什么是限寿件呢？限寿件是指发动机中“其原发失效（Primary failure，不是由于其他零部件或系统的失效而导致的失效，与二次失效相对）可能导致危害性发动机后果的转子和主要静子结构件”，包括盘、轴等部件。正因为这些部件的完整性对飞行安全极其重要，对这些部件必须进行寿命设计、制造控制和部件寿命期内的全面管理，世界各国民航管理部门都在适航条例中做出了寿命控制的相关规定。而这种规定是怎么来的，具体有哪些要求，经历了什么样的变化，核心要求又是什么？今天，我们就来给大家分享我们的认识。
什么是机械的结构疲劳，它有多可怕？
人会疲劳，人有寿命；机械结构也会发生疲劳，也会到寿失效；航空发动机这种机密的机械设备当然无法例外，那么结构疲劳是如何定义的呢？
结构疲劳：指材料在应力或应变的反复作用下发生的性能变化叫做疲劳（参考国际标准化组织（ISO）在1964年发表的报告《金属疲劳试验的一般原理》）。
旋转弯曲疲劳断口及疲劳机理图
机械结构若受静力载荷，当载荷较大时，结构一般会发生明显变形（如颈缩现象），我们能从变形量感知到结构即将破坏，从而可以避免继续加载使得结构发生断裂；与静载荷相比，机械结构在疲劳载荷作用下没有显著的变形预警，在累积到某个循环时极有可能突然发生断裂。（是不是已经被绕晕了？举个简单的例子吧：一根铅丝你一下子掰弯了但不会断，但是如果你坚持反复掰来掰去，它就会断的，这就是结构疲劳。）
静载破坏与疲劳破坏的区别
如果这种机械结构是我们飞行旅途中身处的机舱，随着飞机的起飞和降落，机舱在内外压差等载荷的循环作用下会不会可能发生疲劳破坏呢？
没有明显的变形、没有任何的征兆彗星号机舱就突然破裂了？是的，它断得是如此惨烈和突然。对航空器内的乘客而言，瞬间从微笑着的天堂坠入了烈火地狱。
涡轮发动机自问世以来，无论军民用，在使用过程中均会因为某些部件的低周疲劳失效导致飞机的3级或4级事件发生。美国汽车工程学会（SAE）最早进行了民用航空器发生非包容（属于FAR 33.75描述的“危害性发动机后果”之一，也是限寿件失效后最常见的后果）事件的数据统计，1962年-1975年期间，发生多起由于发动机转子盘和隔圈破裂导致航空器严重破损和出现人员伤亡的事故（参考SAE AIR1537）。
限寿件条款是怎么来的？
面对发动机部件、特别是那些关键的转子部件发生疲劳断裂后会引起机毁人亡的事故实事，为了公众安全利益以及整个商业运输行业的健康发展，必须出台相关法规以提高发动机的安全水平。1971年美国联邦航空局（FAA）发布了编号为“Notice No. 71-12”的立法通告，意在联邦航空法规第33部中增加“33.14 启动-停车循环应力（低周疲劳）”的条款要求，以减少发动机盘和隔圈失效导致的非包容事件。1974年通过第6修正案，将“33.14 启动-停车循环应力（低周疲劳）”正式纳入FAR33部。第6修正案的发布，为发动机制造商盘和隔圈的低周疲劳寿命确定提供了标准的符合性要求，从法规角度控制了盘和隔圈低周疲劳失效的发生率。条文内容的简要分析如下：
限寿件条款经历了哪些变化？
随着工业技术的发展以及各发动机OEM的实践，FAA在考虑法规不应限制工业技术的情况下，1984年FAA通过第10修正案对该条款进行了修订。
与第6修正案相比，“33.14 启动-停车循环应力（低周疲劳）”有以下几处显著变化：
第10修正案发布后，航空运输行业仍会间断发生因为盘等部件失效而导致的重大事故，如1989年发生的Sioux City空难以及1996在Pensacola发生2人罹难的非包容事件。
苏城空难可以总结为：CF-6发动机风扇盘所用钛合金（α+β相）在材料成型过程中产生了hard α相缺陷，通俗讲就是指材料里面埋了一些“隐性炸弹”，导致该风扇盘在未达到预期的使用寿命时提前发生疲劳断裂，破裂的风扇盘打穿发动机机匣、短舱并打断DC-10飞机关键的全部三套液压控制系统，从而使得飞机失去姿态控制能力，引发空难。
苏城空难肇事的风扇盘以及盘中发现的hard α相缺陷
两起空难事件引发了以下三个问题的思考：1、钛合金作为广泛使用的航空材料，如何降低类似缺陷出现的可能性，加工缺陷为何未能及时检测发现并处理？2、风扇盘作为发动机典型的限寿件，采用非常保守的安全寿命法进行寿命设计，为何还不安全？3、风扇盘破裂产生高能非包容碎片，为何一次性破坏了飞机的全部3套关键液压操控系统？
潘城空难肇事的风扇盘以及盘螺栓孔边疲劳裂纹扩展形貌
事故发生后，基于NTSB的调查结果，FAA以及工业方法从以上三个方面审视了现行方法中关于关键部件材料工艺和加工的控制、发动机转动限寿件的定寿方法以及飞机区域安全性设计等环节的不足之处。对缺陷控制方面，FAA组织工业方分别在2000年和2008年发布了两个阶段的研究报告《TurbineRotor Material Design》，旨在降低材料制造过程引入的缺陷。潘城空难也促使对孔加工方面进行了系统研究，FAA于2006年发布了题为《Guidelinesto Minimize Manufacturing Induced Anomalies in Critical Rotating Parts》的技术报告，上述报告对发动机限寿件材料加工和部件制造具有重要的指导意义；对区域安全控制方面，总结了“鸡蛋不能放在同一个篮子”的经验教训，通过FAR25.571要求飞机层面在发动机发生高能非包容碎片时能够完成此次飞行；对限寿件寿命确定方法以及管理程序方面，经过多年的研究、讨论和实践，FAA在2007年通过第22修正案将“FAR33.70发动机限寿件”替代了“FAR33.14 启动-停车循环应力（低周疲劳）”。第22修正案正式将FAR33部中的低周疲劳的条款与欧洲“CS-E 515发动机关键件”条款保持一致。与第10修正案相比，主要区别有：
限寿件条款的根本要求是什么？
梳理完限寿件条款的修订历程后再通读该条款，其要求可以初步总结为：在发动机设计过程中确定发动机限寿件的清单，在传统安全寿命法的基础上，考虑并评估缺陷带来的风险，通过工程计划设定部件结构的寿命属性，按制造计划实现制造、按预期的方式进行使用和维护，从而形成限寿件全寿命周期的设计、评估、制造和维护的闭环管理系统，并且该系统需要获得适航当局的认可，从而保证限寿件全寿命周期内的结构完整性。
上面的这段话是不是很难懂呢？那看图吧，以转子类限寿件为例，概要描述了在进行寿命确定过程中我们要做哪些工作：
转子类限寿件寿命确定的典型流程（参考AC33.70-1）
我们给发动机限寿件确定寿命的基本流程就是这样滴（卉荟同学将会在后面系列文章中介绍我们是怎么做的，欢迎到时捧场），逐个“框框”、步步为营确定各限寿件的寿命，少了哪个“框框”都不行，否则就真成了“瞎子算命—瞎算”了。
之前系列文章中陈辉煌同学已经跟大家介绍我们是大发的“私人医生”，其实发动机工程师们还是大发的“算命先生”。
机械结构和人的确有很多相似之处，结构的寿命和人的寿命都由外因和内因共同决定：结构受的外力、工作所处的环境，好比人所经历的工作强度、生活环境，是外因；结构材料本身的性能就好比人体各器官的功能，是内因。按这种类比方式描述上面流程图中的主要要素，也许更容易理解些。“航空器和发动机的需求”以及“飞行剖面的选择”就如一个人的出生，决定了他将来很可能生活在什么样的环境、从事多大强度的负荷工作；“发动机性能”就是这个人有多能干、以及将什么样的方式完成自己的工作；“二次空气系统”以及“部件的温度”就好比这个人生活的环境（空气、水等）；“应力和振动”的量级就是这个人实际的工作强度等级；“材料数据”就是这个人身体各个器官和系统的耐受能力；“损伤容限”描述结构带损伤继续工作的能力就好比人带病还能活下去的能力；“性能测试、二次流测试、温度和流动状态测试”就好比对一个人工作环境情况的确认；“台架循环测试、整机循环测试”就是小白鼠试验；结构运行中进行的“检测、维修”就好比治病；“损伤监视”就如同对人的健康监视；“自然的偶发因素”就好比意外，如车祸发生的可能性。
假如现在，一个算命先生站在你的面前，他详尽知晓了你的出生、你的工作内容、工作强度、生活环境（水、空气、饮食、睡眠、家庭社会关系的每个细节无所不知），他还精确知晓你的家族病史、你每个器官的耐受能力、衰老能力，他持续监视着表征你健康状态的每个数据，他熟知所有你可能获得的医疗护理方式，他甚至把你一生可能遇到的车祸、海啸、地震意外的可能性都考虑进来了，他还不断地通过各种生物试验验证他的每一个假设、每一个“算命”模型，校验着每一个经验数据，那么他告诉你你能活到100岁，你信不信？——不管你信不信，反正我是信了，因为他就是上帝。
要想成为合格的发动机“算命先生”，就必须像创造人类的上帝那般详尽知晓我们创造的每个部件的设计细节、制造细节和使用情况。
限寿件条款的根本要求是什么？就是要求发动机主制造商成为自己产品的“合格算命先生”，按照正确合理的“算命流程”确定、实现、表明并维持各限寿件的寿命属性。说到底，就是要我们要建立一套经过验证的安全寿命确定方法（分析、部件试验、整机试验或者经验累积）、建立考虑缺陷引起部件提前失效的评估流程、识别并控制与部件寿命属性有显著关联的制造过程和工艺/加工参数、形成基于分析/试验和经验的部件使用管理文件。以适航要求为牵引，立足现有基础，不断完善我们的设计体系、提升我们的制造能力和管理水平，从而系统地保证我们民用客机发动机的安全性。