HB Z 286.5-1996 航空燃气涡轮发动机监视系统设计与实施指南 寿命监视.pdf

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1、中华人民共和国航空工业标准航空燃气涡轮发动机监视系统设计与实施指南寿命监视1 主题内容与适用范围HBlZ 286.5-96 1 , 1 本指南提出航空燃气涡轮发动机限制寿命零件的使用寿命的监视系统和监视方法以及零件寿命的管理。1.2 田/Z286.1航空燃气涡轮发动机监视系统设计与实施指南总则的要求适用于本指南。本指南适用于航空燃气涡轮发动机的使用寿命监视和零件管理系统的设计、使用和维修。2 引用标准本章无条文。3 术语和缩略语3. 1 术语3. 1. 1 关键件critical part 限制寿命的关键性零件，其故障将会以结构损坏或机组人员伤亡等形式危及飞机继续安全飞行。3. 1. 2 重要

2、件sensitive part 限制寿命的非关键性零件，其故障虽属非灾难性的，但却严重地影响发动机性能、可靠性或使用成本(耐久性限制)。3.1.3 使用寿命life usage 限制寿命的零件在使用中已被消耗的寿命量。3.2 缩略语3. 2. 1 EMS Engine Monitoring System 发动机状态监视3.2.2 EUM Enging Vsage Monitoring 发动机使用监视3.2. 3 LCF Low Cycle Fatigue 低循环疲劳3.2. 4 HCF High Cycle Fatigue 中国航空工业总公司1996-09-13发布88 1996 -10 -0

3、1实施高循环疲劳3 .2 . 5 EGR Event History R，臼m也r压程记录仪HB/Z 286 .5-96 3.2.6 F如CAFailure Mod回Effectsand Criticality Analysis 故障模式、影响及危害性分析3. 2. 7 S:MET Simulated Mission Enduran伺Test模拟任务持久试验4 总述在飞机中引入发动机寿命监视手段.主要目的是监视发动机限制寿命零件的使用情况，充分地利用其可靠寿命，从而有效地改善经济性并可靠地保证飞行安全。对军用和民用飞机，监视发动机使用寿命的基本要求是一致的。军用飞机在作战使用中，由于飞行剖面的

4、多样化而更加重了对这一工作的需求，并使使用寿命的跟踪更加复杂化。监视工作包括对空中数据的收集、处理以及在地面上进行数据处理和管理。4.1 使用寿命监视发动机零件的故障可能由其内在的原因所致，诸如由温度、速度和压力变化造成的交变和稳态应力引起损伤的积累。在多数情况下，这些应力的影响是可监视的，因而可对零件已经消耗的寿命和剩余的寿命进行有足够可信度的测定。试验和分析技术广泛地用来预测航空涡轮发动机零件的使用寿命。通过计算分析确定发动机零件的理论初始寿命.并由试验器试验及台架试验给出发动机零件的试验批准初始寿命;零件在使用中的实际寿命将取决于交变的和(或)稳态的工作条件的严酷程度;利用机载和地面的发

5、动机寿命监视系统对发动机.零件的使用寿命进行监视。4.2 零件寿命管理在寿命期内.发动机可能会从飞机上更换下来，以便进行计划修理或非计划修理。为了提高修理期内发动机的利用率，发动机的零件常用与设计标准一致或新改进的备件更换，而更换下来进行返修或检查的零件又可作为备件用于其它发动机的修理。如此，发动机经过几次维修后，其上的零件已与制造厂交付时的初始装配情况大不相同。对于按单元体设计的发动机，整个单元体的互换能力使这一问题更趋复杂化。这些均要求使用精密组织的管理系统，以便对限制寿命的零件进行跟踪。该系统可以从简单的卡片索引系统直到以计算机为基础的信息管理系统，后者还可经特定的数据传输设备与机载发动

6、机监视系统连接。5 零件分类及故障原因发动机零件的寿命早在发动机设计阶段即已确定。如果允许这些零件无限期地使用，则到达某一时间官们将最后失效，并可能导致发动机或飞机严重损坏。为保证飞行安全，对这些零件中的关键件和重要件均要规定出使用寿命极限。一方面，需对发动机零件按寿命要求进行分类，另一方面.应对发动机使用状况和影响零件寿命的故障原因进行准确分析。5 . 1 零件分类89 HB/Z 286.5 - 96 根据发动机零件的故障对发动机的危害性，将其分为:a.限制寿命的关键件:b.限制寿命的重要件;C.不限制寿命的零件;限制寿命的关键件系指其故障有可能影响飞行安全;限制寿命的重要件系指其故障会严重

7、影响发动机性能、可靠性或使用成本;不限制寿命的零件系指其故障对发动机仅有较小影响，发现坏了，修理或更新即可。发动机使用寿命监视主要旨在监视和跟踪限制寿命零件的寿命消耗。采用FMECA方法来确定零件故障对发动机的危害性，并据此对零件进行分类。该方法是以可靠性为中心的维修分析的一部分。一般情况下，所确定的发动机限制寿命的关键件对于单发和多发飞机是一样的，但在一些多发飞机上划定的重要件，对于单发飞机则可能被列为关键件。对多数发动机零件无论其是否限制寿命，均要作定期检查以查明是否存在裂纹、撞击、腐蚀及侵蚀等造成的损伤迹象。限制寿命的零件必须严格按照精密的检验方法进行控制，以确保任何零件都不会在超过安全

8、寿命极限时继续使用。对于限制寿命的关键件，应对其在服役中的状况进行跟踪并保存好全部检查记录。故每一限制寿命的关键件都应标上专门的序号以便识别。5 . 2 零件故障原因零件故障原因分两类:一类是内在的原因，如LCF，HCF，热疲劳和蠕变，可以是单项原因，也可是几项原因的组合;另类是非内在的原因，它们往往是随机的，且与外界因素密切相关，如外来物损伤、腐蚀、侵蚀、徽动磨损、磨损材料缺陷和加工缺陷等。借助于目前的技术，发动机使用寿命监视可以监视零件因内在的故障原因导致的寿命消耗。对于与非内在的故障原因有关的状态监视在本指南中未进一步涉及。6 发动机寿命预估传统的方法是将发动机的使用寿命与发动机的正常工

9、作时间相关联，从而推算出翻修前的时间(TBO)。翻修时，一些发动机零件因故障而更换，而另一些根据统计或概率可能在下次翻修前出现故障也被更换。统计或概率出于安全考虑而加权，这样，有些零件还具有剩余寿命就被提前更换。因此，出于保证安全性和改善经济性考虑，发展带精确分析方法的使用寿命监视系统是正确而必要的。零件的寿命预估和零件使用寿命的监测是问题的两个重要方面，本章叙述寿命预估，第7章叙述寿命监测。6 , 1 设计寿命限制寿命零件初始设计寿命的预估包括以下几方面的工作:a.准确确定材料性能;b.进行传热和应力分析，包括对环境压力、环境温度及所经受的应力大小进行估算。用分析数据并结合相关的试验数据对零

10、件的初始寿命，即预定安全寿命进行预估;90 HB/Z 286.5-96 c.利用台架、试验器和超转试验，验证应力分析的数据并确认寿命预估的结果。由于存在模拟真实发动机工作条件的困难和缺乏统计数据，寿命预估主要依据计算和经验分析方法;d.整机台架试验、测试和飞行试验，验证所预估的发动机环境条件和应力水平。限制寿命关键零件的安全寿命可按开始出现可测裂纹进行预估或按裂纹达到临界民度寿命的一定比例进行预估。用应力分析提供的数据加上经验的应力一循环(S-N)数据、考虑平均应力的古德曼图和累权损伤法则，可以得出开始出现裂纹的寿命;部件试验和整机试验有助于验证疲劳寿命极限以及确定是否需要调整寿命极限。这种分

11、析在发动机投产后仍继续进行，以便在其使用之前即可识累零件的寿命数据。利用断裂力学理论可对此项工作进行更加定量化的分析。发动机零件裂纹临界长度取决于材料的类型且总是与应力的平方成反比。因此，应力增加，临界长度必须减小。用应力强度因子来表征总面棋或整个应力场与裂纹的物理几何尺寸的关系。用应力强度因子并由材料特性可给出施加一个循环的裂纹增长量。将这些增长量加在一起可在发动机零件寿命期内的任一时刻计算出裂纹尺寸。当应力强度因子达到断裂韧性值或振动阐值时，即出现裂纹的临界条件。在发动机装配前及检验时，采用无损探伤方法，可查出裂纹。为了查明缺陷尺寸和分布，必须对表层下的缺陷进行定量分析，而这类分析往往是破

12、坏性的。断裂力学理论在发动机零件设计中的应用使得带缺陷零件的寿命可以计算，并可进一步算出达到裂纹临界值前的剩余循环数。根据计算和试验验证，可对零件的重复检验和(或)更换安排计划。6.2 使用寿命最广泛采用的预估零件使用寿命的方法是根据飞行任务的类型和飞行任务的混频，从理论上推算发动机的寿命消耗率。大多数零件装到发动机上后，不可能对零件的裂纹进行检测或测量，因此，在预估疲劳寿命时，通常不包括裂纹的扩展阶段。为了避免在发动机工作期间过早更换零件或零件过早失效而引起经济损失，必须可靠地建立关键件的疲劳寿命，这需要靠估算出高使用率零件及改进分析技术来实现。可通过从研制的发动机、加速使用试验的发动机和生

13、产的发动机选取零件进行分析试验，有时需将零件试验到破坏。这些试验计划可用于验证所推荐的寿命极限，也可据此调整寿命极限。使用寿命监视是以需要积累发动机具体零件的使用数据和相关的飞行剖面为基础的。利用这些数据有可能评定发动机的寿命预估以及和实际发动机使用的关系。此方法通常包括对现役发动机使用数据的记录和分析，从而可对使用寿命和检查间隔进行调整。随着分析技术的发展，加上微型机载计算机的问世，为更精确、更独立地进行发动机使用寿命预估创造了条件。6.3 飞行剖面分析飞行任务通常由发动机的起动、滑行、起飞、爬升、巡航、机动、作战、着陆以及停车等基本模式组成。发动机的使用寿命应对每一个飞行模式通过任务混频分

14、析进行确定。每一种飞行模式的使用寿命还应取决于飞机的类型和用途。飞行剖面分析如下:a.记录与现役的飞机和发动机有关的参数，以改进初始的理论飞行剖面;b.用分析方法重新建立设计飞行剖面，直至其与大多数的实际飞行剖面数据有很好的一91 HB/Z 286.5-96 致性。收集不同类型的飞行数据，还有利于建立新型发动机的设计目标。6. 4 最佳使用寿命确定发动机设计、制造部门可延长限制寿命零件的使用寿命，这通常通过对应力数据的重新分析，对高使用率零件的使用状况的检查以及对可能得到的机群中领先使用的发动机零件的抽样和试验来达到。对某一特定发动机零件的安全寿命经过详细分析、台架试验和(或)使用状态的抽样调

15、查得到证实后，便可公布其初始寿命。一旦寿命增加，设计、制造部门即可通过修改翻修手册来反映其变化。除了发动机设计、制造部门的通用寿命增长程序外，如果发动机实际的工作状况不如设置初始寿命极限时所依据的状况严峻，则订购方将进一步获益。经设计、制造部门认可，对于特定的发动机功率水平，采用恰当的寿命因子，可使限制寿命零件延长使用。反之，承受高应力水平的发动机，如飞行训练或在最大额定功率状态以上工作时，该类零件的寿命消耗必须按照发动机设计、制造部门和相应的管理部门的规定予以增加。对于民用航线上使用的发动机其寿命调整建议作如下考虑:a.当起飞功率限制在起飞额定功率的90%-95%之间时.以循环计算和以小时计

16、算的旋转件的寿命因子均可取为0.9-1.0，如0.93;b.当所使用的实际起飞功率比正常起飞的额定功率大时，可将该种飞行记录为已在正常起飞额定功率状态下飞行了若干循环，如六个循环;c当转速或温度超限时，应视情况拆卸发动机以便进行尺寸或金相检查。受影响零件的进一步使用将取决于超限的程度，事件延续时间和检查结果。零件可降低额定寿命或根据设计、制造部门的建议勉强再次使用。为了从采用降低起飞功率中获益，必须详细记录每一次飞行所.使用的功率。对任何记录系统而言，这无疑是一项繁琐的工作。但使用发动机监视系统.则能很方便地进行分析。采用该种做法需要得到发动机设计、制造部门的同意。7 发动机使用寿命监视随着测

17、试技术的发展，用发动机寿命监视系统可靠而准确地测定发动机的使用寿命是可行的。通过测量、记录数据，可以在飞行期间实时地计算或飞行后在地面站计算发动机的使用寿命。7. 1 监视内容和测量、监视参数7 . 1. 1 监视内容限制寿命零件的使用寿命主要由LCF、HCF.热疲劳和蠕变所致。其中HCF应力通常由振动引起，零件寿命监视中因难于监测而一般不予考虑，在某些情况下HCF应力可叠加到LCF损伤上予以考虑。7. 1 . 1 . 1 低循环疲劳应包括离心载荷、扭转载荷、气动力及温度梯度和不均匀膨胀等引起的应力循环。如果在发动机零件中造成其破坏的应力主要由转子转速引起的离心力产生，则认为是机械因素导致92

18、 HB/Z 286.5-96 的LCF。图1给出了确定机械因素导藏LCF的发动机零件使用寿命的过程简图。该方法需采用一合适的数学函数来表征转速循环与疲劳间的关系，并需一种选择最大和最小循环的循环计数技术，然后可计算等效的标准循环数。标准循环通常定义为零一最大转速一零，如图2所示。图2中的基准线定义了标准循环中等效使用计数与给定的零一最大一零转速变化中峰值转速间的关系。其它曲线则定义了最小转速非零时在等效标准循环中的使用计数。因此，任一循环的使用计数均可计算。发动机实际转速应力)飞行剖面通常由一个主循环和若干子循环组成。囹3示出将转速(应力)剖面(3a)分解成彼此单独作用的循环，其中最大峰值的循

19、环为主循环，其余的为子循环(3b)，并换算成标准循环(3c)。根据应力飞行剖面提取循环数的方法有多种，但最为成功并广泛采用的是雨流法。其特点在于它有计算所有循环、识别每一循环的最大和最小应力及应变的能力。平均应力的变化以及应力与应变范围的变化也需要识别，用雨流法，则可很方便地反映上述变化，其中每一循环的平均值只是该循环中最大和最小峰值的平均。雨流法原理图如图4所示。对于机械因素导致的LCF.所要考虑的主要因素就是转速。需要说明的是，由受热引起的LCF有可能产生压应力，这时，雨流法不适用而有必要发展比雨流法更完善的循环计数法。7. 1.1.2 热疲劳热疲劳是在材料中由温度梯度和不均匀膨胀的循环变

20、化造成循环热应力和应变所致。它以由机械负荷和热负荷作用在零件相对薄的截面上而引起应力与应变迅速变化为特征。在发动机稳态和瞬变时，由于非均匀的贮热能力(壁厚)及非均匀的表面热流的存在，将可能出现大的温度梯度。要对零件寿命进行精确的预测，就必须准确知道稳态和过渡状态下金属的温度。这些数据需通过发动机试验时进行大量的温度测量以及通过传热预估模型计算得到。此外，还需在实验室进行大量材料试件的LCF试验，而且这些试验应在发动机工作期间出现在部件中由瞬变过程引起的温度及应变范围内进行。针对几类重复出现并具有破坏性质的循环，分别对每种情况进行寿命预估及使用情况测定，按线性累积原理(Miner准则)统计，并由

21、试件试验建立每一种循环的损伤因子。这样，对于受热疲劳限制的零、部件的使用情况测定过程与受常规的LCF限制的零、部件的使用情况测定过程就完全相似。7. 1. 1. 3 蠕变蠕变是材料在一定温度下经受一持续载荷所产生的变形，它与温度和加载持续的时间有关。对于有很长巡航段飞行剖面的发动机而言，蠕变将比LCF成为更严格的寿命限制准则。一般认为，如果发生塑性变形，则部件的工作寿命取决于塑性变形的程度及这些变形所经历的高温。最高工作温度和在该温度下持续的时间是两个最重要的参量。在给定的较高温度范围内(通常指金属的熔点温度一半以上)增加最高温度会显著地减少零件的剩余寿命直至失效。当寿命监视系统用于涡轮部件时

22、，建立蠕变寿命极限即可提供100%的寿命极限基准。寿命消耗的百分数则是应力、温度以及在各应力水平下使用时间的函数。分析和研制试验的93 H8/Z 286.5-96 经验可以提供根据温度和转速确定应力和应变所需的相关关系。综合每次飞行中不同工作阶段所消耗的寿命百分数，将依据综合各增量的基本方法不同而有所变化。采用的方法取决于所考虑的发动机的工作类型，且用发动机转速和工作温度下的时间所造成的应力水平来表示。军用飞机所采用的方法，主要是集中考虑蠕变，把它作为与转速有关的循环疲劳应力指数的函数:民用飞机所采用的方法则主要集中在与一定温度下累积的时间有关的应变上。图5表示对涡轮部件使用寿命百分比的典型函

23、数关系。这样的图可以用于任何涡轮部件(低压涡轮、高压涡轮等)的关键零件。蟠变寿命随涡轮温度的降低而增加也示于图5中。7.1. 1. 4 超限和事件记录超限和事件的监视和记录是发动机使用寿命监视中非常关键、不可缺少的内容。起限和J事件的性质、程度及次数等均对限制寿命零件的寿命消耗和剩余寿命有重要影响，且对发动机某些关键部位产生更大的破坏。典型的超限和事件包括:转子超转、涡轮超温、失速喘振、起动过热、振动等。超限和事件记录一般是通过EMS中配置的软件来完成，以识别特定的条件并触发发牛在超限前后的数据记录从而用于事后诊断。7 . 1. 2 测量参数直接表征零件寿命消耗的应力参数不便直接测量，通常利用

24、有关的可测参数进行计算。发动机使用寿命监视中，较普遍而又直接可测的参数是:a.转速(或油门杆角度)和压气机出口压力;b.燃气排气温度;C.时间;d.飞行高度;e.指示空速。测量参数的采样频率应使得每一个输入参数的频率足够高，以便可以清晰地恢复该参数随时间的变化，并避免偏离误差，但采样频率又不能过高而产生不需要的、过多的数据。7. 1. 3 监视参数应对所选定监视的零部件进行敏感度分析，以确定可能出现的使用寿命监视参数的变化范围及对发动机寿命限制值的影响。在敏感度分析中需考虑的重要参数包括飞行速度、飞行高度、油门杆移动循环以及在最小和量大功率的驻留时间等。通常，规定发动机使用寿命监视和记录的参数

25、为:a.飞行小时;b.地面运转小时:C.飞行和地面运转的循环总次数;d.全程和部分转速循环的次数和类型油门杆移动次数和类型)和全程和部分压气机出口压力循环的次数和类型以及各类循环持续的时间;e.等于或大于中间推力(功率)状态的工作时间;f.加力燃烧室点火次数和使用加力的时间;94 HB/Z 286.5-96 g.超温时间和次数:h.超转时间和次数:1.热端零件(涡轮叶片)蠕变寿命消耗指数。7.2 监视系统发动机寿命监视系统可以是相对独立的监视系统，如EHR;也可以是整个发动机状态监视和故障诊断系统的一部分，如EUM。7.2.1 历程记录仪EHR主要用于机载监视，它由硬件和软件系统组成。7.2.

26、 1. 1 硬件组成和功能硬件系统的核心部分为单片微型处理机，另有相应的程序存贮器和数据存贮器，存贮器中设置若干计数器，记录、显示所需监视的使用寿命参数。记录仪采集来自发动机传感器的转速、温度等信号。7.2.1.2 软件功能软件系统应具有数据实时压缩处理、转速(应力)循环提取、蠕变寿命消耗指数计算以及毡限记录等功能。7.2.2 发动机使用监视系统EUM系统作为EMS的一个重要组成部分，包括硬件系统和软件系统，并应具有机载和地面监视的功能。7.2.2.1 硬件组成和功能硬件系统由机载、传递和地面站三部分的硬件组成。机载部分的核心是数据采集单元，实现数据采集、处理、显示和记录。传递部分来用译码设备

27、或专用的记录卡数据转换器，实现数据由飞机到地面站的传递1结果的快速观察。地面站配置中心处理计算机(微型计算机或工作站)，实现数据进一步计算、处理和分析数据管理、显示和打印。7.2.2.2 软件功能软件系统通常设计成模块结构，便于修改和扩展。应具有实现数据有放性检查、传热和自力计算分析、转速一应力循环提取、零件寿命消耗评估以及统计分析和诊断等功能。同时，117能实现零件寿命管理。7.2.3 数据完整性EMS的完整性与仪器识别和剔除错误的输入数据、确保可靠地完成寿命计算工作的能力有关。因此，数据质量是需首先考虑的问题。完整性方面的设计应考虑:a.系统硬件的有效性;b.输入数据的有效性;C.系统软件

28、的有效性;可采用一些基本检验方法，对错误的输入数据进行分辨并剔除，同时核实信号的完整性、这些检验包括(但不限于)以下几种;95 a.超量程;b.变化率;C.参数间的相互关系;d.传感器的漂移。HB/Z 286.5-96 在前一次飞行中，当EMS从其传感器接收到错误的数据时，应将该数据做上标记，通知维修人员。在EMS的机内测试设备中，通常都有显示此相关信息的功能。对EMS要求很强的自检能力以确保内部计算程序在其限定范围内运行。一旦EMS发生故障，应能识别受影响的模块或插板并需考虑该故障对所记录的数据产生的影响。7.3 使用寿命的监视方法及其有效性7.3. 1 使用寿命的监视方法发动机使用寿命监视

29、方法、步骤与发动机寿命设计方法、步骤相同，即需要进行传热和零、部件的温度分布计算;所监视零件在关键部位的应力计算以及每一个关键部位与应力和温度历史有关的损伤评估。研制出上述计算的数学模型和计算方法，其计算结果应与设计过程的结果相比较并与所能接受的极限范围相匹配。推荐的使用寿命监视限制需要积累发动机具体零件的使用历史数据和与之相关的飞行剖面的数据。这样，可使发动机的寿命预估随发动机的使用而进行确定和标准。7. 3.2 对比系数根据发动机的具体设计要求和寿命监视系统的完善程度，选择某些最关键的零件和关键部位实施寿命监视。现在广泛采用的方法是在每个转子上只监视1或2个零件，然后用对比系数推算出未受监

30、视零件的使用寿命。已经证明，这种推算技术对于测定LCF使用寿命是非常成功的，但只有当零件的使用寿命关系呈线性变化时才适用。通过对记录的飞行剖面的数据分析，可推导出确定对比系数的方程式。用对比系数来更新的使用寿命记录方法对于采用自动地面数据处理管理系统比采用机载系统更为适用。7.3.3 方法有效性在使用寿命监视系统进入工作之前，应先确认所要采用的技术方法的有效性，这一确认过程包括以下两项任务:a.使用寿命监视算法的在效性;b.使用寿命监视系统的有效性。方法的有效性可以确保EMS的使用寿命监视具有合格的功能。要达到此目的，须先通过将计算的零件使用寿命与实际的物理状况相关联，然后再检验计算方法在EM

31、S软件中的执行情况。7.3.3.1 算法有效性对于使用寿命计算方法的全面合格性检验往往需要大量使用经验，以建立一个足够大的有关例证的数据库。有关使用寿命的初始信息，军用发动机可通过SMET获得;民用发动机可通过取证和持久试验获得。定义一个SMET的工作循环需对飞行记录进行深入细致的调查，并对飞行员进行访问。96 HB/Z 286. 5-96 从而形成某一特定类型飞机所要求的飞行剖面数据的规定。飞机类型主要是指军用、民用，是新的或现役飞机等。可以利用现役飞机来获得特定的飞行剖面。通过数据分析，可以获得每一参数不同水平之间变换的频率、初始和最终油门位置模型以及在不同油门位置、高度、飞行速度条件下的

32、计算次数等信息。该结果常显示出与老发动机持久合格试验循环的规定有明显不同。其原因是，与老的试验要求比，可能在大功率状态下的时间短而在慢车功率状态的时间低得多，且每一飞行小时出现更多的循环变化。7.3.3.2 系统有效性一般使用寿命的计算方法应在发动机设计、制造部门的应力分析室用模拟的或试验数据在中心计算机或微型计算机上进行发展。在发动机监视系统中采用移植过来的计算方法有导致在两套软件执行中存在微小误差的可能。因此，对EMS数据的处理应尽可能接近模拟原有软件执行以确保误差值在可接受的容差之内。完成比较试验的步骤通常包括使用一定量的、经选择的数据记录，这些数据累积在一起可对使用寿命计算方法的所有方

33、面进行检查。每执行完一次全套记录数据的运算之后，通过比较所推算出的应力与其它关键参数可以获得更为完整的相关关系。8 零件寿命管理8 . 1 要求为保证每台发动机设计使用寿命期内的结构完整性和良好的出勤率，应对发动机和限制寿命零件规定所要求的维修活动，对未更换和更换的限制寿命零件进行管理、分类和寿命跟踪。对于按单元体设计的发动机，其单元体的互换能力和互换程度均要求严密的管理。对于单个零件的维修策略应根据引起寿命消耗的参数来制定。零件寿命管理和跟踪系统应周密设计。力求做到便发动机和零件的使用寿命监视与其维修策略相结合。应能准确确定、保障发动机的翻修和视情维修乃至零、备件的准备和供应。跟踪管理系统最

34、关键的部分是数据采集和处理、数据库以及跟踪管理系统软件。通常，机载监视系统提供完整的使用数据并提供必要的实时的使用寿命计算。为了进一步进行跟踪管理，必须通过地面站建立完整的数据库并进行进一步的数据处理、分析计算、决策和归档。管理系统软件要有充分的适应性，其数据处理、数据库结构及管理逻辑应具备通用性。8. 2 管理决策在发动机维修各级机构内，都应提出以发动机使用寿命或剩余寿命为基础的管理决策。订购方对发动机监视数据的要求取决于具体维修级别的管理决策。在外场发动机车间，与发功机使用寿命有关的决策常常rb飞行中或转录到地面数据处理站的所采集到的有关时间、温度和循环等数据支持，以实际的使用数据来更新主

35、要零件的寿命记录。更新的结果可使发动机车间的工作人员知道哪些是可用零件及每个零件的剩余寿命。此外，可为车间负责人准备好孩日历时间计算的发动机更换预报。以有助于提前安排维修所需要的劳动力和修理资源。97 HB/Z 286.5-96 若航线上或发动机车间不能隔离故障，则修理工作已超出航线或车间的维修能力。根据剩余寿命坦定的发动机返厂技术指令，应将发动机或单元体送到维修基地或翻修厂修理。在这一级维修巾，要根据历史数据、更换理由及发动机或单元体记录来制订维修策略，为了制订计划.这一级维修管理需要机群平均的计算。发动机设计、制造部门应关注发动机的历史状况及所使用的数据，可据此来研究、改迸发动机服役期间维

36、修方面的保障，并为确定可靠性及维修性等问题做出评定，进而从发动机设计方面进行改进。依据已获得井已输入到地面系统数据库中的循环和时间数据，可对原来未限制寿命零件的使用寿命进行分析，或对其使用寿命进行重新评价。通过分析发动机更换数据及故障统计，还可确定库存备件的需求及其在各工作点的分布。8.3 数据采集积累航空燃气涡轮发动机使用的历史情况及飞行剖面数据是十分必要的。这一要求促进了机载监视系统数据采集的发展。有些系统可为小机群提供完整的飞行使用数据，而另一些系统则可为大机群的应用提供实时的使用寿命计算。机载数据采集和处理系统可以收集到大量数据。为了对限制寿命零件在不同发动机上的使用情况进行跟踪，必须

37、将数据传送到地面数据库中进行再进一步的处理、决策并归档。为了光分发挥这些数据的效益，应尽可能地缩短数据传送及再次应用间隔时间。为了保存准确而又不断更新的发动机数据，这一点也是必需的。8.4 数据库管理系统用于记录保存系统软件的设计，要求数据管理的执行过程和分类记录技术应周密计划、认真执行并与维修过程很好的综合在一起。提取使用寿命数据，加上历史的发动机性能、维修数据及机群的平均值，可为以下事项提供信息:a.进行全机群的使用寿命监视;b确定发动机的翻修;C.保障视情维修，包括:资源的计划安排、适时维修及对更换的预测;d.备件的准备及供应;e.维修状态与飞行剖面及使用寿命的工作环境彼此关联。另外创所

38、有的系统软件必须具有充分的适应性，以处理大范围内监视系统的输入信息。要求数据的处理、数据库结构及管理逻羁应具备通用性。软件设计应力求避免针对某一特定的应用设备而制定:软件设计的逻辑主要在于管理发动机、单元体及其零件。数据结构应便于进行迅速而有效的数据传递和对包含需要经常显示的信息的报告能实时检索。系统必须能很好地适应寿命极限和参数的变化，以便在无需修改软件程序的条件下能支持引人新的或经改进的部件设计。软、硬件还必须考虑结构管理的要求。8.5 数据检索和分析雯成功地完成零件使用寿命管理系统的工作，数据的检索方法就必须迅速、及时并易于操作。通过系统地构造在线询问指令语言，可以获得和用户的友好界面。

39、灵活的、具有自动报告生成功能的指令结构可支持各种复杂程度的用户。保持数据的完整性是十分重要的。数据中断缺陷必须能辨认并予以排除。应尽可能地减98 HB/Z 286.5-96 少手工转录数据的工作。系统应提供一套严格的数据剔除准则以避免错误的记录数据进一步扩散。8.6 硬件特性为将信息在适当的时间以合适的格式提供给管理者，支持他们作出决策，必须将硬件的结构按低成本高效益系统进行设计和开发。选择操作系统应考虑的项目包括多用户的能力、实时运算工作以及人机对话式的绘图功能。软、硬件及接口的标准化可以使执行、复制和维修成本降低。推荐使用可支持大量用户参加的、用于发动机管理的计算机处理装置。硬件的结构应协

40、调数据库的存取、传递和显示要求。终端设备可提供给图功能，并且可与计算机处理装置和数据采集系统有恰当的接口。8.7 信息接口发动机零件管理系统的在线显示可以是图解的，也可以是列表的，或两者都有。曲线图、直方图及统计显示均可以由绘图软件产生。在希望得到精确信息而又不能用图像获得时，则应以表格的形式表达原始数据、计算数据以及预报数据。为适应特定的用途，数据可按多种恪式进行输出。数据管理系统必须有支持软件，以管理显示终端、打印机及其它的硬件接口。终端的设计是为了数据的输入和准备、以表格和图像格式显示信息、数据采集单元与中心贮存之间的数据通讯以及分时操作。发动机监视数据采集系统的使用是发动机零件管理系统

41、取得成功的关键所在。在发动机车间、维修基地、设计、制造部门和指挥部门均可使用终端设备，而官们均应安置在便于使用的地方。8. 8 为提供保修的使用寿命跟踪后勤保障是建立有意义的保修目标的一个必要因素。以维修方案和数据采集能力表佳的这种保障，对建立保修目标有重要的作用。考虑单元体维修设计的发动机，对每个单元体要求有专门的跟踪和管理方式。订购方在保持飞行任务有效性时，应确认保修要求并形成文件u实行保修的方法之一是针对单个部件(零件寿命保修)。这需要一个系统来跟踪和记录部件的历史状况。所覆盖的范围将取决于保修发动机所采用的方法，其有效性将取决于系统中跟踪能力的实质性内容和对系统所产生的数据的解释。在保

42、修计划中.EMS的作用是通过累计循环计数及提供其他部件数据来提供零件寿命跟踪的能力。在数据系统内，对所保修的项目，允许通过程序采用保修标记，当保修期失效时，则自动取消保修标记。显然，要实施保修措施，故障部件的零件号、序列号以及工作时间是非常有用的。推荐采用总累计循环对大部分新发动机计划实施保修跟踪。该种循环原来是作为对整台发动机提供保修跟踪的方法。然而，在具体应用使用寿命算法(例如LCF，热疲劳及蠕变)时，它实际上对跟踪零部件使用是更灵敏的方法。总累计循环跟踪按以下关系式:T.c := L由+(F，J4)十(P，j40).式中:T.c一总累计循环数:L优一低循环疲劳循环数，由EMS测定的0一中

43、间及中间以上状态-0的循环计数i99 HB/Z 286.5- 96 Ftc一全油门循环，由EMS测定的慢车一中间及中间以上状态一慢车的循环计数;c一部分油门循环，由EMS测定的巡航一中间及中间以上状态-巡航的循环计数。为使EMS对发动机保修起重大作用，EMS系统应该一直处于工作状态。合适的发动机寿命循环管理系统需要发动机使用状况的数据，因此，即使在飞行所采用的最低的设备清单中，也应选用EMS设备。9 效益发动机使用寿命监视和零件管理系统的应用，对于减少寿命周期费用、加强动力装置后勤保障的计划性有显著效果，同时还能保持并改进飞行安全。当前所采用的寿命预测的方法往往是保守的。而由机载使用寿命监视系

44、统获得的数据将提供有关的关键部件的信息(LCF和热端困子)，从而有可能更有效地使用单元体及发动机的剩余寿命。这样，不仅可基于成本改善管理决策，而且还将通过防止关键部件故障来改善飞行安全性。所形成的全机群的数据库是部件改进计划的重要依据，它们有助于对飞行剖面的分析以及给发动机设计、制造部门提供重要的数据反馈。同等重要的是，使用寿命监视系统还能为未来发动机的保证决策提供依据。利用由零件跟踪系统处理过的数据，可以更有效地保证发动机及其零件的调度和计划，从而改善发动机的管理决策。准确且维护良好的零件寿命跟踪系统对发动机的维修方案和概念在备件供应、适时维修、调度和有效使用人力和资金等方面有积极的作用。利

45、用对未来飞行任务的准确评估和已知过去飞行任务所消耗的寿命，即可准确地做出有关未来备件需求的预测，从而减少库存。当发动机由于其他原因在车间进行维修时，根据所掌握的部件剩余寿命改进的知识，可允许对零件视情更换。进行调度时，所需要的飞机数量及预计的飞行任务是已知的。利用零件寿命跟踪系统，可对所有待命飞行的发动机的剩余寿命进行评价，以便将最有可能完成调用任务而无需重大维修的发动机选作为调度对象。这样，即可减少备件(它应该是调度工作的一部分).而且可对所有调用的发动机保持正常工作提供保障。借助于零件寿命跟踪系统的完善和自动化，可准确而及时地为维修设备提供数据资料，避免因手工操作系统造成高强度的劳动，从而

46、节约人力。在发动机研制、生产、改进及工程保障计划中.EMS的数据起着重要的作用。大批发动机中累积的使用数据可提供有价值的信息，可将其引入当前发动机生产改进计划及下一代发动机的设计决策中。根据飞行任务的分析数据、具体发动机部件类型的实际使用数据及其使用率的变化提供设计反馈。该反馈对工程更改研制和贯彻的具体建议进行工程管理决策有重要作用。利用机群上EMS的使用寿命数据可使有限的产品改进资金得到有效利用。新发动机及其部件的设计也可从当代已装备在发动机上的EMS系统提供的使用数据中获益。100 HB/Z 286.5-96 报时间历程的记构成葡环饭捅固司在/101011 图1机械因素引起的LCF算法10

47、1 HB/Z 286.5-96 循环开始时的转子转瑾(1)基准线1. 0 O. 1 0.01 改革提43割排0.001 120 标准循环百分敖表示的锚环峰值典型损伤图结构110 100 90 80 10 回3;图2问气也E图3b时间汝n 【也EU图3c时间幢幢幅提蝴瑕排肘闺主、次循环国3102 HB/Z 286.5-96 100 100 。I I nunv AU句faayhunUAU nPHMWOO -hunv 074 环环环循循循主政次q&qd 图4雨流法103 HB/Z 286.5-96 M写耀制制HM降低转速10。l。100 100, 000 ZPTlem啊蝴理gd满涡轮温度使用寿命百分比典型函数图附加说明:本指南由中国航空工业总公司三0一研究所提出;本指南由北京航空航天大学负责起草;本指南主要起草人:李其汉、梁咏华。104 。图5