航空发动机结构完整性研究进展

李其汉

（北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191）

航空发动机结构完整性研究进展

李其汉

（北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191）

航空发动机结构完整性包含发动机结构的功能、强度、刚度、振动、疲劳、蠕变、寿命、损伤容限，以及发动机结构可靠性，对于满足发动机综合性能（如推重比）的要求和保证发动机的安全性与耐久性具有至关重要的意义。系统地介绍了美、英、俄等国航空发动机结构完整性研究的进展和成就，重点介绍了美国《发动机结构完整性大纲》和相关研究计划的研究、形成和发展的演变过程，并指出了中国发动机结构完整性的研究现状和发展任务。

结构完整性；发动机结构完整性大纲；航空发动机；安全性；耐久性

0 引言

航空发动机是1种复杂的压缩/膨胀气体高速流动、转子系统高速旋转，在高温、高压条件下工作的动力机械系统。其使用环境较为严酷且要求的寿命较长，在气动、热负荷与机械载荷共同作用下，其结构完整性问题十分突出，往往成为影响飞行器（发动机）安全性、耐久性和战备完好率与任务成功率的症结。航空发动机结构完整性的作用和宗旨在于满足和充分适应现代高性能发动机，提高综合性能(如推重比/功重比)、满足安全性和耐久性的双重需求。因此，既要保证和提高发动机的使用功能和有效性，又要保证和提高发动机战备完好率和任务成功率，降低全寿命周期费用。

本文系统地介绍了美、英、俄等国航空发动机结构完整性研究的进展和成就，重点介绍了美国《发动机结构完整性大纲》和相关研究计划的研究、形成和发展的演变过程，并指出了中国航空发动机结构完整性的研究现状和发展任务。

1 内涵和意义

航空发动机结构完整性（亦称结构强度）的内涵丰富，涉及发动机结构的功能、强度、刚度（变形）、振动、疲劳、蠕变、损伤容限、寿命及结构可靠性等方面，不仅与航空发动机的气动热力学问题交叉、耦合，相互作用，还与结构材料和制造工艺密切相关，并受其制约。

航空发动机结构完整性概念于20世纪60年代末由美国提出，其工程背景是：20世纪60年代末，在单纯追求高性能、争相研制推重比8一级发动机的风潮中，F100发动机捷足先登，接受合同后仅用了4～5 a就于1973年投入使用。但在投产使用的前5年中，故障和事故层出不穷。先后发生了47起涡轮转子叶片和导向器叶片损坏、60起主燃油泵故障、10起加力泵轴承故障、8起4号轴承故障，以及其他各类故障共120多起。另据美国空军材料试验室的统计，在1963～1978年间发生的3828起飞行故障中，由发动机故障引起的占43%，其中大部分属于结构完整性问题。许多故障造成了重大的飞行事故乃至飞机全线停飞的严重后果，其教训十分沉重。

总结经验教训后，美国军用航空发动机的设计思想和研制观念发生了重大转变，突出体现在1980年美国审计长向国会的报告“美国战斗机/攻击机发动机获得过程中的管理问题”中。报告向国防部长建议：“部长及其办公室要委派1个组织，建立1套有组织、有约束力的发动机结构设计、分析、研制、生产和全寿命管理办法”；“由于发动机问题的严重性和它对飞机成功与否影响的关键性，要求在先进发动机部件和技术验证发动机2个方面开始耐久性试验”；“在投产前，发动机的可靠性、维修性和耐久性应有更完善地发展”。

F100发动机从研制到投产，美国空军投资4.75亿美元，经过近11年的改进，追加投资6.66亿美元，尽管增重约60 kg，但最终仍通过4300次总累计循环（TAC）加速任务试车，大幅度地提高了可靠性和耐久性，F100-PW-220发动机于1985年投入批生产。至F119发动机研制时，美国PW公司吸取了教训，从研制开始就提出要全面考虑发动机各种特性，遵循以推重比(性能和质量)为一翼，以工艺性、可靠性、耐久性、维修性、操作和成本等为另一翼的平衡设计准则。

20 世纪80年代中期，美国GE公司在F404发动机研制中坚持性能与可靠性平衡设计的准则，其设计重点先后顺序是：作战适用性—可靠性—维修性—费用—性能—质量。另外，为了替换F-16飞机的发动机，按GE公司的说法，“F101DFE(F110发动机的前身)研制计划的重点在于耐久性、适用性和寿命期成本，而不是性能”。研制中全面贯彻了发动机结构完整性大纲，结构可靠性、耐久性显著提高，最终在F-16飞机上占据了比F100发动机高出1倍的市场份额。

实践表明，对于现代高性能航空发动机的设计、研制，提出并贯彻从单纯追求高性能到全面满足性能、适用性、可靠性、耐久性和全寿命周期费用要求的权衡发展，是航空发动机研制观念质的转变。

2 国外航空发动机结构完整性研究进展

2.1 美国的研究情况

航空发动机结构完整性研究的标志性进展和成果可以从美国在20世纪60年代末至21世纪初实施的多项与发动机结构完整性相关的重要研究计划和发动机结构完整性大纲(ENSIP：Engine Structural Intergrity Program)的颁布及其多次改版和修订中得以体现。

早在20世纪60年代末，美国已提出发动机结构完整性大纲(ENSIP）的概念，其结构强度的研制思路在1972年颁布的《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》（MIL-E-5007D）中就被正式采用。70年代末由美国空军组织，与发动机公司共同实施了发动机耐久性和损伤容限评估(Durability and Damage Tolerance Assessments)技术计划，发展了发动机结构应变疲劳和断裂理论，对4种在役的发动机进行评估，对8种在研或改进的发动机重新进行损伤容限设计，使发动机的耐久性和可靠性显著提高。

在总结前期（1970～1980年）发动机设计、使用和管理的经验教训及相关问题的研究、评估与调查的基础上，美国于1984年11月正式颁布了第1版《发动机结构完整性大纲》（ENSIP MIL-STD-1783）（以下简称《1783大纲》）[1]。《1783大纲》以美国军用标准形式颁布，并于1985年9月制定的《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》（MIL-E-87231）正式采用，1995年1月颁布的《航空涡喷涡扇涡轴涡桨发动机使用指导规范》（JSSG-87231A）(JSSG Joint Service Specification Guide)[2]和1998年10月颁布的《航空涡喷涡扇涡轴涡桨发动机使用指导规范》（JSSG-2007）一直沿用。《1783大纲》明确定义：发动机结构完整性大纲是燃气涡轮发动机结构设计、分析、定型、生产和寿命管理的1种有组织、有条理的方法，其目的是保证发动机结构的安全性和耐久性，降低全寿命期费用和提高发动机的出勤率。《1783大纲》规定了为保证发动机具有良好的结构特性，在设计使用寿命期内应满足设计和验证要求，提出了“设计所需资料”、“设计分析、材料特性及研制试验”、“零部件和核心机试验”、“发动机地面和飞行试验”、“发动机寿命管理”等5方面任务及其具体内容，并在附录中针对设计和验证要求，逐条给出了“说明”、“指导”和“经验教训”。《1783大纲》的颁布，首次突出了发动机预研、设计与研制（含试验和试制）、生产和使用（含寿命管理）的全寿命周期过程，标志着现代高性能航空发动机结构完整性的研究发展理念、方法和管理程序已进入到1个崭新阶段。

20世纪80年代由美国航空航天管理局(NASA)组织实施了高温发动机材料技术计划(HITEMP)和具有深远影响的发动机热端部件技术计划(HOST，Hot Section Technology)（1980～1987年)。热端部件技术计划旨在通过增强技术理解和采用更精确的设计分析方法改善热端部件的耐久性和可靠性，集中围绕制约燃烧室和涡轮耐久性的关键问题，从测试技术、燃烧、传热、结构分析、疲劳与断裂、表面防护等6个方面进行了综合研究。研究成果体现在：发展了高温材料和结构的非线性应变理论和疲劳/蠕变寿命模型；建立了统一本构、统一损伤寿命、总应变范围寿命和循环累积寿命模型；建立了3维非弹性结构分析方法和热-机械疲劳试验方法，建立了热障涂层和抗氧化涂层材料结构的寿命分析与试验方法等，为进一步提高航空发动机的关键技术参数/指标—涡轮前进口温度，改善燃烧室和涡轮部件的耐久性和可靠性打下了良好基础。

在总结1980～1995年的发动机设计、使用和管理的经验教训和相关问题的研究、评估与调查的基础上，美国于1999年3月颁布了第2版《发动机结构完整性大纲》（ENSIP MIL-HDBK-1783A)[3]（以下简称《1783A大纲》）。《1783A大纲》仍分为正文和附录2部分。在附录指南部分中同样针对设计和验证要求，逐条给出了“说明”、“指导”和“经验教训”。《1783A大纲》名称未变，但作用由“标准”改成了“手册”，突出了指导性作用。与《1783大纲》相比，大量扩充了附录的内容，附表从3个增加到21个，附图的内容也有变化。在要求和验证的内容、组织编排上的主要变化有：

（1）为了提高设计使用寿命和设计用法在研制中的重要作用，将《1783大纲》中“设计使用寿命和设计用法”1个条目，拆分为“设计使用寿命”和“设计用法”2个条目。将《1783大纲》中“耐久性/经济寿命”条目对冷件、热件、消耗件的寿命要求，添加到《1783A大纲》的“设计使用寿命”条目中，并增加了对轴承和附件的寿命要求，提出了分析和试验验证的指导方法。

《1783A大纲》“设计使用寿命”条目中按热件、冷件、消耗件、轴承、附件分别列表，通过分析和试验确定其设计使用寿命。在“设计用法”条目中，明确提出设计用法的内涵应包括任务和任务混频、用法参数、外部作用力、工作包线等11项内容，并强调在全尺寸发动机研制一开始就应明确实际设计用法资料，以便发动机设计、分析和试验。

（2）《1783大纲》将“环境条目”更名为“工作包线条目”，除外部作用力外，增加了工作姿态和条件、内部环境2个子条目。

（3）增加了零件分类条目，要求发动机所有零组件以及控制件、外部件和消耗件，都应按照危害程度进行分类，提出了断裂、安全、任务、耐久性关键件和耐久性非关键件的分类要求。

（4）在损伤容限条目中增加了对复合材料损伤容限的要求，并指出有机基体复合材料（OMC)零件的损伤容限设计是非常复杂的，必须进行分析和试验。

（5）包容性应反映整个发动机的包容要求，是发动机“强度”要求的重要内容之一，故将原作为独立条目的“包容性”，放在“强度”条目中作为1个子条目。

（6）增加了对涡桨、涡轴发动机有关结构强度和输出轴扭矩及转速限制等的要求。

（7）由于涡桨、涡轴发动机在机动飞行中会在输出轴外端产生较大的力和力矩，需控制输出轴相对于发动机安装节的总变形，故在强度条目中增加了发动机刚性子条目，并提出了分析和试验验证的指导方法。

（8）发动机主轴承设计实际反映压力平衡要求。将《1783大纲》强度条目中的“推力轴承载荷”子条目更名为“压力平衡”，并提出分析、验证发动机压力平衡的指导方法。

《1783A大纲》的颁布，标志着现代高性能航空发动机结构完整性的研究发展理念、方法和管理程序已进入到较成熟的阶段。

随着发动机研制技术的发展，各项计划的深入系统研究和结构完整性大纲的实施，美国航空发动机因低循环疲劳、蠕变/应力断裂以及低循环疲劳/蠕变交互作用等引起的结构故障大幅度减少，而因振动引起的高循环疲劳故障增多，其原因一方面是由于此前的研究较少涉及叶片的强迫振动和非同步振动等问题；另一方面是由于先进叶轮机设计的气动/结构的耦合问题越来越突出。

美国空军、海军、陆军、NASA和工业部门自1994年12月开始实施了国家涡轮发动机高循环疲劳科学与技术(HCF S&T)计划[4]（以下简称“HCF计划”）。该计划项目由科学技术行动组、试验和评估组、技术转移组组成规划组，下设8个行动组，针对构件表面处理、材料损伤容限、测试、结构分析、强迫响应、被动阻尼、气动-结构力学和发动机验证（1999年增加）等8个方面开展理论分析与试验研究，并提出将研究成果向发动机结构完整性大纲（ENSIP）和航空涡轮发动机使用指导规范（JSSG）转化。英国政府也对HCF计划给予支持，美、英2国国防部共同制定了项目协议书（PA），提出了11项研究、比较和验证的内容。

HCF计划与美国国防部、空军、海军、陆军、NASA和工业部门一起，自1988年开始实施具有重大意义的综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划（1988～2003年）[5]（以下简称“IHPTET计划”），相互给予有力支持。在HCF计划和IHPTET计划中，高循环疲劳技术计划的重点研究目标均是“最大限度地降低发动机高循环疲劳失效，进而大幅度地降低发动机的非定期维护成本”，其主要技术途径是综合应用CFD和CSD技术解决叶片高循环疲劳和颤振问题。HCF计划连续6年(1997～2002年)发布了年度总结报告，其发动机验证工作延续至2007年。该计划对解决涡轮发动机构件的高循环疲劳问题进行了系统深入的研究。必须指出的是，美国在结构完整性研究计划的实施过程中除了针对在研和现役发动机的故障问题，也对先进发动机的结构、材料、工艺带来的结构完整性问题进行了研究。

在HCF计划研究成果转移的基础上，美国于2002年2月颁布了第3版《发动机结构完整性大纲》（ENSIP MIL-HDBK-1783B)[6](以下简称《1783B大纲》)，用以替代《1783A大纲》。此后于2004年对《1783B大纲》进行了第2次修订(withChange2)。与《1783A大纲》相比，《1783B大纲》在性质（手册）、组织编排上基本未变，在内容上主要增加了振动与高循环疲劳方面的要求和经验教训。名词术语增加了概率设计裕度；附图增加了概率坎贝尔图、材料性能裕度、颤振边界裕度等内容。《1783B大纲》将《1783A大纲》“耐久性/经济寿命”条目中的高循环疲劳转放入“振动”条目中，充分反映振动和高循环疲劳紧密相关性，并在附录的“指导”和“经验教训”中用大量篇幅给出高循环疲劳设计、试验验证指南，最突出的有3点：

（1）细化了高循环疲劳的模式和要求，针对系统振动（主要是系统临界转速）、构件整阶次振动（主要指强迫共振，由强迫响应、阻尼、结构失谐和气动失谐表征）和颤振、气流分离或其它非整阶次振动的不同振动特征，提出了高循环疲劳的分析和验证要求；

（2）细化了高循环疲劳寿命设计要求，从振动模态与频率、振动应力和材料与构件的疲劳强度3个方面提出了高循环疲劳寿命的分析和验证要求；

（3）强调了概率设计思想，针对高循环疲劳模式和高循环疲劳寿命提出了频率概率设计裕度、响应概率分布和构件失效概率等概率设计裕度的分析和验证要求。

《1783B大纲》的颁布，标志着现代高性能航空发动机结构完整性的研究发展理念、方法和管理程序已进入到全面成熟的阶段。

2.2 英国的研究情况

英国在航空发动机结构完整性研究方面的成果主要体现在其颁布的发动机应力标准和军用航空发动机通用规范及民用航空发动机适航性规范中有关结构强度和安全性的规定上。20世纪60～70年代，英国RR公司综合多年设计研制经验，针对斯贝MK202发动机制定了SPEY-MK202应力标准（EGD-3）[7]，其结构设计准则、评定标准和分析方法至今仍具有重要的指导作用及参考价值。英国军用航空发动机通用规范从D.ENG.RD2300，Issue No.3（1967.7）和D.ENG.RD2100，Issue No.5（1967.1）发展到Defence Standard 00-971（1987.5），直到最新版本的飞机用设计和适航性要求11部-发动机Defence Standard 00-970-11部（2006.1）；英国民用航空发动机适航性要求已发展到由欧洲航空安全局（EASA）颁布的最新版本发动机合格证规范CS-E（2007.12.第1修订版）[8]（CS-E源于欧共体的民航适航性要求JAR-E，而JAR-E则源于英国早期的民航适航性要求BCAR-C（1944））。其军用航空涡轮发动机通用规范Def Stan 00-970-11部〔9〕（2006.1），由通用和军用2部分组成：通用要求，全面采用欧洲航空安全局颁布的发动机合格证规范CS-E的内容；军用要求共12条，包括矢量推力、补燃加力点火和燃烧、红外线辐射/抑制、核武器影响、吸入武器燃气、吸入蒸汽、减小战斗易损性、电磁兼容性、腐蚀、吞沙和尘、原型机飞行许可与加速模拟任务试车与噪声。无论是军用航空发动机通用规范，还是民用航空发动机适航性规范，均突出了将安全性放在第1位的设计、研制理念和要求。其中有关安全性分析和关键件及其定寿方法、重视和强调试验验证，以及可操作性强等使规范中结构完整性的要求具有鲜明特色。

2.3 俄罗斯的研究情况

俄罗斯在航空发动机结构完整性研究方面的成果主要体现在其集多年发动机设计与研制经验，制定、实施了航空燃气涡轮发动机强度设计试验指南和航空燃气涡轮发动机寿命设计指南等标准和规范中。这些标准和规范从20世纪60年代起就开始制定、实施，至今已日臻完善。其显著特点是分析和试验的内容、方法及评定标准等完整、细致，可操作性强，对结构完整性设计具有重要的指导作用。

综上所述，美、英、俄等航空发动机发达国家，在航空发动机结构完整性技术与管理方面所做的研究已取得了显著成效，基本形成气-固-热多学科综合(耦合)和结构-材料-制造工艺紧密结合的设计和试验验证技术体系，并在现代高性能军、民用航空涡轮风扇和涡轴发动机设计和试验中得到成功地应用。其产品的的耐久性、安全性与可靠性均达到了较高水平。为适应更高性能发动机发展的需求，新结构-新材料-新工艺的结合更紧密，彼此之间协调发展是进一步提高结构完整性的必然趋势。

3 中国航空发动机结构完整性研究现状[10-11]

自1985年开始，中国较系统地开展了航空发动机结构完整性的研究工作。在消化、吸收美国航空发动机结构完整性大纲《1783大纲》和美国某航空发动机公司有关燃气涡轮发动机结构设计准则研究报告、借鉴国外的强度标准、规范和中国自己研究实践的基础上，编制并以国军标形式颁布了《航空发动机结构完整性指南》[12](GJB/Z 101,1995)；编写、出版了《航空涡喷、涡扇发动机结构设计准则（研究报告）》（1～6册，1997）；《航空涡轴、涡桨发动机转子系统结构设计准则（研究报告》（2000）；《航空发动机设计手册》（涉及结构强度的17、18、19等3册，2001），为中国在航空发动机研制中结构强度的设计要求、内容、方法和评定标准提供了依据和参考。同时，在发动机研制中，按照国军标《航空涡轮喷气、涡轮风扇发动机通用规范》[13]（GJB241 1987）、《航空涡轮螺旋桨、涡轮轴发动机通用规范》[14]（GJB242 1987）、民用航空发动机适航规定[15]（CCAR-33R2 2012）以及发动机型号规范的要求，开展了大量的结构强度、振动和寿命、可靠性方面的计算分析工作；零部件与整机的强度、振动和耐久性、可靠性验证与考核试验工作，并建立了相关的试验、测试设备和平台，积累了宝贵的数据和信息。在中国航空发动机预先研究、测绘仿制、改进改型和自主研制（包含排除各类发动机故障的过程）发展历程中，航空发动机结构完整性工作发挥了重要作用，积累了一定的经验和教训，具备了一定的研制能力和技术水平，为航空发动机结构完整性的深化研究和发展奠定了较坚实的基础。

但也应看到,由于研制观念、管理决策、技术基础、经费投入等多方面原因，中国航空发动机结构完整性设计和试验的能力与水平还较为落后，尚不能适应中国航空发动机预研、研制、使用和发展的需求；不能满足在役和在研发动机对安全性、可靠性、耐久性的要求。就技术层面而言，中国航空发动机结构完整性研究在总体上反映出偏表层、方法性，缺乏深层次、理论性研究；偏单一性，缺乏综合性研究；偏跟踪性，缺乏创新性研究。在结构完整性设计中，存在结构与强度脱节、结构设计细节关注不够等问题。多年来，中国航空发动机结构强度设计主要沿用国外20世纪60～70年代制定的应力标准，没有系统、完整地形成中国自己的结构强度设计准则及其评定标准，未能形成经过验证的结构强度设计体系。这是中国航空发动机结构完整性有较大的不确定性、可靠性水平较低、故障多发乃至危及飞行安全的重大结构故障时有发生的重要原因。

因此，必须在结构流体诱导振动与高循环疲劳、结构低循环疲劳与蠕变、结构损伤容限；发动机整机动力学与振动控制、结构优化设计理论与方法、结构可靠性设计理论与方法、结构破损安全分析与评估与结构完整性新思想、新概念探索等方向更加深入、系统、创新性地开展应用基础和应用研究。在建立中国航空发动机结构强度设计体系的计划中，提出在充分借鉴国外航空发动机结构强度设计经验和总结中国研制经验的基础上，编制1套具有自主知识产权、工程适用、反映中国航空动力行业先进水平，达到正确性、完整性、适用性、先进性要求的航空发动机结构强度设计准则，以促进中国航空发动机结构完整性工作程序化、规范化，提高结构完整性的技术能力和水平，适应中国航空动力技术发展和结构完整性技术发展的需求。

[1]U.S.Air Force.MIL-STD-1783 Engine structural integrity program(ENSIP)[S].Washington:U.S.Air Force,1984：1-59.

[2]U.S.Department of Defense.JSSG-87231A General specifica tion for aircraft turbojet,turbofan,turboshaft and turboprop en gine[S].Washington：U.S.Department ofDefense,1995：1-370.

[3]U.S.Air Force.MIL-HTBK-1783AEngine structural in tegrity program（ENSIP）[S].Washington：U.S.Air Force,1999：1-132.

[4]Garrison B.High cycle fatigue（HCF）2000 annual report[R]. Washington:High Cycle Fatigue（HCF）Science and Technology Program,2000：1-4.

[5]Dix D.IHPTET Ten years of progress[R].Washington:Inte grated High Performance Turbine Engine Technology（IH PTET）Program,2000：1-31.

[6]U.S.Air Force.MIL-HTBK-1783B Engine structural integrity program(ENSIP)[S].Washington:U.S.Air Force,2002：1-115.

[7]英国罗罗公司.EGD—3斯贝MK202发动机应力标准[S].北京：国际航空编辑部,1979：1-410. Rolls-Royce Group of England.EGD-3 SPEY MK202 stressing standards[S].Beijing：International Aviation Editorial, 1979：1-410.（in Chinese）

[8]European Aviation Safety Agency(EASA).CS-E certification specification for engine[S].2003：1-112.

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[11]杨士杰，李其汉.加强航空发动机结构强度基础研究[C].北京：中国航空学会第五届动力年会报告论文集，2003：145-153. YANG Shijie,LI Qihan.Strengthen basic research on aeroengine structure strength[C].Beijing：Report anthology for 5th annual meeting of power branch of Chinese Society of Aeronautics and Astronautics,2003：145-153.（in Chinese）

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[13]GJB241航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范[S].北京：国防科学技术工业委员会，1987：1-148. GJB241 General specification for aircraft turbojet and turbofan engine[S].Beijing：Commission ofScience,Technology and Industryfor National Defence,1987：1-148.（in Chinese）

[14]GJB242航空涡轮螺旋桨和涡轮轴发动机通用规范[S].北京：国防科学技术工业委员会，1987：1-150. GJB242 General specification for aircraft turboprop and turboshaft engine[S].Beijing：Commission of Science,Technology and Industry for National Defence,1987：1-150.（in Chinese）

[15]CCAR-33 R2航空发动机适航规定[S].北京：中国民用航空局，2012：1-93. CCAR-33 R2 airworthiness regulation for aircraft engine[S]. Beijing：Civil Aviation Administration of PRC,2012：1-93.（in Chinese）

Investigation Progress on Aeroengine Structural Integrity

Li Qi-han
（School of Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100191,China）

Aeroengine structural integrity contains function,strength,stiffness,vibration,creep,fatigue,life,damage tolerance of engine structure and engine structural reliability.It is most important for meeting the requirments of engine integrated performance（such as the ratio between thrust and weight）and ensuring engine safety and durability.The investigation progress and accomplishments on aeroengine structural integrity in the United States,England and Russia were systematically introduced,with emphasis on the change process of the investigation,generation and development of the Engine Structural Integrity Program and relevant research program in the United States were introduced.Meanwhile,the investigation condition and future development in China were presented in this paper.

structural integrity;engine structural integrity program(ENSIP);aeroengine;safety;durability

V 231.9

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.05.001.

2013-12-12

李其汉（1938），男，教授，研究方向为航空发动机结构动力学；E-mail：liqihan@buaa.edu.cn。

李其汉.航空发动机结构完整性研究进展[J].航空发动机，2014，40（5）：1-6.LI Qihan.Investigation progress on aeroengine structural integrity [J].Aeroengine，2014，40（5）：1-6.