圖  " "%&戰斗機和民用發動機的典型循環 &圖  " "’& ( ")和 ( ")飛機采集的載荷譜線 直升機、艦載或岸基戰斗機和攻擊機受到近海環境的影響，產生冷腐蝕，使壓氣機工作葉片和靜葉片表面銹蝕、腐蝕和產生凹坑，造成應力集中，加速疲勞斷裂。
"熱腐蝕是由于高溫產生的，并取決于基體金屬成分、周圍大氣成分、各種氣體、各種鹽類或鍍層金屬以及溫度和暴露時間。熱腐蝕的主要形式是硫化、滲碳和脫碳。熱腐蝕影響飛機、直升機和艦船發動機。硫化是金屬和合金表面上沉積有 *+ -.%為主要成分的鹽時發生的熱腐蝕。其特點是在含有硫化物沉淀物的合金區上通常存在,著與基體金屬沒有結合力的氧化物氧化皮。若發動機吸人海鹽或燃油中含有海鹽都會發生硫化腐蝕，造成氧化加速，氧化皮成片剝落。鈉的主要來源是海鹽粒被吸入發動機，而燃油中含有硫。在有硫的氧化物、水蒸氣，和空氣的情況下，氯化鈉可轉變成硫酸鈉，因為 *+ -.%是一種比較穩定的鹽，所以只要發動機進入了任何含有鈉的物質，都不可避免地要產生,*+ ,-.%。在飛機發動機中，沿海使用環境下，腐蝕一般是大面積的硫蝕。
二、發動機飛行載荷譜
載荷譜是研究發動機性能、耐久性、貫徹結構完整性大綱中必須獲得的關鍵數據。研究航空發動機實際使用的載荷譜，確定主要部件承受的載荷及其應力的時間歷程，對提高航空發動機壽命具有極其重要意義。
，載荷譜與壽命（）載荷譜的定義載荷譜是指發動機在工作中承受的載荷一時間特性�；蛘哒f，決定發動機推進功率的諸參數隨時間的變化圖譜即是飛行載荷譜。 •’,•
 
由于作用在發動機上的載荷情況主要取決于實際使用任務和使用條件，因此，發動機飛行載荷譜，就是根據實際使用任務和使用條件按統計規律制定的載荷作用的方案。
航空發動機受有內外氣動熱力載荷、機械載荷和振動載荷。內載荷譜通常是發動機功率狀態的函數，這種載荷又稱功率譜。外載荷譜是飛行條件和飛行狀態的函數，外載荷譜又稱為飛行慣性過載譜。
外氣動載荷主要是發發動機短艙的壓力分布。內氣動載荷包括發動機內部的逐級壓力、推力和扭矩載荷以及穩態和過渡態的溫度分布。結構靜載荷包括轉子離心力和飛機機動飛行時對發動機造成的慣性力，如各向過載和陀螺力矩。結構動載荷指氣流激起喘振，葉片顫振、盤、軸、葉片、機匣和導管等振動。低循環載荷是指發動機使用工作循環時構件造成的大應力疲勞載荷。高溫蠕變載荷是指高溫渦輪葉片、渦輪盤在高溫和高離心拉伸應力持續作用下的組合負載。
發動機的飛行載荷隨發動機工作狀態（慢車、中等功率、額定、最大和加力）和過渡過程狀態的改變、飛行條件的變化（地區、季節、飛行高度和速度）、飛機機動狀態的變化、飛機執行任務的改變、飛行員駕駛技術水平差異、油門桿操作程度不同等而變化，載荷實際是一連續變化過程。
按數理統計方法，發動機實際承受載荷是上述諸變化參數的一個隨機變量。若取該隨機變量的平均值 （ ）表示時，則為 （）" % & ’%’ & . & (%(式中) %，%’，.，%( —
—各個樣本出現的頻率； ，’，.，( —
—各個樣本的載荷值。
由于發動機結構復雜，影響發動機壽命的因素并非單一、任務種類很多。功率狀態經常變化，子樣變異性就很大。加上各部隊使用不同和訓練素質差異，因此，只有在同類型任務狀態下，實測發動機各參數，才能作為取母體的一個樣本進行分析。特別對于殲擊機，訓練內容和飛行科目多，樣本很多，必須將同類載荷合并，然后找出典型代表科目進行分析，以確定主要決定壽命的載荷和循環。
航空發動機作為一種推進系統，其輸出功率隨時間變化構成了動力機械的載荷譜。航空發動機的推進功率戶為：
*"｛+,-./ 0.1（*/ 0*3）｝
［（&%）］& 2/.1式中) +,-—
—空氣流量，45 6 7； %———油氣比； —
—尾噴口燃氣排出速度， 67；
./  , 
.8  —
—飛行速度，, 6 7； 
’

2/ ——發動機尾噴口面積，
—, ；
*/
—
—尾噴口排氣壓力，9-；

*3
———高度 66時大氣壓力，9-。 .1、*3 —
—飛行狀態參數及環境溫度的函數；+ ,-———發動機轉速 (、進口總靜壓差的函數； ./ —
—壓氣機增壓比、供油量、燃燒室效率和壓力損失系數的函數。

•;:•
 
航空發動機推進功率不僅是油壓函數，而且是飛行狀態和環境參數的函數。因此，發動機推進功率參數隨時間的變化圖譜被稱為飛行載荷譜，由于這些參數反映了發動機使用條件，因而亦稱發動機使用任務譜。
（）飛行載荷譜是決定發動機壽命的前提現代航空發動機壽命，不僅是簡單地定義為發動機總運轉的小時數，而且還應規定總循環次數。飛行載荷譜是確定發動機使用壽命的基本條件。圖 "  %示出發動機結構完整性分析計劃，可以看出載荷要素是決定壽命的關鍵因素。

圖 "  &%’發動機結構完整性 ()*+,分析計劃框圖
-世紀 .-年代， /0--發動機在 / &%飛機使用中出現了耐久性問題。其原因是實際功率循環超過設計循環 12，熱循環時間累積比設計循環低 &2，加力燃燒室的實際使用循環超過設計循環達 3312。這說明原來根據使用任務要求和設計資料推算的發動機工作循環未能真實反映實際使用。
實際表明，限制發動機零部件壽命的主要故障是低循環疲勞、熱疲勞、應力斷裂、蠕變和腐蝕等。低循環疲勞影響發動機的很多主要限壽部件，諸如風扇盤、壓氣機盤、渦輪盤和機匣、渦輪靜子、燃燒室機匣、火焰筒、加力燃燒室和導管等。蠕變和熱疲勞影響渦輪葉片導向器和燃燒室等。顫振與蠕變影響風扇葉片、壓氣機葉片。應力斷裂影響渦輪葉片和葉盤。
低循環頻率一般小于 -43-周 5 607，一個飛行起落大約在 -8% 48%9，而載荷所引起的應力—應變幅值則很大，最大應變超過屈服應變，甚至局部應力集中超過屈服極限。在航空發動機試驗中，模擬使用的載荷循環有兩種典型循環：
　
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