型可接受10%左右的誤差率。

圖9 SVM測(cè)試結(jié)果Fig.9 SVM test results

4 裂紋發(fā)展規(guī)律

4.1 CSN的影響

選取78組訓(xùn)練樣本中的1組指標(biāo)數(shù)據(jù)，在其它9組指標(biāo)參數(shù)不變的情況下，只修改飛行循環(huán)參數(shù)，將該單一指標(biāo)以固定步長(zhǎng)持續(xù)增加，依靠預(yù)測(cè)模型得出對(duì)應(yīng)的裂紋損傷長(zhǎng)度預(yù)測(cè)值，可看出隨飛行循環(huán)改變所反映的裂紋損傷長(zhǎng)度變化趨勢(shì)，如圖10所示。

可以看出，裂紋長(zhǎng)度隨CSN變化的趨勢(shì)為“先快后慢”。以CSN=2200為節(jié)點(diǎn)，節(jié)點(diǎn)之前為裂紋擴(kuò)展高速率區(qū)，此時(shí)葉片材料性能衰退較快；節(jié)點(diǎn)之后為裂紋擴(kuò)展低速率區(qū)，此時(shí)葉片材料性能衰退較慢。通過(guò)計(jì)算可知，高速率區(qū)和低速率區(qū)CSN均改變10%時(shí)，裂紋長(zhǎng)度對(duì)應(yīng)的平均變化率分別為0.56%和0.32%。據(jù)不完全統(tǒng)計(jì)，受裂紋超標(biāo)的影響，該型發(fā)動(dòng)機(jī)平均在翼時(shí)間為1745個(gè)飛行循環(huán)，最高僅有2276個(gè)飛行循環(huán)。在達(dá)到一定的飛行循環(huán)后，高壓渦輪轉(zhuǎn)葉葉盆區(qū)域裂紋已由徑向裂紋轉(zhuǎn)為軸向裂紋，此時(shí)渦輪葉片的斷裂具有突然性，為保證飛行安全，應(yīng)及早下發(fā)。在缺乏軸向裂紋深入研究的情況下，徑向裂紋的發(fā)展規(guī)律可為軸向裂紋的產(chǎn)生時(shí)間提供參考。

圖10 CSN與裂紋長(zhǎng)度的關(guān)系Fig.10 Relationship between CSN and crack length

4.2 AQI的影響

裂紋損傷長(zhǎng)度隨AQI變化的研究方法同上，變化趨勢(shì)如圖11所示。

圖11 AQI與裂紋長(zhǎng)度的關(guān)系Fig.11 Relationship between AQI and crack length

可以看出，裂紋長(zhǎng)度隨AQI變化的趨勢(shì)呈指數(shù)式快速增長(zhǎng)。以AQI=150為節(jié)點(diǎn)，依據(jù)中國(guó)環(huán)境保護(hù)部公布的《環(huán)境空氣質(zhì)量標(biāo)準(zhǔn)》（GB 3095—2012），節(jié)點(diǎn)之前為輕度污染（101～150）；節(jié)點(diǎn)之后為中度污染（151～200）。通過(guò)計(jì)算可知，輕度污染和中度污染均改變10%時(shí)，裂紋長(zhǎng)度對(duì)應(yīng)的平均變化率分別為1.1%和3.1%。受模型指標(biāo)參數(shù)范圍的影響，并未定量給出空氣質(zhì)量為中度污染（201～300）和嚴(yán)重污染（＞300）時(shí)裂紋長(zhǎng)度對(duì)應(yīng)的變化率，但可從裂紋長(zhǎng)度隨AQI變化的趨勢(shì)給出定性結(jié)論。

4.3 EGT和N1的影響

發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)EGT、FF、N1和N2受實(shí)際使用條件影響，彼此之間具有相關(guān)性，無(wú)法實(shí)現(xiàn)單一性能參數(shù)變化對(duì)裂紋損傷長(zhǎng)度的定量分析。因此，通過(guò)選取發(fā)動(dòng)機(jī)某航段的實(shí)際QAR數(shù)據(jù)分別研究了EGT和N1對(duì)裂紋損傷長(zhǎng)度的影響。圖12和圖13分別為裂紋損傷長(zhǎng)度隨EGT和N1變化的趨勢(shì)。

圖12 EGT與裂紋長(zhǎng)度的關(guān)系Fig.12 Relationship between EGT and crack length

圖13 N1與裂紋長(zhǎng)度的關(guān)系Fig.13 Relationship between N1 and crack length

可以看出，裂紋長(zhǎng)度隨EGT和N1變化的趨勢(shì)均為“先快后慢”，當(dāng)EGT和N1增大到一定程度后，其變化對(duì)裂紋損傷發(fā)展的影響將不再顯著。

5 結(jié)語(yǔ)

1）在裂紋擴(kuò)展的不同速率區(qū)，CSN變化對(duì)裂紋損傷發(fā)展的貢獻(xiàn)率極小。但其變化范圍很大，在裂紋擴(kuò)展的高速率區(qū)，每1000飛行循環(huán)，裂紋實(shí)際增長(zhǎng)可以達(dá)1 mm，甚至更高。

（2）AQI較小時(shí)，其對(duì)裂紋損傷發(fā)展的貢獻(xiàn)率較小。但隨著空氣質(zhì)量的持續(xù)惡化，AQI成為高壓渦輪轉(zhuǎn)葉裂紋損傷的原因之一，應(yīng)盡量避免發(fā)動(dòng)機(jī)在空氣嚴(yán)重污染的情況下運(yùn)行。

3）EGT和N1變化對(duì)裂紋損傷發(fā)展的貢獻(xiàn)率較大。兩者的增大會(huì)直接造成高壓渦輪一級(jí)轉(zhuǎn)子葉片表面承受的溫度和應(yīng)力增加。航空公司應(yīng)規(guī)范飛行員的操作習(xí)慣和減推力起飛的標(biāo)準(zhǔn)。

4）高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片裂紋損傷的發(fā)展是多因素共同作用的結(jié)果。