MH T 6089-2012 航空燃气涡轮发动机寿命使用监控和部件管理指南.pdf

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1、 ICS 49.050 V 30 MH 中华人民共和国民用航空行业标准 MH/T 60892012 航空燃气涡轮发动机寿命使用监控 和部件管理指南 Guide to life usage monitoring and parts management for aircraft gas turbine engines2012-10-10 发布 2012-12-20 实施中国民用航空局 发布MH/T 60892012 I 前 言 本标准按照GB/T 1.12009给出的规则起草。 本标准由中国民用航空局航空器适航审定司提出。 本标准由中国民用航空局航空器适航审定司批准立项。 本标准由中国民航科学技

2、术研究院归口。 本标准起草单位：中航商用航空发动机有限责任公司。 本标准主要起草人：侯乃先、杨坤、蔡宁泊、曾海军。 MHMH/T 60892012 1 航空燃气涡轮发动机寿命使用监控和部件管理指南 1 范围 本标准规定了航空燃气涡轮发动机寿命使用监控和部件管理的方法。 本标准适用于航空燃气涡轮发动机寿命使用监控和部件管理系统的开发。 2 术语和定义 下列术语和定义适用于本文件。 2.1 寿命使用 life usage 在发动机运行期间已经消耗的寿命。 2.2 部件管理 parts management 对发动机部件进行控制，确定寿命使用及剩余寿命。 3 概述 3.1 寿命使用监控 寿命使用监控

3、包括以下两个方面： a) 寿命预测：根据寿命准则(蠕变寿命、低循环疲劳(LCF)寿命等)确定有限寿命； b) 寿命测量：确定寿命消耗率。 3.2 部件的管理 在航空燃气涡轮发动机运营期间，计划性或非计划性将部件从发动机上拆卸下来，进行例行或非例行的维修。对于更换的部件，需要采用精确的管理系统对其寿命使用及剩余寿命情况进行跟踪。该管理系统是复杂的计算机信息管理系统，可以通过数据传输设备连接到发动机机载监控系统上。 4 部件分类和控制要求 4.1 部件分类 发动机部件在使用过程中出现失效，应采用故障模式、影响及危害性分析 (FMECA)来确定发动机对部件失效的敏感性。 根据失效部件对飞行安全的影响

4、程度，将限制寿命的部件分为： MH/T 60892012 2 a) 发动机限寿件：主要失效可能导致危害性发动机后果的转子和主要静子结构件。发动机限寿件由适航当局审批，并受适航规章限制； b) 关键件：失效后会影响飞行安全的部件； c) 重要件：失效后不影响飞行安全，但会严重影响发动机性能、可靠性或运行成本的部件。 4.2 控制要求 4.2.1 绝大多数发动机部件应在发动机运行寿命期内进行检测，以确定由于裂纹、冲击、腐蚀等引起的损伤程度。 4.2.2 关键件应具备严格的控制程序，确保在运行过程中不会超出安全寿命限制。每个关键件应具有唯一的序列号，以便在整个服役期对其进行跟踪，并保存全部检查记录。

5、 4.2.3 发动机限寿件应由发动机维修手册进行规范。有关限寿件的信息变更应经过适航管理部门审批并强制执行。 5 发动机寿命预测和寿命使用测量 5.1 寿命预测 5.1.1 初始寿命 初始寿命由发动机制造商负责提供。在最初产品期，根据飞行剖面和环境混频确定寿命消耗率，并采用分析预测的方法设定检查间隔和退役寿命。对关键件的疲劳寿命评估应建立可靠的疲劳寿命分析方法，确保既不因过早更换造成浪费，又不会在使用中发生失效。这需要靠高使用率部件的经验及分析技术的优化来实现，在分析的基础上，可以通过试验和运行经验延长寿命；相反，如果运行经验表明寿命限制值取得过高，则需要根据实际情况缩短寿命。 寿命使用监控以

6、发动机部件累计运行数据和相关的飞行剖面为基础，利用这些数据评估寿命预测值并建立预测寿命和发动机实际使用的关系。该方法通常包括在工作期间记录和分析发动机的使用数据，并据此调整发动机剩余寿命和检查间隔。 典型的飞行剖面分析如下： a) 记录现役飞机和发动机的相关参数，提炼初始的理论飞行剖面； b) 采用分析方法重新建立飞行剖面，该飞行剖面应符合实际飞行剖面的概率分布，包括极端情况。 5.1.2 寿命优化 为了获取最佳寿命，应采用延寿计划，该计划通过对应力数据进行重新分析，对高使用率的部件进行检查，以及对机队中已经使用的发动机部件进行抽样和试验等途径实施。 某一特定部件的安全寿命经过详细分析、台架试

7、验或运行状态抽样调查等方式证实后，便可公布其初始寿命。如果确定增加寿命，制造商应通过修订发动机维修手册来反映其变化。 如果发动机运行状况优于初始寿命限制确定时预估的状况，则除了发动机制造商一般的“延寿”计划之外，运营方将进一步受益。起飞时未达到应力峰值的发动机零部件将实现时间和循环数的双重收益，经发动机制造商认可，对于特定的发动机功率等级，采用恰当的寿命因子，可以延长部件的寿命。相反，承受高应力水平的发动机，如在最大额定功率状态以上工作时，该部件的寿命消耗应按发动机制造商和相关管理部门的规定予以增加。 5.2 寿命使用测量 注：本条款给出的是飞行中实时或飞行后地面站计算发动机寿命使用的方法，给

8、出的寿命使用测量只适用于一般金MHMH/T 60892012 3 属材料。 5.2.1 低循环疲劳（LCF） LCF寿命使用监控系统应考虑机械疲劳和热疲劳。 如果造成发动机零部件中最严重损伤的应力主要是机械载荷(如转动引起的离心载荷)， 则认为是机械因素导致的LCF，风扇轮盘的热载荷相对于离心载荷可忽略不计，即典型的机械疲劳。 图1给出了确定机械因素导致LCF的发动机部件寿命使用的过程图。 该方法需要采用合适的模型来表征转速与疲劳之间的关系，并且需要载荷谱循环计数技术，除此之外还需要将载荷谱等效为标准循环。 图1 机械因素引起的 LCF 算法 标准循环通常定义为“零 最大转速 零”的变化过程，

9、如图2所示。 注： 图中的基准线定义了标准循环中等效使用计数与给定的零最大零转速变化中峰值转速之间的关系，其他曲线定义了最小转速非零时在等效标准循环中的使用计数。这样，任意循环的使用计数均可计算。 图2 标准循环 MH/T 60892012 4 主、次循环如图3所示。 a) b) c) 注：a)给出了简化的转速/应力分布图，根据简化的转速/应力分布可以提取出主循环和次循环b)，换算成等效的标准循环c)。 图3 主、次循环 从LCF应力飞行剖面中提取循环数的方法有很多种，但是最有效且广泛采用的方法是雨流法。由于雨流法通过每个循环中最大和最小值来获得每个循环的平均值，因此可以方便地识别平均应力的变

10、化和应力(应变)幅值的变化。 机械载荷与热载荷作用在部件相对较薄的结构上而产生热疲劳。这种情况通常发生在油门瞬态，由于非均匀的壁厚和非均匀的热通量，会出现大的温度梯度。精确的寿命预测要求在发动机稳态和瞬态工作时对温度具有准确的认识，这些数据可通过发动机试验和传热分析获得。 热疲劳作用下零部件寿命使用测量的过程与机械因素导致的LCF相似。 当热疲劳可能产生压应力时，雨流法就不再适用，而需要更完善的循环计数方法。 5.2.2 蠕变 当发动机寿命监控系统用于涡轮部件时，其蠕变寿命极限以100%蠕变寿命为基准。寿命消耗的百分比则是应力、温度以及各应力水平下保持时间的函数。根据温度和转速，可通过分析和研

11、制试验获得确MHMH/T 60892012 5 定应力和应变水平的换算关系。需要注意的是，不同工作阶段所消耗的寿命与载荷的组合累积方式有一定的关联。 具体方法的选用应考虑发动机的工作类型。商用发动机蠕变可表示为工作温度及时间相关的函数。图4表示涡轮部件寿命使用百分比的典型函数关系，随着涡轮温度的降低，蠕变寿命提高。该图可用于任何涡轮部件(低压涡轮、高压涡轮等)。 图4 典型的寿命使用百分比函数图 5.2.3 超限记录 超限记录是发动机零部件寿命使用监控的重要内容之一。典型的超限应包括： a) 转子超转； b) 涡轮超温； c) 喘振和失速； d) 启动过热； e) 过大振动。 超限记录一般通过

12、在发动机监控系统(EMS)中配置软件来实现，该系统对特殊状况进行识别并启动超限前后的数据记录功能，以便进行事后诊断。事后的超限分析将决定更换部件或减少受影响部件的剩余寿命。 5.3 测量参数要求 寿命使用监控系统需要的测量参数由发动机制造商确定。 表征部件实际寿命消耗的应力参数不能直接测量时，应通过相关的可测参数进行推算。发动机寿命监控系统中，可直接测量且普遍采用的参数包括： a) 转速； b) 发动机排气温度(EGT)； c) 发动机压比（EPR）； MH/T 60892012 6 d) 扭矩； e) 飞行高度； f) 指示空速； g) 时间； h) 功率、油门杆角度。 如果采用地面站算法，

13、应合理选取采样速率，确保样本数能够清晰描述每个输入参数随时间的真实变化情况，同时不能产生过多的数据。 5.4 关联系数 理论上所有部件都应通过EMS进行寿命监控，但 有时考虑到经济性，可减少被监控部件的个数，仅对最关键的部件进行寿命监控。目前广泛采用的方法是每个转子轴上只监控12个部件，然后利用关联系数推算出未监控部件的寿命使用。该方法只适用于部件间寿命使用为线性关系的情况，因此通常更适用于无热应力或热应力可忽略的情况。 通过对记录的飞行剖面数据进行分析，可以推导出确定关联系数的函数。相比机载系统，地面数据自动管理系统更适于采用该方法来更新寿命使用记录。 5.5 数据完整性 EMS的完整性同设

14、备识别和处理错误输入数据的能力以及可靠完成寿命计算的能力相关，应重点考虑数据的质量。设计时应考虑以下关键方面： a) 系统硬件的确认； b) 输入数据的确认； c) 系统软件的确认。 可采用以下校验方法，通过识别和拒绝错误输入数据来校验信号的完整性： a) 超量程； b) 变化率； c) 参数相互关系； d) 传感器漂移。 在前一次飞行中，当EMS从传感器上接收到错误数据后，应向维修人员标注这些错误数据。相关信息通常可通过EMS的自测试设备（BIT）显示。EMS应具有强大的BIT能力，确保在限定的范围内运行计算程序。一旦EMS故障，应能识别受影响的模块或插件，并考 虑到该故障对已记录的数据产生

15、的影响。此外，对于已经消耗但没有记录的循环数，应根据简单算法或“最坏情况”完成人工输入，确保部件不会出现超过记录的寿命消耗。 5.6 其他因素 5.6.1 自动油门 发动机高转速下改变转速较低转速下改变转速会产生更大的应力变化，造成更大的损伤。而在巡航阶段采用自动油门通常只产生较小的转速变化，因此这一阶段对关键部件的寿命损耗不会产生太大影响。 5.6.2 反推力装置 采用反推对部件寿命会产生一些有害影响，但是大多数关键部件的寿命消耗主要发生在起飞(最大扭矩)和爬升阶段。一些飞行剖面监控系统将起飞、爬升和反推阶段的转速提取出来，然后利用地面站MHMH/T 60892012 7 程序从这些数据中确

16、定相应的寿命使用。 大量飞行数据分析表明反推阶段经历的转速大都可以并入寿命使用系统，不必独立监控。 5.6.3 进一步改进部件寿命预估的领域 商用飞机遵循相对规则的飞行模式(起飞、爬升、巡航、下降、进场、着陆、反推、滑行)，并且具有很强的重复性，可以采用对飞行剖面进行加权平均处理的方法预测寿命。 对于商业运营，飞行计划系统在不影响安全的情况下，可以更加充分挖掘部件寿命，这需要将影响寿命使用的所有因素纳入到设计者的算法中。例如，发动机每次承受的起飞严苛程度都将换算为发动机内部不同部件总寿命的百分比。换算过程将考虑外部环境，可以精确计算“非额定”状态的总数，并精确分配到部件寿命上。同样，整个飞行剖

17、面中的部件使用的严苛程度也将被不断监控、记录并累计到部件的“寿命计量器”上。机载系统可以输入新更换部件的寿命以及读取被拆除部件的寿命。 6 方法确认 6.1 确认步骤 在飞行中引入发动机寿命使用监控系统前，应对该技术所采用的方法进行确认。确认步骤包括： a) 确认寿命使用监控的算法(见 6.2)； b) 确认寿命使用监控系统(见 6.3)。 6.2 算法确认 一个完全合格的寿命使用算法通常需要大量的运行经验来形成强大的数据库， 从而建立精确的关系式。可通过加速模拟飞行任务持久试验 (ASMET)、持久试验等适航取证试验获得算法确认的原始信息。 应定义一个ASMET工作循环需要作深入的飞行记录调

18、查，并对训练和执行任务的飞行员进行访问，以确定特定飞机的飞行剖面数目，这取决于飞机是新型的或现有型号。 现役飞机可以用来获得特定的飞行剖面。分析这些数据可以提供以下信息：每个参数不同等级间变化的频率、油门杆初始和最终位置矩阵、不同油门杆位置、海拔和空速下的估算时间。 与以前的发动机规范中规定的持久试验循环进行比较，实际飞行循环具有明显的差异。例如高功率或慢车状态的驻留时间发生改变，或者每飞行小时有更多的循环变化。定期将实际飞行剖面与初始工作循环进行比较有助于监控使用中的变化，对循环安全寿命进行调整。 6.3 系统确认 发动机制造商应力分析人员通常利用模拟或试验数据，在计算机上编制出使用寿命算法

19、。为了使不同设备间的差异保持在可接受的误差范围内，机载 EMS 算法应尽可能与原始算法保持一致。 进行比较试验程序经常涉及使用数据记录，以在整体上对算法的所有方面进行应用。如果最终的使用寿命结果达到期望值，即使是好的指示器（表明软件符合规格），也不能简单地接受。为了使记录的数据更加完整，每次计算后比较推导出的应力值和其他关键参数，可以获得更完整的关系。 6.4 校验 通过方法确认使EMS具备寿命使用监控的资格。 将计算的部件寿命使用与实际物理环境相关联，然后对EMS软件算法的执行情况进行校验，从而实现方法确认。 7 部件寿命使用管理 MH/T 60892012 8 7.1 管理决策 7.1.1

20、 对发动机各级维修均应实施以发动机寿命使用和剩余寿命为基础的管理决策。典型的维修等级为： a) 航线在翼(管理(O)级别维修)； b) 发动机车间(中级(I)维修)； c) 大修中心(大修厂级维修)； d) 返厂维修(也可能不作为维修的一部分，或并入 c)项)。 7.1.2 在外场发动机车间，与发动机部件寿命使用相关的决策一般参考飞行中或转录到地面站所采集到的时间、温度和循环等数据，以实际的使用数据更新部件原有的寿命记录。更新结果为发动机车间工作人员提供可用部件名称及每个部件的剩余寿命。 7.1.3 如果航线上或发动机车间不能隔离故障，或修理工作已超出航线或车间的维修能力，或技术指令根据低剩余

21、寿命明确要求返修，应将发动机或单元体送到维修基地或大修厂修理。在这一级维修中，应根据历史数据、更换原因及发动机或单元体的记录来制定维修决策。发动机车间或大修中心不能修理的部件应发送到制造厂或其指定维修商进行修理或报废。此外，在制定该等级维修计划时，应考虑机队的平均状况。 7.1.4 发动机制造商也应关注发动机的历史运行状况和使用数据，以此改进在役发动机的维修保障，并评估发动机可靠性及维修性等，从而改进发动机设计。依据采集并输入到地面站数据库中的循环和时间数据，可对原部件的寿命使用进行分析，或对其寿命重新进行评估。通过分析发动机的更换信息和故障统计，还可确定库存备件的需求以及在各工作位置的分布状

22、况。 7.2 数据采集 应在飞行中记录数据，每天将数据下载，上传到地面站系统。地面站系统对数据进行趋势分析处理并协助进行故障诊断，同时对寿命使用信息进行分析。数据下载与处理之间的时间应尽量缩短，以便高效地从这些数据中获得最有效的信息，且有利于发动机运行记录的准确性以及及时更新。 7.3 数据库管理系统 7.3.1 数据库管理系统是对反馈信息记录并保存，通过对数据的管理来制定计划、执行计划，并与维修过程相结合的设计系统。根据读取的寿命使用数据，结合发动机性能的历史数据、维修数据和机队的平均水平信息，为以下事项提供依据： a) 全机群寿命使用监控； b) 确定发动机下一次翻修计划； c) 视情维修

23、保障(OCM)，包括计划安排、机会维修及更换预估； d) 备件供应及产品支援； e) 将维修历史同飞行剖面、寿命使用运行环境相关联。 7.3.2 所有系统软件应能处理各类监控系统的信息输入，并具有通用的数据处理、数据库结构及数据管理逻辑。软件设计应避免仅针对特定的应用硬件，主要建立管理发动机、单元体及其部件的逻辑。数据结构设计应能快速有效地实现数据传递，并实时检索更新的信息。 7.3.3 为确保数据的准确性和数据库的完整性，应对数据库进行维护。宜每天对数据库进行备份。对于超出存储期限的数据应刻盘存档。数据库中应保存原始的使用数据记录。 7.3.4 系统应能适应寿命极限值和其他参数的变化，并在不

24、必修改软件程序的条件下就能够支持新型或改型的部件。此外，软、硬件都应考虑构型管理要求。在系统中应能方便地改变关联系数。 7.4 数据检索和分析 MHMH/T 60892012 9 为了方便进行部件寿命管理，应制定快速、及时且易于操作的数据检索方法。通过构造系统的在线查询功能，建立友好的用户界面，且应具有自动生成报告功能的查询结构。 系统应能识别并予以解决数据中断的缺陷。为了避免记录失真的数据，系统应有一套合理的数据自我修复或维护的准则。 7.5 硬件特征 为了将信息在适当的时间以合适的格式提供给管理者，协助其进行决策，应按照低成本高收益的原则进行硬件结构设计和开发。操作系统应具备多用户、实时运

25、算及人机对话的显示功能。宜采用标准化的软件、硬件和结构，以降低成本、易于复制且便于维护。 宜使用可支持多用户、可用于发动机管理的计算机处理器。硬件结构应满足数据库的存取、转换和显示要求。终端设备应提供显示功能，且与计算机处理器和数据采集设备之间有合适的接口。 7.6 信息接口 7.6.1 发动机部件管理系统的在线显示可以是绘图、列表或二者结合。绘图软件应能绘制曲线图、直方图和统计图。数据应能以多种格式进行输出，以满足特定的用途。 7.6.2 数据管理系统应配套终端显示、打印机及其他硬件接口。 7.6.3 终端设备的设计应满足以下要求： 能输入和处理数据； 能以表格或曲线的方式显示数据； 能在采集单元、集中存储地址和分时运行单元之间进行数据传递。 7.6.4 终端设备应便于发动机车间、维修基地、制造部门和主管部门操作，且应安装在方便使用的位置。 _