航空发动机结构可靠性设计发展

Posted 2021-04-19 可靠性知识

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航空发动机是典型的多学科交叉、多部件强耦合的复杂工程系统，在高温、高压、高转速、多场载荷/环境下工作，又要满足推力大、重量轻、寿命长、高可靠性等极高使用要求，是一种极限产品，研制难度巨大。转子结构作为航空发动机的核心部件，其结构完整性和可靠性是航空发动机设计的最薄弱环节，是制约发动机研发的瓶颈。

一方面，结构系统经受严酷且复杂多变的气动、机械和热载荷，同时力学（气-热-固）与材料、工艺等学科相互作用和制约；另一方面，结构寿命表现出很大的分散性，而安全飞行又要求低的失效概率。这时，传统的确定性设计技术面临诸多挑战，概率设计作为一种精细设计手段，可以量化风险，在满足可靠性要求的前提下能够减轻重量、降低成本，是解决先进航空发动机研制瓶颈的最有潜力的关键技术之一。

航空发动机结构设计经历了静强度设计、安全寿命设计、确定性损伤容限设计与结构概率设计的发展过程。

静强度设计的主要出发点是结构在给定设计载荷作用下不发生破坏；经使用载荷作用，卸载后没有可见的永久变形。在过去相当长时间内，由于发动机载荷较小，结构的应力水平很低，对结构寿命的要求也不高，静强度设计能够满足设计要求。

1954年英国“彗星”号喷气式客机连续发生爆炸坠海事故，事故原因是由于飞机机身金 属结构出现疲劳效应而产生的断裂破坏所造成的。这说明，按照静强度设计结构件，并不能保证其使用安全，在结构设计中必须考虑安全使用寿命问题。在事故发生之后，航空发动机结构设计开始采用了安全寿命方法。

安全寿命设计的前提是假设结构是无缺陷的连续均匀体。由于材料具有一定的分散性，工程中结构设计往往通过试验确定结构的平均寿命，并结合经验给定一个较大的分散系数，进而得到结构的许用寿命。

英国国防部标准（DEF STAN 00-971）中要求，取可靠度为99.87%（即-3σ）的曲线作为安全寿命对应的S-N曲线。美国航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范（MIL- E-5007D）中规定：发动机典型结构采用安全寿命设计，材料容许的强度与寿命特性以-3σ为基础，相应的置信度为95%。

民机方面，美国联邦航空局（FAA）颁布的适航条款FAR33.14，要求压气机、涡轮盘等转子件的寿命制定采用安全寿命设计方法；欧洲联合航空局的适航规章JAR-E也规定发动机转子件要通过安全寿命方法来确定寿命。

安全寿命设计方法考虑了发动机结构材料力学性能的分散性，并从概率角度制定了很高的可靠度，以确保结构服役过程中的安全性。然而实际结构中必然含有夹杂物、孔洞（裂纹）、空穴等初始缺陷，因此，安全寿命设计方法并不保证结构安全可靠。

另外，安全寿命设计是一种非常保守的设计方法，在目前采用的95%置信度及 99.87%可靠度情况下，可能出现1000个结构中只要1个出现规定的裂纹，其它999个也被认为达到了疲劳寿命，从而退出服役，造成了极大的浪费。据估计，采用安全寿命方法设计的轮盘在报废后仍有超过80%的盘具有10倍甚至更多的寿命，因此需要发展更经济的设计和评估方法。

确定性损伤容限设计可解决发动机结构设计中的安全性和经济性问题。该方法与安全寿命设计法不同，假设材料存在缺陷或微小裂纹，并且在疲劳载荷作用下会逐渐扩展，最终导致结构的失效。确定性损伤容限设计依据结构的使用条件、材料性能和维修要求确定结构的检修周期和最大的裂纹容许尺寸，把结构材料缺陷和损伤扩展控制在合理的范围之内，有效地提高了发动机结构使用维护的经济性。

美空军发动机结构完整性大纲（MIL-STD-1783）中明确指出，对发动机断裂关键件应进行损伤容限设计、试验和控制，以确定结构的检修周期。然而，确定性损伤容限设计方法难以准确考虑各随机因素对寿命分散性的影响，不能准确预估结构的失效概率以及输入参数的灵敏度。

上述发动机结构设计过程中所研究和建立的准则、规律及方法均是确定性的，即材料性能、制造工艺、任务用法以及其他参数使用确定值，不能准确预估结构的疲劳寿命，因而难于在结构重量、使用寿命及设计准则等方面进行优化和平衡，也无法给出定量的可靠性指标。带可靠度的寿命要求是现代发动机设计的显著特点，而结构概率设计是保证结构可靠性的重要设计手段。

结构概率设计方法认为，作用于结构的真实外载荷及结构的真实承载能力，都是概率意义上的量，设计时不可能予以精确的值，称为随机变量或随机过程，它服从一定的分布。以此为出发点进行结构设计，能够更好符合客观实际。美国在综合高性能涡轮发动机技术计划（IHPTET）研究中，提出了概率设计方法并建立了转子系统的概率设计系统（PDS），使结构设计储备降到可接受的可靠度水平，并保证安全性和工作能力的相对平衡。

继IHPTET计划后，推出的多用途经济可承受先进涡轮发动机计划（VAATE）将叶片的概率高循环疲劳（Probabilistic High Cycle Fatigue）作为关键技术之一。美国的发动机结构完整性大纲（MIL-HDBK-1783B）中也指出，用概率设计裕度代替传统的安全系数或确定性裕度能更准确地表示构件响应的变化。美国FAA推动了结构概率设计在民用航空领域的应用，以适航条款FAR33.70替代FAR33.14，即针对发动机寿命限制件进行概率损伤容限设计，通过与设计目标风险比较，确定其失效风险等级。

为满足先进航空发动机性能要求，越来越多的新材料如粉末合金、金属间化合物、陶瓷材料、复合材料等不断出现。这些材料在某些性能如强度、应力、密度等方面较传统金属合金有明显的改善，但是其材料属性存在许多不确定性因素和新的失效模式，采用确定性设计方法将产生较大的偏差。因而，对新材料、新结构、新工艺体系下的发动机典型结构更需要采用概率设计方法。

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