飞机检测与维修实用手册 4(8)

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3, 4353发动机的三个不同发展阶段的加速任务试车循环
"装于 6 13轰炸机的 4353发动机加速任务试车 1 789:。该试车分 .55个循环，每个循环 /+&%，总计 0;+<，相当于带有裕度的 0555<寿命。
•35=/•
 
为估计 ""发动机在 一 "上使用的耐久性而设计了加速任务试车一 %&’"，它克服了 %&’(试车中热循环不足的缺点，将热循环数增至试车 ))次 *+。
为了模拟 一 ",战斗机综合任务，设计了加速任务试车 %&’，它由 ,个不同循环组成：空战、空对地、性能检验飞行、地面试验“ %”、地面试验“-”和高循环疲劳试验。所示。循环中删除了部分功率的运转时间，对于部分功率下发动机频率敏感的零件未得到充分的试验，因此要对这些零件做附加高频疲劳试车。
).“/”循环 /& 01,发动机的核心机与 ""相同，它采用的等效加速试车标准循环为“ /”循环，包括慢车、突然增加至最大、巡航、着陆、反推力和慢车。
2.苛刻度分析
""和 /& 01,均采用一种苛刻度计算程序来进行实际综合任务和加速试车循环的苛刻性对比。苛刻度的定义为在实际综合任务与基准任务运转时间相等的情况下，两者损伤率之比，其数学模型为。
（%3）45（%6）47（%8）4（%3）95（ %6）97（ %8）9
式中，%———损伤率，故障次数 *时间，在零部件分析的基础上获得；
下脚注 3—
—总量；
下脚注 8—
—稳态的某一功率状态；
下脚注 6———循环的功率瞬变；
下脚注 4———基准情况；
下脚注 9———新情况。
用总基准损伤率（%3），除上两式可得苛刻度 :：
（:3）45" 5（:6）47（ :8）4
（ :3）95（ :6）97（:6）9
因此，苛刻度表示单位时间内的相对损伤，并且用稳态苛刻度鉴定稳态载荷因素和用循环苛刻度鉴定循环载荷因素。 .寿命试车和加速任务试车的比较目前，航空技术发达国家都编制和采用加速任务试车 %&’大纲代替全寿命试车大纲。
苏联给出某民航发动机加速任务试车 ;+相当于 2+，将全寿命试车的大功率状态集中，用增加起飞和共振状态下的工作时间来代替巡航状态的较小负荷时间。整个寿命试车大纲由 )个阶段组成，每阶段 "+试 "<个阶段，每阶段 )+试 ,个阶段，小于最大连续状态的各巡航状态工作时间占总寿命试车时间的 ;=。在加速任务试车程序中，每阶段为 "+1>?9，共试 )个阶段。起飞状态工作时间比寿命试车中几乎增加一倍，并规定在共振转速下的工作时间约占总时间的 "=。加减速次速、引气量、启动（包括冷启动）次数均与全寿命试车中的相同，均为 "1次。这两个试车大纲的试车结果表明，发动机中所出现的缺陷、故障和磨损情况基本相同。
图 < 0 02示出 @. A公司的 @"发动机的加速任务试车循环。一个循环的使用时间为 >?9，用 >?9来模拟典型航线的 ")>?9飞行使用循环，其加速试车循环较典型航线 •"B•
 
使用循环缩短了 "。模拟典型航线飞行循环经受的最恶劣的瞬变循环条件是加速任务试车的较好方法。

 

图  % &’( )*++发动机的飞行循环和加速试车循环
我国对加速任务试车也进行了广泛研究，在几个机种上进行实践。例如对某涡桨发动机采用了 ’++,模拟 *+++,的加速任务试车，并且还研究了寿命取决于持久强度的零、部件的考核方法，按照迈纳原理，利用零、部件的持久强度曲线查出它的持久极限寿命。将零件所承受的不同温度和应力，换算成当量寿命 -的数学表达式为：
* 10
-./()
0.* )0
式中，/———加载状态数目，即不同工作状态数；)0—
——在 2•" 0345应力和 60温度下，利用持久强度曲线确定的零、部件极限寿命值，其中 " 0345为最大工作应力， 2 .789为安全系数（强度储备）；
10 ———单个工作状态占总工作时间的百分比。某涡桨发动机涡轮工作叶片的 10值。根据表中数据，便可计算出发动机的总寿命 -： *
-. . 9*&,
+8+7 +87* +8’9 +8*" +8*7 +8+; +8+’
:: ::::
7++ 7’++ 79++ *+9 *+9 *+9 *+9
该发动机寿命为 9+++,，这说明应用此法来检验零、部件的工作能力是具有一定准确性的。加速任务试车还要在发动机研究中不断改进完善，特别是实测发动机飞行载荷谱和精确确定零部件温度和应力，是提高加速任务试车可靠性的重要途径。
•*+;9•

 

第三节 发动机结构完整性主要考核试验
一、低循环疲劳试验
低循环疲劳是发动机故障的主要形式。据统计，它约占发动机故障总数的 "。低循环疲劳循环次数在 %& ’ %(范围内，它具有以下特点：循环应力较高，每次循环产生塑性变形；裂纹多从应力集中区开始，由于裂纹扩展而引起断裂；不能采用 )*+（应力—转速）曲线来评定寿命，由于热冲击引起的热疲劳也属于低循环疲劳。
发动机通用规范中规定了冷端和热端部件的循环寿命。冷端寿命应以使用部门对系统所规定的工作循环为依据；热端循环数为冷端的一半，为了验证设计寿命，要进行发动机整机和部件的低循环疲劳试验。
%,发动机低循环疲劳试验
结构完整性大纲中规定采用每次飞行经历一次的 一最大一 （ -型）循环，如图 . *&
*&所示。但是这种循环与飞行任务载荷无关。发动机通用规范中作了更改，建立在实际的疲劳估计基础上，并包括慢车一最大一慢车（型）循环，如图 .*& *&（ /）所示。 型循环也称热循环。
发动机低循环疲劳试验还可以通过使压气机和风扇承受最大机械应变范围的办法来评价这些部件的结构特性。通过发动机低循环疲劳试车能够得出实用的部件修理准则，并对重新设计的部件的结构可靠性做出补充评价。

图 . *& *&发动机低循环疲劳试验循环采用加速任务试车，能更加全面地模拟实际使用中的低循环疲劳、蠕变和应力断裂情况，比起单纯的低循环疲劳和寿命循环试车，更加提高了对发动机耐久性的考核能力。图 . *& *(示出 0%%发动机的试车循环，进行低循环疲劳试验的目的是通过应变循 •%21•
　
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