● 摘要
随着一批现役典型航空发动机使用到寿，能否进行该型发动机的延寿成为解决制约某飞机动力保障的重要问题。所以，进行该型发动机的延寿具有重要意义。航空发动机的使用寿命主要取决于其使用载荷及其导致的关键件的寿命消耗。因此，本文提出并系统研究了基于使用载荷谱进行典型航空发动机延寿的方法和技术体系。这些年来，该方法应用于现役典型航空发动机的延寿实践，完成了重大工程项目的要求，效果显著，已经产生重大经济效益和社会效益。
本文首先基于典型发动机服役期间飞行参数的统计与分析，研究得到了典型发动机的使用载荷谱，然后基于使用载荷谱，进行了关键件的剩余寿命分析与试验验证，得到了关键件可以延寿的寿命储备空间，最后基于使用载荷谱和设计载荷谱编制了整机延寿试车大纲，进行了实施延寿方案后的整机延寿试车考核，验证了贯彻延寿措施的典型发动机能够满足延寿要求，也表明了基于使用载荷谱进行的典型发动机延寿的方法和技术是有效的。
在国内首次系统研究并得到了典型航空发动机使用载荷谱，为本文提出的基于使用载荷谱的发动机延寿方法和技术体系研究奠定了坚实基础。以典型发动机飞行参数和外场使用载荷为基础，突破了由典型课目和任务混频进行载荷谱研究的传统方法，对典型发动机外场使用的转速三循环、大状态工作时间、起动次数等进行了分析研究。同时，对典型发动机涡轮前温度（T3*）载荷的估算提出了基于台架试车数据推导的拟合方法。基于得到的使用载荷谱与设计载荷谱对比分析，得出典型发动机寿命消耗较轻可以进行延寿研究的初步结论。
依据得到的使用载荷谱，进行了典型发动机关键件的剩余寿命研究，得到了各个关键件可以延寿的剩余寿命储备。首先，开展了关键件高压涡轮盘的剩余寿命研究，在温度场、应力分析基础上，确定了高压涡轮盘的关键部位，针对主要关键部位进行了涡轮盘低循环疲劳寿命分析和试验验证，得到了高压涡轮盘可以延寿的结论。然后，开展了关键件高压涡轮叶片的剩余寿命研究，进行了高压涡轮叶片温度场、应力和蠕变分析，利用材料的热强参数综合曲线及名义应力法，对涡轮叶片关键部位的持久疲劳和低循环疲劳寿命进行分析，并进行了振动疲劳和热冲击试验考核，得到了高压涡轮叶片可以延寿的结论。其次，开展了关键件高压篦齿盘的剩余寿命研究。进行了高压篦齿盘的应力分析，确定了篦齿盘的关键部位，纠正了原设计方的错误，并针对新确定的关键部位均压孔孔边进行了低循环疲劳寿命分析，在国内首次使用改变局部结构的方法，达到模拟温度载荷当量影响的目的，完成了篦齿盘低循环疲劳寿命试验验证，得到了高压篦齿盘可以延寿的结论。
在延寿研究过程中，针对出现的典型故障（篦齿盘均压孔裂纹）进行了研究，以确定故障与关键件寿命的关系。进行了故障件断口分析、篦齿盘的应力和振动特性分析以及后卸荷腔气流压力脉动测量分析等，结果表明，高压篦齿盘均压孔裂纹性质是高循环疲劳，与低循环疲劳寿命消耗无关。因此，该故障不影响本文提出的发动机延寿方法和技术的应用。
在使用载荷谱和关键件寿命研究的基础上，基于使用载荷谱并考虑设计载荷谱的要求，编制了典型发动机延寿试车考核大纲。合理编排了延寿试车的大状态工作时间和转速循环等载荷强度和分布。选取1台经过延寿修理的发动机进行了延寿试车考核，实现了典型发动机延寿项目的目标。
通过上述的研究工作，本文深入系统的研究了基于使用载荷谱的延寿方法以及实施的关键技术，并且得到了试验验证。成功地完成了典型发动机的延寿科研项目，研究成果已经在典型航空发动机上进行了大量应用，同时，为其他现役航空发动机的寿命增长研究提供了方法和技术路线参考。