圖 " "%&戰(zhàn)斗機(jī)和民用發(fā)動(dòng)機(jī)的典型循環(huán) &圖 " "’& ( ")和 ( ")飛機(jī)采集的載荷譜線 直升機(jī)、艦載或岸基戰(zhàn)斗機(jī)和攻擊機(jī)受到近海環(huán)境的影響，產(chǎn)生冷腐蝕，使壓氣機(jī)工作葉片和靜葉片表面銹蝕、腐蝕和產(chǎn)生凹坑，造成應(yīng)力集中，加速疲勞斷裂。
"熱腐蝕是由于高溫產(chǎn)生的，并取決于基體金屬成分、周圍大氣成分、各種氣體、各種鹽類或鍍層金屬以及溫度和暴露時(shí)間。熱腐蝕的主要形式是硫化、滲碳和脫碳。熱腐蝕影響飛機(jī)、直升機(jī)和艦船發(fā)動(dòng)機(jī)。硫化是金屬和合金表面上沉積有 *+ -.%為主要成分的鹽時(shí)發(fā)生的熱腐蝕。其特點(diǎn)是在含有硫化物沉淀物的合金區(qū)上通常存在,著與基體金屬?zèng)]有結(jié)合力的氧化物氧化皮。若發(fā)動(dòng)機(jī)吸人海鹽或燃油中含有海鹽都會(huì)發(fā)生硫化腐蝕，造成氧化加速，氧化皮成片剝落。鈉的主要來源是海鹽粒被吸入發(fā)動(dòng)機(jī)，而燃油中含有硫。在有硫的氧化物、水蒸氣，和空氣的情況下，氯化鈉可轉(zhuǎn)變成硫酸鈉，因?yàn)?*+ -.%是一種比較穩(wěn)定的鹽，所以只要發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入了任何含有鈉的物質(zhì)，都不可避免地要產(chǎn)生,*+ ,-.%。在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)中，沿海使用環(huán)境下，腐蝕一般是大面積的硫蝕。
二、發(fā)動(dòng)機(jī)飛行載荷譜
載荷譜是研究發(fā)動(dòng)機(jī)性能、耐久性、貫徹結(jié)構(gòu)完整性大綱中必須獲得的關(guān)鍵數(shù)據(jù)。研究航空發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際使用的載荷譜，確定主要部件承受的載荷及其應(yīng)力的時(shí)間歷程，對提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)壽命具有極其重要意義。
，載荷譜與壽命（）載荷譜的定義載荷譜是指發(fā)動(dòng)機(jī)在工作中承受的載荷一時(shí)間特性。或者說，決定發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)功率的諸參數(shù)隨時(shí)間的變化圖譜即是飛行載荷譜。 •’,•
由于作用在發(fā)動(dòng)機(jī)上的載荷情況主要取決于實(shí)際使用任務(wù)和使用條件，因此，發(fā)動(dòng)機(jī)飛行載荷譜，就是根據(jù)實(shí)際使用任務(wù)和使用條件按統(tǒng)計(jì)規(guī)律制定的載荷作用的方案。
航空發(fā)動(dòng)機(jī)受有內(nèi)外氣動(dòng)熱力載荷、機(jī)械載荷和振動(dòng)載荷。內(nèi)載荷譜通常是發(fā)動(dòng)機(jī)功率狀態(tài)的函數(shù)，這種載荷又稱功率譜。外載荷譜是飛行條件和飛行狀態(tài)的函數(shù)，外載荷譜又稱為飛行慣性過載譜。
外氣動(dòng)載荷主要是發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的壓力分布。內(nèi)氣動(dòng)載荷包括發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部的逐級(jí)壓力、推力和扭矩載荷以及穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)的溫度分布。結(jié)構(gòu)靜載荷包括轉(zhuǎn)子離心力和飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)對發(fā)動(dòng)機(jī)造成的慣性力，如各向過載和陀螺力矩。結(jié)構(gòu)動(dòng)載荷指氣流激起喘振，葉片顫振、盤、軸、葉片、機(jī)匣和導(dǎo)管等振動(dòng)。低循環(huán)載荷是指發(fā)動(dòng)機(jī)使用工作循環(huán)時(shí)構(gòu)件造成的大應(yīng)力疲勞載荷。高溫蠕變載荷是指高溫渦輪葉片、渦輪盤在高溫和高離心拉伸應(yīng)力持續(xù)作用下的組合負(fù)載。
發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行載荷隨發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)（慢車、中等功率、額定、最大和加力）和過渡過程狀態(tài)的改變、飛行條件的變化（地區(qū)、季節(jié)、飛行高度和速度）、飛機(jī)機(jī)動(dòng)狀態(tài)的變化、飛機(jī)執(zhí)行任務(wù)的改變、飛行員駕駛技術(shù)水平差異、油門桿操作程度不同等而變化，載荷實(shí)際是一連續(xù)變化過程。
按數(shù)理統(tǒng)計(jì)方法，發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際承受載荷是上述諸變化參數(shù)的一個(gè)隨機(jī)變量。若取該隨機(jī)變量的平均值 （ ）表示時(shí)，則為 （）" % & ’%’ & . & (%(式中) %，%’，.，%( —
—各個(gè)樣本出現(xiàn)的頻率； ，’，.，( —
—各個(gè)樣本的載荷值。
由于發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，影響發(fā)動(dòng)機(jī)壽命的因素并非單一、任務(wù)種類很多。功率狀態(tài)經(jīng)常變化，子樣變異性就很大。加上各部隊(duì)使用不同和訓(xùn)練素質(zhì)差異，因此，只有在同類型任務(wù)狀態(tài)下，實(shí)測發(fā)動(dòng)機(jī)各參數(shù)，才能作為取母體的一個(gè)樣本進(jìn)行分析。特別對于殲擊機(jī)，訓(xùn)練內(nèi)容和飛行科目多，樣本很多，必須將同類載荷合并，然后找出典型代表科目進(jìn)行分析，以確定主要決定壽命的載荷和循環(huán)。
航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為一種推進(jìn)系統(tǒng)，其輸出功率隨時(shí)間變化構(gòu)成了動(dòng)力機(jī)械的載荷譜。航空發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)功率戶為：
*"｛+,-./ 0.1（*/ 0*3）｝
［（&%）］& 2/.1式中) +,-—
—空氣流量，45 6 7； %———油氣比； —
—尾噴口燃?xì)馀懦鏊俣龋?67；
./ ,
.8 —
—飛行速度，, 6 7；
’
2/ ——發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口面積，
—, ；
*/
—
—尾噴口排氣壓力，9-；
*3
———高度 66時(shí)大氣壓力，9-。 .1、*3 —
—飛行狀態(tài)參數(shù)及環(huán)境溫度的函數(shù)；+ ,-———發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速 (、進(jìn)口總靜壓差的函數(shù)； ./ —
—壓氣機(jī)增壓比、供油量、燃燒室效率和壓力損失系數(shù)的函數(shù)。
•;:•
航空發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)功率不僅是油壓函數(shù)，而且是飛行狀態(tài)和環(huán)境參數(shù)的函數(shù)。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)功率參數(shù)隨時(shí)間的變化圖譜被稱為飛行載荷譜，由于這些參數(shù)反映了發(fā)動(dòng)機(jī)使用條件，因而亦稱發(fā)動(dòng)機(jī)使用任務(wù)譜。
（）飛行載荷譜是決定發(fā)動(dòng)機(jī)壽命的前提現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)壽命，不僅是簡單地定義為發(fā)動(dòng)機(jī)總運(yùn)轉(zhuǎn)的小時(shí)數(shù)，而且還應(yīng)規(guī)定總循環(huán)次數(shù)。飛行載荷譜是確定發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命的基本條件。圖 " %示出發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性分析計(jì)劃，可以看出載荷要素是決定壽命的關(guān)鍵因素。
圖 " &%’發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性 ()*+,分析計(jì)劃框圖
-世紀(jì) .-年代， /0--發(fā)動(dòng)機(jī)在 / &%飛機(jī)使用中出現(xiàn)了耐久性問題。其原因是實(shí)際功率循環(huán)超過設(shè)計(jì)循環(huán) 12，熱循環(huán)時(shí)間累積比設(shè)計(jì)循環(huán)低 &2，加力燃燒室的實(shí)際使用循環(huán)超過設(shè)計(jì)循環(huán)達(dá) 3312。這說明原來根據(jù)使用任務(wù)要求和設(shè)計(jì)資料推算的發(fā)動(dòng)機(jī)工作循環(huán)未能真實(shí)反映實(shí)際使用。
實(shí)際表明，限制發(fā)動(dòng)機(jī)零部件壽命的主要故障是低循環(huán)疲勞、熱疲勞、應(yīng)力斷裂、蠕變和腐蝕等。低循環(huán)疲勞影響發(fā)動(dòng)機(jī)的很多主要限壽部件，諸如風(fēng)扇盤、壓氣機(jī)盤、渦輪盤和機(jī)匣、渦輪靜子、燃燒室機(jī)匣、火焰筒、加力燃燒室和導(dǎo)管等。蠕變和熱疲勞影響渦輪葉片導(dǎo)向器和燃燒室等。顫振與蠕變影響風(fēng)扇葉片、壓氣機(jī)葉片。應(yīng)力斷裂影響渦輪葉片和葉盤。
低循環(huán)頻率一般小于 -43-周 5 607，一個(gè)飛行起落大約在 -8% 48%9，而載荷所引起的應(yīng)力—應(yīng)變幅值則很大，最大應(yīng)變超過屈服應(yīng)變，甚至局部應(yīng)力集中超過屈服極限。在航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)中，模擬使用的載荷循環(huán)有兩種典型循環(huán)：
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