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摘 要：航空发动机是我国航空制造非常重要的一部分，作为航空运输的动力和源头发动机单机状态寿命控制能够提高整体构造的安全性。下面文章就对航空发动机单机技术状态寿命控制展开探讨。
关键词：发动机;单机技术;技术状态;寿命控制
1引言
在航空发动机技术上，国外的技术封锁，更是阻碍了我国航空飞机的发展步伐。但是，越是封锁就越需要突破，我国多位科学家通过多年研究，从无到有，成功制作出属于我国的航空发动机。不过，取得成就并不意味着停下发展步伐，仍要不断提高飞机发动机的耐久性、可靠性，进一步提高中国在世界上的地位。
2cfm56-7B发动机应用现状
一是该型发动机自设计定型以来，初期使用过程中逐渐暴露了多项设计和制造缺陷，在使用中逐步改进设计，不同批次的发动机技术状态变化较大。据统计，目前该型发动机已贯彻的技术状态、通知通报、技术更改、技术决定等文件数量庞大，单台技术状态更为复杂。二是质量控制点识别仍需不断动态改进。工厂修理该型发动机时间较短，且其结构仍在不断改进，质量控制点也在随之变动更新。因此，对该型发动机质量控制点的识别还需进行补充、改进和固化。以往适用于发动机技术状态控制的方法与前苏联维修“操作者-检验者”的质量管控手段在实践中已不能很好地适应该型发动机的质量管控，无法有效解决技术状态复杂、单台差异大和质量控制点识别不完善等问题。
3航空发动机单机技术状态寿命控制的影响因素
航空发动机使用寿命控制，一直沿用发动机工作小时为寿命单的机群定时翻修寿命管理体系，即同类发动机均以统一的工作小时为限作为控制寿命的标准。它存在以下弊端：一是发动机工作小时数并不能真实反映发动机寿命消耗的本质。实际上，发动机寿命消耗主要取决于发动机在大负荷状态下的工作时间和工作循环（油门杆动作），即取决于发动机的实际用法;二是发动机个体之间在载荷强度上存在较大的使用差异，若按统一的小时寿命进行翻修管理，则使用负荷较小的发动机的继续使用潜力将被浪费，导致经济上高额付出，而使用载荷较大的发动机则易发生飞行安全事故[1]。
4航空发动机单机技术状态寿命控制应用
4.1完善飞机发动机的设计
在发动机设计中，结构的精确协调，能够保障发动机的耐久性与可靠性。飞机发动机主要包含五个部分：进气道，燃烧室，压力机，涡轮，尾喷管，在发动机的结构设计中，设计人应依照飞机的具体需求，合理设置上述五个部分，保障发动机各部分和谐统一的同时，尽可能降低发动机重量，减小发动机尺寸，以此降低发动机的能耗，减小发动机的部件负担，提高发动机的耐久性。在发动机设计中，科学分配荷载与应力，是设计重点。在飞机发动机运行阶段，发动机会释放大量热能、动能，若设计者忽视了负荷应力的分化，极易导致发动机的局部温度超过发动机承受范围，影响发动机的寿命与质量。對此，计算发动机的承受能力、发动机所释放的热量与动能大小，对发动机的负荷应合理分配，全面保障发动机的正常运行。另外，在发动机设计中，相关人员也应将转子卡顿、叶片分离等特殊情况考虑其中，对内部符合的压力制定应急分化策略，保障发动机在故障状态下也能正常运转，提高飞机的安全性。
4.2合理选择发动机材料
由于复合材料具有质量轻、较高的比强度和比模量、较好的延展性、抗腐蚀、隔热、隔音、减振、耐高（低）温、耐烧蚀、透电磁波，吸波隐蔽性、可设计性、制备的灵活性等特点，所以是制造飞机、火箭等航空航天飞行器的理想材料。比如：和树脂基复合材料相比，金属基复合材料具有良好的韧性，不吸潮，能够耐比较高的温度。碳化硅纤维增强钛合金基体复合材料可用来制造压气机叶片。碳纤维或氧化铝纤维增强镁或镁合金基体复合材料可用来制造涡轮风扇叶片，镍铬铝铱纤维增强镍基合金基体复合材料可用来制造涡轮及压气机用的密封元件。金属基复合材料中，作为无机增强纤维的SIC等材料对刀具的磨损较大，同时增强纤维和基体金属之间容易发生反应而产生脆性相。因此需要在加工的过程中减小切削力，这就要求刀具的锋利程度和耐磨性更高。
4.3单机技术状态控制
为解决该型发动机维修个体差异大、故障多样、技术状态复杂等问题，实行“以故检为中心”的修理模式，建立了“发动机故检中心”和“单元体故检中心”，由系统工程师带头，对发动机进行全面故检和技术状态识别，确认需要贯彻控制的项目，制定单机技术档案，根据故检情况制定发动机差异化个体修理方案。为使单机技术状态控制全面有效落地，按照“部件保证、整体评估、前置控制、层层把关、规范管理、持续改进”的原则开展放行管理，技术人员对每台发动机部件的故检情况以及主要故障修复情况进行确认，确保修理工作满足要求后再签字放行;检验人员在产品移交到下个工序前，组织操作人员对产品进行再次确认并填写项目检查卡，产品方可交付传装、总装工序。在产品装配前后、总体装配前后、油封装箱之前等关键工序设置关口，由指定人员把关确认，尽早发现和杜绝问题，尽可能降低质量成本[2]。
4.4保障发动机各部件的质量
在发动机设计中，零部件作为构成发动机的根本，其质量直接影响着整个发动机的可靠性。古语有云，牵一发而动全身，放在发动机上依然适用。对此，工作人员应重视发动机的零部件设计与制造，即使是微小、用处看似不大的零部件，也应保障其尺寸标准精良、与设计相符，保障每个零部件的质量，提高发动机的整体质量。据悉，在发动机运行中，17%的故障来自于加工制造过程，43%的故障来自于结构设计过程，25.1%的故障来自于加工过程。对此，在航空发动机制造中，保障发动机零部件的高质量，对提高发动机的耐久与可靠性，非常重要。
5 结语
综上所述，单机技术状态控制及放行管理解决了技术状态复杂和质量控制点识别不全面的问题，在确保发动机修理交付产品的技术状态统一达标、不遗漏通知通报的同时，提升了产品质量，降低了错漏装等故障率，压缩了修理周期，初步取得了一定成果，能够有助于我国航空发动机整体运行水平的提高。
参考文献
[1] 梁艳勤.民机复合材料结构修理容限与修理后适航符合性验证研究[D].上海：上海交通大学，2017.
[2] 王远达，梁水胜，王宏伟.飞机结构的耐久性与损伤容限设计[J].飞机设计，2015（1）：37-43.
关键词：发动机;单机技术;技术状态;寿命控制
1引言
在航空发动机技术上，国外的技术封锁，更是阻碍了我国航空飞机的发展步伐。但是，越是封锁就越需要突破，我国多位科学家通过多年研究，从无到有，成功制作出属于我国的航空发动机。不过，取得成就并不意味着停下发展步伐，仍要不断提高飞机发动机的耐久性、可靠性，进一步提高中国在世界上的地位。
2cfm56-7B发动机应用现状
一是该型发动机自设计定型以来，初期使用过程中逐渐暴露了多项设计和制造缺陷，在使用中逐步改进设计，不同批次的发动机技术状态变化较大。据统计，目前该型发动机已贯彻的技术状态、通知通报、技术更改、技术决定等文件数量庞大，单台技术状态更为复杂。二是质量控制点识别仍需不断动态改进。工厂修理该型发动机时间较短，且其结构仍在不断改进，质量控制点也在随之变动更新。因此，对该型发动机质量控制点的识别还需进行补充、改进和固化。以往适用于发动机技术状态控制的方法与前苏联维修“操作者-检验者”的质量管控手段在实践中已不能很好地适应该型发动机的质量管控，无法有效解决技术状态复杂、单台差异大和质量控制点识别不完善等问题。
3航空发动机单机技术状态寿命控制的影响因素
航空发动机使用寿命控制，一直沿用发动机工作小时为寿命单的机群定时翻修寿命管理体系，即同类发动机均以统一的工作小时为限作为控制寿命的标准。它存在以下弊端：一是发动机工作小时数并不能真实反映发动机寿命消耗的本质。实际上，发动机寿命消耗主要取决于发动机在大负荷状态下的工作时间和工作循环（油门杆动作），即取决于发动机的实际用法;二是发动机个体之间在载荷强度上存在较大的使用差异，若按统一的小时寿命进行翻修管理，则使用负荷较小的发动机的继续使用潜力将被浪费，导致经济上高额付出，而使用载荷较大的发动机则易发生飞行安全事故[1]。
4航空发动机单机技术状态寿命控制应用
4.1完善飞机发动机的设计
在发动机设计中，结构的精确协调，能够保障发动机的耐久性与可靠性。飞机发动机主要包含五个部分：进气道，燃烧室，压力机，涡轮，尾喷管，在发动机的结构设计中，设计人应依照飞机的具体需求，合理设置上述五个部分，保障发动机各部分和谐统一的同时，尽可能降低发动机重量，减小发动机尺寸，以此降低发动机的能耗，减小发动机的部件负担，提高发动机的耐久性。在发动机设计中，科学分配荷载与应力，是设计重点。在飞机发动机运行阶段，发动机会释放大量热能、动能，若设计者忽视了负荷应力的分化，极易导致发动机的局部温度超过发动机承受范围，影响发动机的寿命与质量。對此，计算发动机的承受能力、发动机所释放的热量与动能大小，对发动机的负荷应合理分配，全面保障发动机的正常运行。另外，在发动机设计中，相关人员也应将转子卡顿、叶片分离等特殊情况考虑其中，对内部符合的压力制定应急分化策略，保障发动机在故障状态下也能正常运转，提高飞机的安全性。
4.2合理选择发动机材料
由于复合材料具有质量轻、较高的比强度和比模量、较好的延展性、抗腐蚀、隔热、隔音、减振、耐高（低）温、耐烧蚀、透电磁波，吸波隐蔽性、可设计性、制备的灵活性等特点，所以是制造飞机、火箭等航空航天飞行器的理想材料。比如：和树脂基复合材料相比，金属基复合材料具有良好的韧性，不吸潮，能够耐比较高的温度。碳化硅纤维增强钛合金基体复合材料可用来制造压气机叶片。碳纤维或氧化铝纤维增强镁或镁合金基体复合材料可用来制造涡轮风扇叶片，镍铬铝铱纤维增强镍基合金基体复合材料可用来制造涡轮及压气机用的密封元件。金属基复合材料中，作为无机增强纤维的SIC等材料对刀具的磨损较大，同时增强纤维和基体金属之间容易发生反应而产生脆性相。因此需要在加工的过程中减小切削力，这就要求刀具的锋利程度和耐磨性更高。
4.3单机技术状态控制
为解决该型发动机维修个体差异大、故障多样、技术状态复杂等问题，实行“以故检为中心”的修理模式，建立了“发动机故检中心”和“单元体故检中心”，由系统工程师带头，对发动机进行全面故检和技术状态识别，确认需要贯彻控制的项目，制定单机技术档案，根据故检情况制定发动机差异化个体修理方案。为使单机技术状态控制全面有效落地，按照“部件保证、整体评估、前置控制、层层把关、规范管理、持续改进”的原则开展放行管理，技术人员对每台发动机部件的故检情况以及主要故障修复情况进行确认，确保修理工作满足要求后再签字放行;检验人员在产品移交到下个工序前，组织操作人员对产品进行再次确认并填写项目检查卡，产品方可交付传装、总装工序。在产品装配前后、总体装配前后、油封装箱之前等关键工序设置关口，由指定人员把关确认，尽早发现和杜绝问题，尽可能降低质量成本[2]。
4.4保障发动机各部件的质量
在发动机设计中，零部件作为构成发动机的根本，其质量直接影响着整个发动机的可靠性。古语有云，牵一发而动全身，放在发动机上依然适用。对此，工作人员应重视发动机的零部件设计与制造，即使是微小、用处看似不大的零部件，也应保障其尺寸标准精良、与设计相符，保障每个零部件的质量，提高发动机的整体质量。据悉，在发动机运行中，17%的故障来自于加工制造过程，43%的故障来自于结构设计过程，25.1%的故障来自于加工过程。对此，在航空发动机制造中，保障发动机零部件的高质量，对提高发动机的耐久与可靠性，非常重要。
5 结语
综上所述，单机技术状态控制及放行管理解决了技术状态复杂和质量控制点识别不全面的问题，在确保发动机修理交付产品的技术状态统一达标、不遗漏通知通报的同时，提升了产品质量，降低了错漏装等故障率，压缩了修理周期，初步取得了一定成果，能够有助于我国航空发动机整体运行水平的提高。
参考文献
[1] 梁艳勤.民机复合材料结构修理容限与修理后适航符合性验证研究[D].上海：上海交通大学，2017.
[2] 王远达，梁水胜，王宏伟.飞机结构的耐久性与损伤容限设计[J].飞机设计，2015（1）：37-43.