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四、航空发动机低循环疲劳试车发动机低循环疲劳试车是对发动机寿命进行考核的实验。它的要求适用于发动机的所有零件，包括气动、机械负荷和热负荷共同的循环效应。低循环疲劳试车的要求：①低循环疲劳试车按照通用规范要求发动机至少进行一个首翻或翻修间隔寿命期的低循环疲劳持久试车，以保证发动机一次使用寿命期的可靠工作。作为研究考核发动机的低循环寿命方法，可试到需要的循环次数②在试车前，应该调整发动机燃油供油规律，以获得起动、再起动、加速时接近或等于最大允许的起动加速温度；调整减速时的供油规律，以提供最大的热冲击。③用一个固定的的出气口模拟飞机引气，以提供最大允许的引气量。④当试车时，在发动机上不装飞机附件和不能模拟飞机功率提取时，相应的飞机附件和飞机功率分出安装座应加载，以提供最大连续载荷。⑤具体循环工作状态和循环方式，应该按照使用中的循环方式和可能出现的恶劣负荷条件进行。⑥对所有维修和更换件进行记录。⑦在寿命试车中，已超过一个寿命期损伤的零件可换件和修理。⑧试车结束后，分解发动机并且检查零件有无裂纹，各尺寸应保持在允许的极限值内。五、1：1寿命期持久试车①概念：按照模拟实际飞行任务全过程综合出发动机工作循环，运转规定的次数，使总的有效运转时间和工作循环次数都达到发动机规定的持久试车，称为1：1寿命期持久试车。②特点：保证发动机的寿命期内规定的高应力高温度状态下工作时间，循环次数和其他状态的工作时间，达到过接近实际使用过程。六、加速任务试车①概念：为了删除1：1试车中的小损伤或无损伤状态，将这种状态转换成大功率高负荷状态，使发动机达到与一个寿命期实际使用相当的损伤程度，这种试车称为加速任务试车。②特点：以寿命损伤等效为原则，提高持久试车循环苛刻性，缩短试车任务。发动机规定的使用寿命和加速任务试车达到相同寿命损伤有效运转小时数之比称为加速系数。1.概述加速任务试车主要用于新型研制定型过程及批发生产发动机寿命定期抽检。2.制定加速任务试车循环条件①充分的型号强度与寿命研究分析资料、包括关健零部件承受的各种载荷因素、寿命损伤、运转时间关系研究结果。②材料(或零件)不同温度下的强度试验和分析资料，蠕变和疲劳特性数据。③详实的发动机各种实际使用飞行任务剖面的研究资料及统计、分析、综合的结果。④损伤检测技术。3.加速模拟原则①不同发动机使用状态工作特征，主要载荷因素及加速模拟原则见表3—2l。②按持久强度寿命损伤等效为原则将非大功率状态运转时间换算到大功率运转时间的常用方法如下。③规定以标准循环数和使用小时数计寿命的发动机尚需补充进行的换算工作。④两种在使用中或持久试车中，将发动机工作剖面中的次循环转换为标准循环的实用处理方法：七、发动机稳定工作裕度检查1.双转子发动机稳定工作裕度检查1)试验的基本方法在试车性能合格的发动机上测定各换算转速下共同工作点参数(转速、空气流量、压比)，然后改装和调整发动机后，在规定的换算转速下，将逼喘介质(水或空气)灌入燃烧室规定部位，逐步逼高压气机工作点，直至压气机进入喘振，以此确定该换算转速下的喘点和喘振裕度。3)试验设备(1)逼喘介质供给系统无论是喷水还是灌注高压空气，介质的喷注参数(压力、温度、流量)必须符合逼喘要求，并且操纵灵敏可靠，特别应注意供给阀门应能尽可小的微调，并应能在逼喘时快速切断喷注，必要时可与发动机油门杆退喘行程设定角度联锁，如图3-2所示。(2)测试设备配备满足逼喘过程需要的数据采集和处理系统，其精度和响应速度必须符合发动机规范和本试验要求。测点布局，进喘点的判据及受感部承受喘振的强度储备，须吸取已有的经验加以确定，推荐采用稳态和动态参数两套测点临近安装，以便进行动态数据交叉校准，在试验允许时，可以用压气机出口静压代替总压，作为稳定裕度的检查参数。（3）当在高转速时实现逼喘时，由于逼喘介质的大量供给，发动机需要燃油供给量大大增加，应考虑增设燃油补给系统。4.试验程序（1）将改装发动机安装到试车台上（2）连接喷住逼喘介质的供给管路与测试设备。固定推力系统活动架，避免喘振时发生损坏（3）在规定的试验状态换算转速，测定规定的数据。在高转速试验时，发动机涡轮后温度可能超过允许值，这时适当供给逼喘介质，再增加转速。(4)接通逼喘介质供给装置，逐步增加介质供给量，直至高压压气机出口静压开始上升。按规定的压力增加步长，逼进，并注意保持转速，进行数据采集，直至发动机喘振为止，为准确地获得喘点参数，在初步取得喘点数据后。再次在同一点试验，当接近喘点时，压力升高的步长应尽可能小。(5)发动机刚一进喘。应立即(人工或自动)将发动机油门收至设定的切断逼喘介质供给位置以下，联锁电门将把介质供应切断。发动机逐步进入停车后，应起动和运转发动机。(6)改变发动机至另一规定状态，重复3～5步，直至完成试验任务规定的全部工作点对应喘点的测定。(7)为了测定双转子发动机不同转速比条件下压气机稳定工作边界，涡轮导向器面积不可调时，可通过喷口面积的改变来改变转速比，重复3～6步，应当注意到双转子发动机在一般接近共同工作的n2/nl条件下；逼喘结果多数是高压进入喘振，当适当的匹配导向器面积并放大喷口，减少n2/nI值，偏离共同工作点较大时，可以出现低压喘振，低压喘振时会有比高压喘振更大的噪声和振动，同时发动机进口会冒出强烈的火苗，必须立即停车5)试车数据处理(1)喘振裕度按下述公式计算压气机的喘振裕度：(2)绘制双转子发动机压气机稳定工作边界检验线图3—4所示的检验线，是以高压压气机出口临喘点端壁静压与发动机进口空气流量的比值为纵坐标，以高低压转子转速比为横坐标绘制魄曲线。在每一个试验状态（n2hs=常值)，可以作出一条线。由试验结果绘制的检验线如果高于作为最低标准给出的检验线，认为该状态的稳定工作裕度合格，否则不合格。2．单转子发动机稳定工作裕度验查单转子发动机采用收小喷口的方法原则上都可以实现逼喘，当收小喘口后发动机温度超过允许值时也可以采用象双转子发动机一样进行喷水逼喘的方法。压气机采用中间级放气的单转子发动机，在关闭放气带的条件下降低转速则可以实现喘振检查，由于喘振转速的大小与稳定工作裕度一般存在有单调变化关系，即喘振转速高时工作裕度小，喘振转速低对应的工作裕度大，所以成批生产的发动机只要控制喘振转速在一定的范围，就可以保证发动机的稳定工作裕度。八、发动机进口空气加温试车在地面试车台，仅模拟高速飞行时发动机进口空气、燃油温度和滑油温度而不模拟其它条件的试车称为进口空气加温试车，其目的是验证发动机及附件在模拟条件下各规定状态循环运转的可靠性。该试验属于早期发动机持久试车的一部分。1.试验要求（1）试车前发动机检查对巳完成了规定常温持久试车阶段运转的发动机，履行规定的外观检查(进口、管路，附件、电缆、热端部件状况、低压涡轮径向间隙等)。2)试车阶段前预试验测定规定进气温度下的涡轮前温度。测定规定的进气温度变化历程中发动机的参数。以确认在进气加温条件下发动机控制系统的工作，包括试验中要验证的限制功能(如发动机高压转子转速、排气温度、燃油流量等)符合规定。3)以规定的状态变换和进气加温过程，操纵发动机及加温(包括进气和燃油)设备协调地进入或退出试验规定的进气加温阶段运转。2．试验设备1)进气加温设备以符合试验要求的进气加温、渗混及发动机进口温度场控制和测试的设备，作为本试验的进气加温设备。其操纵和响应性应符合要求。2)进口燃油加温设备和滑油冷却设备应满足规定的技术要求。3．测试要求进气加温试验属于持久试车的一部分，但不考核发动机性能(推力和耗油率)，除常温试车台面监视参数外，增加进气温场、压气机后压力、发动机进口燃油温度、发动机出口滑油温度以及用于验证控制系统限器功能的规定参数。航空发动机的发展潜力传统的航空发动机技术虽然还在不停地改进提高之中，但受到原理和材料工艺上的限制，已经逐渐逼近了性能发展的极限。目前虽然涌现出一些新型航空发动机技术，但仍然没有走出依靠压力膨胀过程来实现热功转换的思路。航空发动机经历了两个大的历史阶段，第一阶段就是在1950年以前，主要是活塞发动机的使用。第二阶段在二次世界大战以后，涡轮发动机迅猛发展，一直占据着霸主地位，它有很多的变种，如涡扇发动机、涡桨发动机、涡轴发动机等，但其核心技术都是压气机－涡轮组合，即燃气轮机。很早就有人提出，涡轮发动机过了巅峰期以后有没有后续机种。为什么会提出这个问题呢？因为人类所发明的热机到目前为止，绝大多数都是依靠压力膨胀过程来实现热功转换的，活塞发动机、涡轮发动机都是如此。而要提高涡轮发动机的性能主要有两条途径，一个是提高压比，另一个是提高涡轮前温度，这是它的工作原理决定的。但提高压比、提高涡轮前温度是有一定限制的，设想压比达到40左右，压气机的转速会很大；同时压比提高，叶片的强度也成问题。所以无论从压比还是从温度来说，涡轮发动机基本上快要接近其性能极限了。当然，所有发动机在其发展的历程中，性能都有从低到高的发展过程。但如果原理上不出现重大变化的话，就不会有本质的改变。如涡轮发动机压气机本身的效率，四十年前是81%～82%，而今天，最好的压气机的效率是86%～87%。可以看出，大约每十年只提高1%多一点。人们不得不考虑未来航空发动机的出路问题。