图 " "%&战斗机和民用发动机的典型循环 &图 " "’& ( ")和 ( ")飞机采集的载荷谱线 直升机、舰载或岸基战斗机和攻击机受到近海环境的影响，产生冷腐蚀，使压气机工作叶片和静叶片表面锈蚀、腐蚀和产生凹坑，造成应力集中，加速疲劳断裂。
"热腐蚀是由于高温产生的，并取决于基体金属成分、周围大气成分、各种气体、各种盐类或镀层金属以及温度和暴露时间。热腐蚀的主要形式是硫化、渗碳和脱碳。热腐蚀影响飞机、直升机和舰船发动机。硫化是金属和合金表面上沉积有 *+ -.%为主要成分的盐时发生的热腐蚀。其特点是在含有硫化物沉淀物的合金区上通常存在,着与基体金属没有结合力的氧化物氧化皮。若发动机吸人海盐或燃油中含有海盐都会发生硫化腐蚀，造成氧化加速，氧化皮成片剥落。钠的主要来源是海盐粒被吸入发动机，而燃油中含有硫。在有硫的氧化物、水蒸气，和空气的情况下，氯化钠可转变成硫酸钠，因为 *+ -.%是一种比较稳定的盐，所以只要发动机进入了任何含有钠的物质，都不可避免地要产生,*+ ,-.%。在飞机发动机中，沿海使用环境下，腐蚀一般是大面积的硫蚀。
二、发动机飞行载荷谱
载荷谱是研究发动机性能、耐久性、贯彻结构完整性大纲中必须获得的关键数据。研究航空发动机实际使用的载荷谱，确定主要部件承受的载荷及其应力的时间历程，对提高航空发动机寿命具有极其重要意义。
，载荷谱与寿命（）载荷谱的定义载荷谱是指发动机在工作中承受的载荷一时间特性。或者说，决定发动机推进功率的诸参数随时间的变化图谱即是飞行载荷谱。 •’,•
由于作用在发动机上的载荷情况主要取决于实际使用任务和使用条件，因此，发动机飞行载荷谱，就是根据实际使用任务和使用条件按统计规律制定的载荷作用的方案。
航空发动机受有内外气动热力载荷、机械载荷和振动载荷。内载荷谱通常是发动机功率状态的函数，这种载荷又称功率谱。外载荷谱是飞行条件和飞行状态的函数，外载荷谱又称为飞行惯性过载谱。
外气动载荷主要是发发动机短舱的压力分布。内气动载荷包括发动机内部的逐级压力、推力和扭矩载荷以及稳态和过渡态的温度分布。结构静载荷包括转子离心力和飞机机动飞行时对发动机造成的惯性力，如各向过载和陀螺力矩。结构动载荷指气流激起喘振，叶片颤振、盘、轴、叶片、机匣和导管等振动。低循环载荷是指发动机使用工作循环时构件造成的大应力疲劳载荷。高温蠕变载荷是指高温涡轮叶片、涡轮盘在高温和高离心拉伸应力持续作用下的组合负载。
发动机的飞行载荷随发动机工作状态（慢车、中等功率、额定、最大和加力）和过渡过程状态的改变、飞行条件的变化（地区、季节、飞行高度和速度）、飞机机动状态的变化、飞机执行任务的改变、飞行员驾驶技术水平差异、油门杆操作程度不同等而变化，载荷实际是一连续变化过程。
按数理统计方法，发动机实际承受载荷是上述诸变化参数的一个随机变量。若取该随机变量的平均值 （ ）表示时，则为 （）" % & ’%’ & . & (%(式中) %，%’，.，%( —
—各个样本出现的频率； ，’，.，( —
—各个样本的载荷值。
由于发动机结构复杂，影响发动机寿命的因素并非单一、任务种类很多。功率状态经常变化，子样变异性就很大。加上各部队使用不同和训练素质差异，因此，只有在同类型任务状态下，实测发动机各参数，才能作为取母体的一个样本进行分析。特别对于歼击机，训练内容和飞行科目多，样本很多，必须将同类载荷合并，然后找出典型代表科目进行分析，以确定主要决定寿命的载荷和循环。
航空发动机作为一种推进系统，其输出功率随时间变化构成了动力机械的载荷谱。航空发动机的推进功率户为：
*"｛+,-./ 0.1（*/ 0*3）｝
［（&%）］& 2/.1式中) +,-—
—空气流量，45 6 7； %———油气比； —
—尾喷口燃气排出速度， 67；
./ ,
.8 —
—飞行速度，, 6 7；
’
2/ ——发动机尾喷口面积，
—, ；
*/
—
—尾喷口排气压力，9-；
*3
———高度 66时大气压力，9-。 .1、*3 —
—飞行状态参数及环境温度的函数；+ ,-———发动机转速 (、进口总静压差的函数； ./ —
—压气机增压比、供油量、燃烧室效率和压力损失系数的函数。
•;:•
航空发动机推进功率不仅是油压函数，而且是飞行状态和环境参数的函数。因此，发动机推进功率参数随时间的变化图谱被称为飞行载荷谱，由于这些参数反映了发动机使用条件，因而亦称发动机使用任务谱。
（）飞行载荷谱是决定发动机寿命的前提现代航空发动机寿命，不仅是简单地定义为发动机总运转的小时数，而且还应规定总循环次数。飞行载荷谱是确定发动机使用寿命的基本条件。图 " %示出发动机结构完整性分析计划，可以看出载荷要素是决定寿命的关键因素。
图 " &%’发动机结构完整性 ()*+,分析计划框图
-世纪 .-年代， /0--发动机在 / &%飞机使用中出现了耐久性问题。其原因是实际功率循环超过设计循环 12，热循环时间累积比设计循环低 &2，加力燃烧室的实际使用循环超过设计循环达 3312。这说明原来根据使用任务要求和设计资料推算的发动机工作循环未能真实反映实际使用。
实际表明，限制发动机零部件寿命的主要故障是低循环疲劳、热疲劳、应力断裂、蠕变和腐蚀等。低循环疲劳影响发动机的很多主要限寿部件，诸如风扇盘、压气机盘、涡轮盘和机匣、涡轮静子、燃烧室机匣、火焰筒、加力燃烧室和导管等。蠕变和热疲劳影响涡轮叶片导向器和燃烧室等。颤振与蠕变影响风扇叶片、压气机叶片。应力断裂影响涡轮叶片和叶盘。
低循环频率一般小于 -43-周 5 607，一个飞行起落大约在 -8% 48%9，而载荷所引起的应力—应变幅值则很大，最大应变超过屈服应变，甚至局部应力集中超过屈服极限。在航空发动机试验中，模拟使用的载荷循环有两种典型循环：
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