● 摘要
航空发动机技术在国民经济和国防中占有十分重要的地位，其发展水平被认为是国家科技水平、军事实力和综合国力的重要标志之一。当前对发动机的需求包括超高速、高空、长航时、超远航程，为达到需求，发动机的结构越来越复杂，技术越来越先进。
为保证发动机的使用安全可靠，航空发动机的研制开发已经从过去单纯追求高性能指标，转向主要以寿命周期费用体现出来的综合目标，高可靠性和高维修性越来越被重视。以此为契机，围绕我国高推重比航空涡扇发动机的研制工作，本文开展了对新型涡扇发动机研制初期可靠性、耐久性指标制定、分配，方案评价等论证工作。
文中首先介绍了国内外可靠性、耐久性技术的发展情况，了解了在现代生产中可靠性技术已经贯穿到产品的开发、研制、设计、制造等各个环节。我国与国际先进水平相比还有较大差距，应加强对可靠性理论和应用的研究工作。
本文以新研制军用航空发动机为例，对研制航空发动机预研阶段需要做的可靠性工作进行了梳理。在适合我国航空发动机发展现状的前提下，探讨我国研制新型发动机的总体可靠性指标的选择方法。然后针对高推重比发动机结构简化、负荷高等特点，结合第三代发动机可靠性参数特点，对新研制发动机可靠性参数选择及范围提出建议。
建立新研制发动机系统级的基本可靠性模型，利用经验公式完成对预研阶段航空发动机的可靠性预计。总结目前可靠性分配理论及应用情况，提出适用于航空发动机研制初期，信息不确定阶段的可靠性分配方法。针对新研制发动机涡轮前温度较高的特点，对涡轮导向叶片进行了气膜冷却仿真。