第1章 绪论
　　航空发动机是航空飞行器的动力，对飞行器长时间高性能及安全可靠工作起着至关重要的作用。1903 年，世界上首次实现有动力飞行之后，活塞式航空发动机在20世纪40年代取得长足发展并使用至今，但主要是功率在几百千瓦以下的小发动机。20 世纪中叶以来，燃气涡轮喷气发动机得到迅猛发展及广泛应用，其压气机压比、涡轮前温度转子转速、推(功)重比、单位流量推力(功率)、 使用寿命及安全性可靠性等大幅提升，耗油率、噪声、污染排放及研发使用成本等显著降低，已成为当今航空发动机的主要形式。
　　无论是燃气涡轮发动机综合性能的大幅提升，以及近年来对环境友好燃气涡轮发动机提出的苛刻排放及高效率要求，还是今后新构型、新循环燃气涡轮发动机的综合性新目标的实现，都离不开航空发动机结构强度领域的科技进步。
　　这里所说的航空发动机“结构强度"是指:在航空发动机静态及动态高压气动载荷、高速旋转件离心力及陀螺力等机械载荷;在高温热载荷等作用下，航空发动机的盘、轴、叶片、机匣等各类构件的刚度(即变形状况)、静强度及抗冲击能力;这些构件的振动强度、高周疲劳寿命、低周疲劳寿命、蠕变寿命及持久寿命;航空发动机的转子动力学特性和整机振动特性等。
　　航空发动机结构强度工作内容很多，主要包括:结构设计，即确定构型及构件的形状尺寸、选择构件材料、制定构件制造工艺;结构强度设计，即结构强度要求、结构强度分析、结构强度试验等。本书以强度设计方面的内容为主，以结构、材料、工艺方面的内容为辅，其中强度设计方面又以结构强度设计的计算分析方法为主，要求、流程、载荷等为辅，对强度试验仅关注其验证要求。
　　本章简要介绍航空发动机结构强度设计工作所涉及的学科及领域、应遵从的规范及准则，以及结构强度设计方法的发展和进步等，最后说明本书的特点及内容安排。
　　1.1 航空发动机结构强度设计的关联工作
　　航空发动机结构强度设计工作当然与发动机的结构设计密不可分。航空燃气涡轮发动机主要有四种基本类型，即涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺桨发动机和涡轮轴发动机，均包括压气机、燃烧室(部分还有加力燃烧室)、涡轮、尾喷管等主要部件及一些系统。当然，这些部件又有不同形式，如压气机及涡轮有轴流式、离心式(向心式)或组合式，燃烧室有直流式及回流式等。各类压气机转子或其分段转子均由涡轮转子或对应的分段转子带动旋转，涡扇发动机中特有的风扇转子及飞机或直升机的螺旋桨、旋翼也由相应的涡轮转子带动旋转。
　　无论是哪一类型的航空发动机，是大推力/功率还是小推力/功率航空发动机，其基本构型及各类构件形状可以说是大致相同的。从其刚度、强度、振动、寿命、转子动力学特性及整机振动特性等所涉及的固体力学、机械振动学、气动力学、传热学、计算力学等学科视角来看，航空发动机结构强度设计工作的对象不外乎是高速旋转的轴、盘、叶片及其所形成的转子及转子系统，通过支板、轴承座来支承转子并传递各种载荷的内、外机匣及安装在机匣上的静子叶片等形成的静子及静子系统，后者又通过外机匣与飞行器机体或短舱机械连接。虽然各类发动机的刚度、强度、振动、寿命、转子动力学特性及整机振动特性等的结构强度设计方法没有本质性区别，然而在使用环境和使用方法有异的航空发动机之间，或同一航空发动机的不同结构设计方案之间，各构件的具体受力状况大不相同，因此其结构强度设计的结果肯定不一样，甚至差别很大。在满足使用要求及有关结构限制条件下，努力寻求结构强度最好的构型布局及构件形状尺寸，正是在航空发动机研制过程中反复开展的结构强度设计工作的重要任务。
　　航空发动机的刚度强度、振动、寿命转子动力学特性及整机振动特性等结构强度设计工作，除与其结构设计密切相关外，也与其构件选用材料密切相关。台航空发动机由成千上万个零件组成，每类零件又采用不同的材料。目前，制造航空发动机构件的金属材料主要有结构钢、不锈钢、高温合金、钛合金、铝合金、镁合金等，非金属材料主要有橡胶、石墨、复合材料、涂层涂料等。发动机的压气机等冷端部件常选用钛合金、结构钢和不锈钢，热端部件多采用变形高温合金、铸造高温合金和粉末高温合金，随着树脂基、金属基及陶瓷基复合材料的制造成熟度逐渐提高，也得到了许多应用。随着航空发动机技术的快速发展，对高比强度、高比刚度、耐腐蚀材料及耐更高温度材料的需求越来越强烈，各类新型材料仍在不断发展和应用。材料性能包括密度弹性模量、导热系数等基本物理参数，弹性极限、屈服极限、强度极限等强度参数，以及断裂、蠕变、持久特性等寿命参数。对于这些性能参数的了解与把握不足，就不可能在航空发动机结构强度设计工作中正确选择材料，也不可能获得最好的刚度、强度、振动、寿命、转子动力学特性及整机振动特性。
　　此外，航空发动机结构强度设计工作也与其制造工作密切相关。每一个构件都要分别或联合采用质量高、经济性好的铸造、锻造、切削加工、增材制造等冷热工艺生产，以全面符合设计要求，其中包括对构件刚度、强度振动、寿命、转子动力学特性及整机振动特性的要求。显而易见，发动机制造过程中，所有的制造工艺都要稳定可控，并努力提高被加工零部件的力学性能水平。在航空发动机结构强度设计工作开展之前，虽然已按严格规定的试样状态、形状、尺寸及测试方法获取了大量精确力学性能数据，并纳人航空发动机材料性能数据手册及数据库中供结构强度设计使用，但很多时候还需要选取已制造零件的不同部位再次取样，补充测试其力学性能数据，以考虑不同制造工艺对构件力学性能的具体影响，从而保证构件的刚度、强度、振动、寿命、转子动力学特性及整机振动特性等结构强度设计结果更加准确。
　　由于篇幅有限，本书对于与航空发动机结构强度设计工作密切相关的结构设计、材料选择及工艺制定虽有涉及但介绍不够详细，请读者在实际工作中多加注意。另外，从学科领域来看，发动机结构强度设计工作除了与固体力学直接相关外，还与气动力学、热力学、燃烧学、计算力学等密切相关，书中未能详细叙述，读者必要时可参考相关资料。
　　1.2 航空发动机结构强度设计规范和准则
　　航空发动机行业早期，过分重视航空发动机气动热力性能而忽略了结构强度问题。经过多年的惨痛教训、艰苦探索与细致研究，在解决新机研制及旧机使用中不断出现的航空发动机各类结构强度故障的过程中，航空发动机的研制原则发生了根本性改变。
　　从20世纪60~70年代开始，逐步形成了航空发动机的气动热力性能与其结构完整性、可靠性及维修性等并重，提高产品综合效能的研制指导思想，据此形成的航空发动机通用规范与结构强度设计准则等是航空发动机产品研制和批量生产的重要指导性文件，是航空发动机结构完整性、可靠性等技术要求的有力保障。20世纪50年代，美国基于涡喷涡扇和涡轴涡桨发动机研制、使用过程中积累的经验，编制了《航空发动机通用规范》(MIL-E-5007A)和《涡轮轴和涡轮螺桨发动机通用规范》(MIL-E-8593A)，规定了对航空发动机结构、性能、环境、完整性、可靠性/维修性、生存力等的要求，其中许多篇幅直接或间接与结构强度设计工作有关。
　　后来，研究人员根据航空发动机研发和使用实践对其进行了多次修订，并将MIL-E-5007A和MIL-E-8593A进行融合，发布了《航空涡喷涡扇涡轴涡桨发动机通用规范》(JSGS- 87231A)等- -系列规范。英国于20世纪60年代颁布的通用规范也几经修订，英国国防部于21世纪初发布了新版DEF STAN 00-970: 11。同样，我国也于20世纪80年代分别颁布了《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》(GJB241-1987)和《航空涡轮螺桨和涡轮轴发动机通用规范》(CJB242-1987)，并在21世纪初作了修订，根据规范中的结构完整性和可靠性等要求，直接或间接地指导开展航空发动机结构强度设计工作。此外，国内外适航规章的相关部分也具备这种指导作用。
　　更具体地，随着航空发动机刚度强度、振动、寿命、转子动力学特性及整机振动特性等工作的不断深入开展，美国于1984年以军用标准的形式颁布了第1版《发动机结构完整性大纲》( ENSIP MIL- STD- 1783)，并于2002年修订并颁布了第3版《发动机结构完整性大纲》( ENSIP MIL- HDBK - 1783B)。英国罗尔斯.罗伊斯公司(简称罗.罗公司)根据多年研制经验，很早就针对斯贝MK 202发动机制定了《斯贝MK 202发动机应力标准( EGD- 3)》，其结构强度设计准则、评定标准和分析方法对当时的航空发动机结构强度设计工作具有具体指导作用。据悉，俄罗斯中央航空发动机研究院多年前就制定了自己的航空发动机结构强度设计准则，美欧相关企业同样有自已的结构强度设计准则。
　　我国的航空发动机研发单位也早在多年前就编写出版了《航空发动机强度设计、试验手册》，之后，陆续以国军标的形式颁布了《航空发动机结构完整性指南》(GJB/Z101-1997)，并组织编写了《航空涡喷、涡扇发动机结构设计准则(研究报告)》包含发动机结构强度、振动、寿命、转子动力学特性及整机振动特性等内容的《航空发动机设计手册》及《航空燃气涡轮发动机结构强度设计》等。
　　必须指出，航空发动机结构强度设计工作遵从发动机规范及结构强度设计准则开展，航空发动机结构强度设计准则是对满足规范中相关原则要求的具体量化规定，是对发动机研制、使用过程中所开展的结构强度设计工作丰富经验的不断总结提炼，是一个国家或公司技 术竞争力的重要体现，具体内容并未公开。
　　1.3 航空发动机结构强度设计方法的发展和进步
　　随着航空发动机技术的不断发展进步，航空发动机结构强度设计方法不断发展进步并与其他学科融合。20世纪40~ 50年代，在航空发动机结构强度设计工作中只需设计满足最低安全系数要求的静强度并避开共振区，将构件简化为采用材料力学方法或其他解析方法就可以处理的轴、盘梁、筒，计算工具是计算尺或手摇计算机。20世纪50~60年代，对航空发动机寿命有了明确要求，在结构强度设计工作中逐步发展建立了持久、蠕变和高、低周疲劳的寿命分析模型，开展了安全寿命结构强度设计工作。
　　随着电子计算机技术及计算力学的快速发展，基于弹塑性理论、断裂力学及先进机械振动理论等的有限元法及其他数值分析方法开始在航空发动机结构强度设计工作中发挥越来越重要的作用。20世纪70年代前后，采用有限元分析方法对构件进行简化，然后针对二维平面应力或平面应变问题、轴对称问题或板壳问题等进行分析。经过50多年的发展，随着计算速度的不断提高及计算规模的日益扩大，有限元的基础理论和分析方法已经相当成熟，已有能力完全采用连续介质力学方法甚至微观宏观耦合方法来处理航空发动机的结构强度设计问题。
　　目前，大型商用有限元分析软件及各类专用软件基本具备了包括航空发动机所有零部件的一/二/三维刚度、强度振动、寿命、转子动力学特性及整机振动特性分析等功能。此外，借助分析能力十分强大的有限元分析软件，人们不仅可以对单个构件及存在应力集中的细节部位专门展开精细分析，还可将分析范围扩大到部件乃至整机，以避免边界条件模拟不准确造成的对感兴趣部位或构件受力状况的影响。如有必要，甚至还可模拟航空发动机结构从制造、装配到使用全过程的受载及力学状况变化历程，从而获得十分准确的时变应力、应变场。当然，也可以模拟从零部件到转、静子系统乃至整机的抗冲击状况及各类振动状况随时间的变化过程。
　　其实，上面所述方法的准确性不同，计算分析工作量各异，但在航空发动机研制的方案设计、初步(技术)设计、详细设计三个不同设计阶段中，以及在研制、使用中排除结构强度故障时，都可发挥各自特有的作用。-.般原则是在设计初期采用准确性不太高但工作量较小的方法，在设计中、后期及排故分析时，则采用准确性更高但工作量也更大的结构强度设计方法。