航空发动机结构完整性

2023-07-30 理论教育版权反馈

【摘要】：5.4.3.1强度发动机在飞机上工作时会受外部作用力（过载）而可能破会其结构完整性，需要有承受这些外力的定量要求，主要包括陀螺力矩的定量要求、抗外物损伤的定量要求、叶片和轮盘变形的定性要求、包容性定性要求、转子超转超温能力的定量要求、机匣耐压能力的定量要求，同时还要提出相关的安全系数要求。

5.4.3.1　强度

发动机在飞机上工作时会受外部作用力（过载）而可能破会其结构完整性，需要有承受这些外力的定量要求，主要包括陀螺力矩的定量要求、抗外物损伤的定量要求、叶片和轮盘变形的定性要求、包容性定性要求、转子超转超温能力的定量要求、机匣耐压能力的定量要求，同时还要提出相关的安全系数（储备裕量）要求。

确定发动机的强度要求需要根据飞机使用需求、GJB 241《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》和GJB/Z101《航空发动机结构完整性指南》的相关规定。其中，外部作用力和陀螺力矩要求可根据飞机使用需求确定，而抗外物损伤、叶片和轮盘变形、包容性、转子超转超温、机匣耐压等要求应根据 GJB 241、GJB/Z101 确定。相关安全系数要求可参照GJB 241、GJB/Z101 及国内外有关发动机结构设计准则确定。

5.4.3.2　振动

发动机内部是一个高速旋转体，极易产生振动，振动是发动机失效的主要模式之一，需要规定出发动机外部机匣有关部位的最大允许振动极限值，发动机工作转速应避开转子临界转速并留有一定裕量等要求；要求发动机构件不存在有害共振，寿命期内不应发生高周疲劳失效；规定出机匣等有关部位的最大允许振动极限值等。

这些规定可以根据飞机要求、发动机验证机外部振动测量结果、GJB 241、GJB/Z101 以及有关设计准则确定。关于临界转速，GJB 241 规定，在慢车转速与瞬态最大允许转速之间不应存在有害的临界转速，稳态最大工作转速与临界转速之间应至少有20%的裕度。

5.4.3.3　寿命

发动机不同零部件有不同的使用寿命，限制使用寿命的主要是热部件、关键件和主轴承等，寿命参数包括发动机工作时间数、工作循环数。

发动机热部件包括全部接触燃气流的零件，如燃烧室、涡轮导叶、工作叶片、加力燃烧室和尾喷管，其他则为冷部件。

发动机的关键件包括发动机的承压机匣、全部盘和主轴。对于双发飞机而言，关键件是指那些在其失效将会危及飞行安全或者由于主要的或次要的失效零件而引起灾难性的发动机失效的零件。对于单发飞机而言，关键件是指那些由于主要的或次要的失效零件而引起的推力丧失，从而不能持续飞行的零件。一般来说，盘类零件的破坏不可能被机匣包容，破坏后可能危及飞机安全，均应被定义为关键件。某些燃烧室外机匣，其破坏模式不是出现裂纹后漏气，而是爆炸性破坏，危及飞机安全，这种燃烧室机匣应定义为关键件。有些风扇大叶片，断裂飞出后不可能被机匣包容，在没有其他安全措施的情况下，也应定义为关键件。

发动机主轴承一旦失效，发动机立刻丧失工作能力。由于疲劳剥落是航空发动机主轴轴承的主要失效模式，故轴承寿命一般是指疲劳寿命。

因此，通常需要规定出发动机的热件寿命、冷件寿命、关键件寿命、轴承寿命、附件寿命。对于采用定时翻修的发动机，还应规定出发动机的总寿命、首翻期、翻修间隔期、储存期和日历期。

发动机的寿命通常根据飞机使用需求、已有的发动机定寿技术基础，以及前期部附件寿命试验与计算情况，并结合GJB 241 的相关要求确定。飞机使用需求应以典型飞行任务和任务混频为基础，还要考虑飞机的使用环境、机动载荷、引气和功率提取等情况。GJB 241、GJB/Z101 规定，结构件寿命按失效率不大于0.1%，以飞行任务小时数给出；冷件寿命应达到热件寿命的2 倍；关键件寿命应达到普通件寿命的2 倍（关键热件寿命应达到普通热件寿命的2 倍，关键冷件寿命应达到普通冷件寿命的2 倍）；附件寿命应不低于冷件寿命；主轴轴承寿命应不低于一个修理间隔期。

CFM56 系列发动机采用了先进民用发动机的寿命理念，没有规定发动机整机的寿命，仅规定了关键旋转和静态部件的寿命限制。公开资料没有查到CFM56－5 系列的寿命规定，CFM56－3B 有19 个部件有寿命限制，最长的风扇盘寿命为30 000 个循环，最短的高压涡轮前轴只有8 700 个循环。

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