作为在极端热机械条件下工作的关键承力部件，航空发动机涡轮盘通常被认为是航空发动机中的寿命限制部件[1,2]。载荷谱是进行应力分析和确定关键部件（如涡轮盘）使用寿命的基础，这一点在中国[3,4]和美国[5,6]的军事标准中都有明确规定。然而，由于涡轮盘的工作环境非常复杂，测量得到的随机载荷谱在实验室环境中难以模拟[7,8]。因此，在保持与测量随机载荷谱等效性的同时实现高精度的寿命试验谱编制已成为航空发动机涡轮盘寿命评估中的一个关键挑战[9]。
早期的部件寿命试验谱主要采用恒幅载荷谱[10]。尽管已经开发了多种损伤等效方法[11]，但与测量得到的随机载荷谱相比仍存在显著差异。Ernst Gassner[12]首次提出了程序载荷谱的概念，其核心原理是将统计得到的载荷幅值累积频率分布离散化为不同幅度和发生次数的程序载荷块。这些块根据特定的排序规则系统排列，以替代寿命试验中的测量载荷谱。由于程序载荷谱更接近实际服役载荷，已被广泛应用于多个领域的关键结构的寿命评估，包括飞机[13,14]、车辆[15],[16],[17]、铁路[18]、风力涡轮机[19]、机床[20]和建筑机械[21]。我们的研究团队成员Chang[7,8]开发了一种航空发动机风扇盘程序载荷谱的编制方法，为涡轮盘寿命试验谱的编制提供了有价值的参考。然而，涡轮盘作为高温部件，其损伤机制和载荷特性与风扇盘有很大不同，仍有许多技术挑战需要解决。
基于损伤的载荷谱模型是寿命试验编制的基础。由于工程机械、铁路车辆、机床和航空发动机风扇盘在常温环境下工作，现有模型仅考虑了载荷谱中的疲劳载荷特性。这些模型包括非参数核密度外推方法[22],[23],[24]、时域外推技术[25],[26],[27]和参数雨流域外推方法[28],[29],[30]。Niu[31]和Chang[7]直接使用样本数据作为疲劳载荷特性的表征。我们最近的研究[32]基于一种新的混合分布开发了一种高精度疲劳载荷特性模型。然而，除了疲劳损伤外，涡轮盘还在高温环境下工作。涡轮盘边缘和枞树槽根部等关键位置的工作温度超过了蠕变阈值[33]，使得蠕变损伤成为一个重要因素。现有的蠕变-疲劳寿命预测模型主要采用标准化的蠕变-疲劳试验循环，如CP、PC、CC和PP类型[34],[35],[36],[37]。这些理想化的载荷与涡轮盘的实际测量载荷谱存在显著差异，无法确保疲劳载荷特性和蠕变载荷特性的一致性。
瞬态温度和热应力是另一个关键载荷特性，它显著区分了涡轮盘与其他常温环境下的部件（如风扇盘）。对于风扇盘而言，热应力通常可以忽略不计，应力谱可以直接从旋转速度和应力之间的二次关系中得出。相比之下，涡轮盘在启动加速和关闭过程中会经历显著的瞬态温度场，产生较大的瞬态热应力[9]。此外，虽然盘中心的熱應力和離心應力变化方向相同，但在盘边缘变化方向相反[38]。这导致旋转速度和应力之间的关系不唯一，使得无法直接将旋转速度转换为应力。因此，寿命试验谱的编制必须考虑瞬态载荷特性，这大大增加了开发过程的复杂性。此外，瞬态过程通常需要在复杂边界条件下使用微分方程进行精确描述。Gao等人[39],[40],[41],[42],[43],[44],[45],[46],[47],[48],[49]开发的独特非线性理论方法为解决此类瞬态过程中的微分方程提供了重要的理论参考。
总之，尽管现有研究在常温条件下编制航空发动机风扇盘的程序载荷谱方面取得了显著进展，但这些方法仅考虑了疲劳损伤，未能同时解决高温服役条件下涡轮盘的蠕变载荷特性和蠕变损伤问题。此外，目前广泛采用的蠕变-疲劳试验循环（如CP、PC、CC和PP类型）过于理想化，无法准确反映涡轮盘在实际飞行任务中的实际载荷特性。最后，现有的关于涡轮盘载荷谱的研究均未考虑瞬态载荷特性的建模和仿真。因此，本文旨在基于载荷特性一致性原则建立航空发动机涡轮盘寿命试验谱的编制方法。研究内容安排如下：第2节介绍涡轮盘寿命试验谱的编制方法，其中2.1节介绍疲劳和蠕变载荷特性模型，2.2节介绍载荷特性离散化方法，2.3节介绍瞬态载荷特性仿真方法，2.4节介绍寿命试验谱的排序和生成程序。第3节介绍实验方案。第4节介绍结果和讨论，包括4.1节的变形行为分析、4.2节的中位寿命误差分析以及4.3节不同载荷谱下寿命分布的一致性测试。最后，第5节总结本研究的内容。
