引言

 

航空发动机作为制造业的明珠，被誉为“工业之花”，对技术、人才、资金和资质要求极高。在“十四五”规划和2035远景目标纲要中，提到了“推动重点领域、重点区域、新兴领域协调发展，促进军事建设布局与区域经济发展布局有机结合，更好服务国家安全发展战略需要”。这一指导思想强调了国家在未来发展中的重点方向和战略目标。在“十四五”期间，我国的国防政策、装备列装、装备供给端和资本端都发生了变化，以适应未来作战需求。在“十四五”期间，我国的武器装备采购的重点方向将以“消耗性装备”为标准，这意味着对导弹、无人作战装备、军机、航空发动机等领域的需求将会增加。各省市政府公布的2024年重点任务和部署安排中，多地将航空发动机产业发展列为重点发展方向，并制定了具体的举措和目标。这表明航空发动机产业在国家发展战略中扮演着重要角色，被认为是未来产业发展的关键领域之一。中国航空发动机事业经过几代科研工作者的技术积累，我国的发动机事业蒸蒸日上，技术水平不断提升。各类发动机系列产品不断问世，老型号的不断改进标志着中国航空发动机的技术水品正在逐步迈向世界前列。综上所述，航空发动机产业在我国的国防和经济发展中扮演着重要角色，其发展将对国家安全和经济建设产生深远影响。未来，我国将继续加大对航空发动机产业的支持和投入，推动其不断创新发展，以满足国家安全和经济发展的需求。

 

应用范围

 

产品的可靠性能力是指在规定的环境条件下，能够在规定的时间内完成规定功能。它不仅包括了产品结构的安全性，还涵盖了产品的耐久性和适用性。本文旨在针对发动机附近的环境因素展开深入分析，以确定适合产品实际情况的可靠性试验谱。通过对环境因素的细致研究和分析，我们可以为相关产品制定合适的可靠性试验方案提供指导和支持。在实际生产和使用过程中，产品所处的环境条件是多种多样且复杂的，因此了解并考虑这些环境因素对产品可靠性的影响至关重要。通过本文的研究，我们希最能够为产品的可靠性评估提供更加全面和准确的方法，从而确保产品在各种环境条件下都能够稳定可靠地运行。发动机附件作为整个发动机系统中的重要组成部分，其可靠性直接关系到整个发动机系统的性能和安全性。因此，针对发动机附件周围的环境因素进行分析和研究，对于确保发动机系统的可靠性和稳定性具有重要意义。本文将通过对发动机附件周围环境因素的分析，为制定符合产品实际情况的可靠性试验谱提供理论依据和方法指导。通过科学合理地建立可靠性试验谱，我们可以更好地评估产品的可靠性水平，为产品设计和制造提供可靠的依据和支持。综上所述，本文旨在通过对环境因素的分析，为发动机附件的可靠性试验提供科学、有效的方法，以确保产品在实际使用中能够稳定可靠地运行，从而提升产品质量和用户满意度。

 

可靠性剖面设计

 

1.发动机的任务剖面设计

 

根据该类型安装平台的各类飞行任务确定可靠性试验剖面持续时间为8小时（冷天4小时+热天4小时），根据发动机地面慢车、空中慢车、额定和起飞等不同工况设计该类型发动机的可靠性试验典型任务剖面。

 

2.可靠性试验剖面确定方法及流程

 

1.标准规定

 

GJB 899A-2009标准中4.3.2试验应力的来源及确定准则中规定了确定应力的优先次序如下：

 

a）实测应力：根据装备在实际环境使用中执行任务剖面时，在被试产品装机附近测得的数据，经过分析后再进行处理确定试验的应力。

 

b）估计应力：根据相似平台，具有相似用途的产品在进行相似任务剖面时测得的数据，经过分析评估后再进行相关数据处理后得到的应力。在无法得到实测应力的情况下推荐使用估计应力。

 

c）参考应力：根据GJB 899A-2009标准中给出的应力或提供的数据、公式和方法导出的应力。在无法得到实测或估计应力的情况下才推荐可推荐使用参考应力。

 

2.可靠性试验剖面制定的基本原则

 

可靠性试验剖面的设计应遵循尽量真实、时序地模拟产品在实际使用中经历的最主要环境应力基本原则。主要参考了GJB 899A-2009附录B中综合环境条件的要求进行制订，制订主要思路包括以下内容：

 

a）主要依据被试品寿命期内经历的各种事件和状态（包括环境条件、工作方式），涉及到了非工作和运行使用的任务剖面；

 

b）优先采用实测应力来制定产品的可靠性试验剖面；在无法获得实测应力数据的情况下，可靠性试验剖面设计可以依据处于相同位置、相似用途的装备在执行类似任务剖面时测得的数据，经分析处理后得到的估计应力来确定；

 

c）无实测数据时，主要参考GJB 899A标准中附录B B3.7.1涡轮螺旋桨飞机中设备的条件进行制订；

 

d）试验谱面的任务、时间等参考近期已性能鉴定的型号进行设计。

 

3.可靠性剖面的主要要素

 

可靠性试验剖面在设计过程中应主要考虑飞机飞行时冷热天的不同效应、不同飞行时态被试品所处周围的温度应力以及由于飞机和发动机产生的各种振动应力的影响，其主要要素为：

 

a）一个完整的可靠性试验综合应力条件包含两项任务，一项任务是从冷环境开始并持续到热环境；另一项任务是从热环境开始直至返回冷环境；

 

b）可靠性试验综合应力条件中的温度应力应该基本包括冷浸和热浸时态温度、冷天正常工作时温度、热天正常工作时温度、热天极限温度等条件;

 

c）可靠性试验综合应力条件中的振动应力条件主要依据任务剖面中各功率状态（起飞、爬升、稳态、最大功率、降落等）进行选择，对振动量值相近的进行了拟，一般最多取5个量值。

 

3.可靠性试验温度、湿度、振动及电应力条件确定

 

1.电应力条件设计

考虑产品的设计标称使用电压为28V直流电源，参考GJB 181-1986《飞机供电特性及对用电设备的要求》，标称为28V的直接供电特性稳态电压应能够在[22V，30V]的电压范围内正常工作。在进行电应力试验谱设计时为了能够更真实的模拟产品所受到的实际电应力环境，电应力条件设计主要按照最低工作电压→稳态电压→最高工作电压的幅度循环变化，即第一试验循环的输入电压为最低工作电压；第二试验循环的输入电压为稳态电压；第三试验循环的输入电压为最高工作电压。三个试验循环中输入电压变化构成一个完整的电应力循环，也可对此顺序做适当调整，当试验循环时长偏低时亦可连续施加两个或多个相同电压后再进行切换，相同整个试验期间，重复这一电应力循环。当认为设备故障与某一输入电压有关时，应中断电应力循环，重复此输入电压。

 

考虑飞机在实际飞行时会出现某些应急环境，此时的电压会被低于常规要求的22V,称之为应急电压，常规应急电压为18V，在可靠性试验谱设计时，考虑到突发环境电应力的充分考核，在试验谱中应增加三次应急电应力下限拉偏考核。可在试验的第1、中间循环、最后1个循环，分别进行一次应急电应力下限拉偏。

 

2.温度应力条件设计

由于目前该飞机缺少发动机附近的实测环境温度数据，因此，只能依据截止目前的典型地域的冷/热天载机地面和高空台试飞数据获得的该产品壳体温度实测值进行统计分析，大致规律为：

 

a）地面静态通电状态时，该产品壳体温度逐渐上升，温升速率约+0.1℃/min；

 

b）地面试车时，该产品壳体温度温升速率约+1℃/min；

 

c）8km高空飞行时，该产品壳体温度与大气静温温差大致为75℃；

 

d）一般在地面推起飞滑行时该产品壳体温度最高（夏天时基本在70℃附近），随高度逐渐上升，该产品壳体温度逐渐下降，温度下降速率约+1℃/min；

 

e）随高度逐渐下降，该产品壳体温度逐渐上升，温升速率约+1℃/min；

 

f）降落地面并停车后，该产品壳体温度逐渐上升。

 

结合以上规律，温度应力按如下思路设计：

 

a）该产品从通电到起飞总时间约为23min，时间较短，温升可忽略，冷天地面温度按产品设计要求的最低工作环境温度（-55℃）来控制；冷天巡航阶段高空大气静温取包线内高空最低温度-70℃，按上述c）条，冷天巡航阶段该产品温度按5℃控制；巡航阶段后的下降阶段持续20min，按上述e）条，该产品温度按25℃控制；

 

b）热天需要对产品设计要求的最高工作环境温度（长期为90℃、短时5分钟100℃）进行考核，结合以上d）条，热天通电后该产品温度设计为先上升到90℃并在推起飞前2min上升到100℃后持续5min；热天巡航阶段高空大气静温取当前夏季载机试飞8km实测得到的30℃；考虑到设备能力和下一阶段开始为冷浸温度（-55℃），从巡航阶段后的下降阶段开始升温至90℃，并保温30min后快速下降至冷浸温度；

 

c）实际的温度变化速率较慢，为兼顾飞行任务谱的发动机状态变化和持续时间，温度速率适当加快。

 

综合以上要素权衡后，该产品的温度应力谱设计如下图1所示：

 

图1 温度应力设计谱

 

3.湿度应力条件设计

根据GJB 899A-2009中关于“涡轮螺旋桨飞机”设备湿度的相关要求，飞机产品进行可靠性试验时，仅在每个试验循环中的冷天过渡到热天、在热浸阶段会受湿气的影响。故在试验实施过程中将湿气注入试验箱，湿度的定量值会随着不同热浸温度的变化而变化。在热天浸泡阶段保持这一湿度为31℃或31℃以上。其他阶段均不再控制湿度，也不改变试验中的温度值要求而达到改变湿度的目的。

 

4.振动应力条件设计

 

4.1试验标准对振动应力的说明

 

GJB150.16A附录A中A.2.3.12第22类—发动机—涡轮发动机中说明了“安装在涡轮发动机上的装备的振动应力由宽带背景和窄带尖峰组成，宽带背景是随机流场湍流和各种机械部件振动产生的低量级准正弦峰的和，窄带尖峰是由主发动机桨叶旋转产生的，其频率由桨叶通过频率及其谐波频率确定。”因此该产品振动应力需对台架发动机的振动进行实测后拟合得出可靠性试验中振动应力。

 

4.2台架实测数据情况

 

对该平台使用的发动机台架进行长试，在该产品的安装架四个角上及中央布置5个传感器测量四个角上3个轴向振动及中央位置振动量级，共13个测试点实测振动，测得发动机各运转状态下的试验数据，其中1号传感器安装于面向该产品的右下方，其振动量值与工作状态有比较明显的变化，并且在各状态中振动量基本处于最大状态。

 

4.3分析台架测试结果

 

通过对实测数据与GJB150.16A标准中曲线（如图2）进行对比分析有以下特点：

 

a）实测谱中低频振动量值相对较低，高频振动量值占整个谱的比重高；

 

b）实测振动谱中的共振频率点与发动机的转速强相关联，其各转速下基频、2倍频、4倍频、7倍频的共振量值相对较大；

 

振动量值与发动机的工作状况有关联性，工作状态高时振动量值大。

 

注：F1=102.125 Hz～112.875 Hz，F2=194.75 Hz～225.75 Hz，F3=306.375 Hz～338.625 Hz，F4=408.5 Hz～451.5 Hz。

 

图2 安装在发动机上附件的振动功率谱密度曲线

 

4.4综合分析振动条件应力

 

通过对实测振动数据的PSD谱分析，各种状态的下的随机功率谱密度，做合理包线，本次数据处理采用正态单边容差上限法，该方法是目前国际上最通用的作法。通过对实测的值进行分析处理后振动试验曲线详见图3，发动机各工作状态下的振动量值随发动机工作状态的变化而变动。

 

图3 振动试验曲线

 

4.可靠性综合试验谱

 

在对该平台发动机进行可靠性试验过程中，需要综合考虑振动应力、温度应力、湿应力和电应力等多种影响因素。下面对这些影响因素进行详细介绍：

 

a）振动应力：振动应力是指由于机械振动引起的应力，可能会导致零部件疲劳破坏。在试验过程中，需要模拟发动机在运行时的振动情况，包括不同频率和振幅的振动，以评估零部件的耐久性。

 

b）温度应力：温度应力是由于温度变化引起的应力，会影响材料的力学性能和尺寸稳定性。在试验过程中，需要模拟发动机在不同工况下的温度变化，并观察零部件在热应力下的表现。

 

c）湿应力：湿应力是由于湿度变化引起的应力，会对材料的耐久性和化学稳定性造成影响。在试验过程中，需要考虑发动机在潮湿环境下的工作条件，以评估材料的抗腐蚀性能。

 

d）电应力：电应力是由于电场引起的应力，可能会影响电子元件的性能和寿命。在试验过程中，需要考虑发动机电子系统的工作状态，包括电压变化、电磁干扰等因素，以评估电子元件的可靠性。

 

在试验过程中，需要监测零部件的性能参数、疲劳寿命等指标，以全面评估产品的可靠性和耐久性。

 

结束语

 

本研究旨在探讨建立发动机附件可靠性试验剖面的方法条件。在缺乏必要试验条件的情况下，其他同类型附件亦可采用本方法进行测试，以更精确地评估产品的可靠性。通过准确验证产品的可靠性指标，提高产品质量，进而保障我国军工产业的持续发展。本研究的结果表明，确立适当的试验剖面方法条件对于评估发动机附件可靠性至关重要。在实际应用中，采用本研究提出的方法，能够有效提升产品的可靠性水平，为产品设计和制造提供更可靠的指导和支持。此外，通过本研究的方法，可以更加全面地考虑发动机附件在复杂工作环境下的实际使用情况，从而更好地满足用户需求，提高产品的市场竞争力。综上所述，本研究为发动机附件可靠性试验提供了一种有效、可行的方法，对于提升产品质量、确保产品可靠性具有积极的意义和价值。在未来的研究中，可以进一步探讨不同试验条件下的可靠性评估方法，以更全面地完善发动机附件的可靠性试验体系，为军工产业的发展贡献更多有益的研究成果。

 

引用本文：

 

严彭,许悦,季定胜.发动机附件可靠性试验谱设计方法研究[J].环境技术,2024,42(11):44-48+54.

来源：《环境技术》

关键词： 发动机 可靠性试验