现今民用航空发动机的寿命有多久？
民用客机货机简称“民用飞机”，就是用于非军事目的的飞机，作为一种运人载物的交通工具。
民用飞机航空发动机寿命：飞机发动机通常是按照小时来算。发动机运行了额定的小时后，就要大修。我国自己生产的发动机，无论军用或者民用，大修时间也就200-300小时，很多俄制发动机也类似，使用寿命可以达到3000-5000小时。但是西方的很多发动机质量好很多，大修时间可以在数千小时，寿命可以到上万小时。一般发动机出厂前都会进行1000小时的可靠性试验，就是观察研究发动机在连续工作1000小时内的可靠性。一定数量同一类型的发动机，按设定的循环运转，假如定义有一半或70%的出现了严重问题，那么运转的时间就是发动机的寿命。
欧美系空客和波音：这两种飞机都非常优秀，一般服役20年没有问题，发动机会定期检修并且更换。
发动机的寿命确实比机体寿命短，因为发动机要定期检修，一旦过了额定寿命，即使可以使用，也会进行更换的。随时维修随时更换，客机跟航发的期限都是20年退役。航发坏了就修要么就换，没有特殊规定多少年。
发动机的寿命关键在于发动机的叶片，发动机的叶片越好，则寿命越长。叶片分涡轮叶片和压气机叶片。涡轮叶片一般要在1500℃和接近15000转/分这种极大离心力的恶劣工况下运转，在这种条件下工作，要求极高。涡轮叶片工作温度高，负荷大，应力复杂，要求材料具有很强的热强性、抗冲击性、抗疲劳性、耐腐蚀能力及损伤容限特征。它的工作温度已经超过钢铁承受的温度，只能用高温合金。但高温合金在这么高的温度和这么大的离心力下要产生蠕动，一蠕动，叶片就要变形，很容易失效。在这种恶劣工况下，过去用的是多晶体合金。它的特点是：你把合金一弄断，看它的断面有很多闪亮的晶点。这种晶格结构有缺陷的地方首先会断裂。而单晶体合金就避免了多晶体合金的缺陷，它是均匀的整体，没有缺陷。如采用定向凝固制造成定向单晶合金，就消除了晶界，可将使用温度提高一个台阶，约为30℃，从而使涡轮进口温度提高30℃-60℃左右。它的整体辐射非常均匀，具有更高的疲劳寿命。多晶体合金容易疲劳，在高温下容易沿着晶界产生裂纹，而单晶把这个条件提高了1～2个数量级。在压气机叶片上，有很大的气动弹性，没有优秀的压气机叶片，承受不了气动弹性引起的疲劳和裂纹。
美国装备波音747、767的JT9D发动机采用PWAl422单晶合金，寿命达9 600小时以上。F-15的F-100发动机用的是第一代定向凝固合金叶片，美国的第二代单晶合金PWAl484和第三代Re-neN6的性能又远远超过了第一代的水平。你可以看到空客和波音的飞机日夜在空中飞行，发动机可靠地工作着。有的CFM-56发动机寿命达到了1.4万小时。
相比之下，俄国发动机寿命就要短很多：AL-31F大修间隔原来只有640小时，后来做了延寿才达到800小时，尽管战斗机发动机与民用涡扇发动机定位不同，但还是能看出基础研究的差距。我国目前能生产的定向凝固单晶叶片与国际水平差距就更大，人家一台发动机顶咱们10台以上。就原先的米格-21（歼7），大修时间在100小时，这个绝对是非常差的，频繁的换装会耽误飞机的部署和战斗的。当然，现在的发动机寿命有所提高，但差距仍然非常大
欧美在这方面的技术是非常先进的，很多民航的飞机，大修时间在10000小时以上。军用飞机，与米格-21同时期的F-4所用的J-79发动机，寿命就达到4000小时。F-15用的F-110发动机寿命可达6000-8000小时，F-22用的F-136发动机寿命为13000小时以上。
国产飞机的发动机的寿命是多少？
国产发动机的寿命在800个小时左右。 航空发动机寿命管理寿命是衡量发动机耐久性的常用指标，它包括技术寿命和服役期限。技术寿命定义为发动机从其使用时间开始，或经过翻修后恢复工作，直到极限状态前的工作时间；服役期限又称日历寿命，是发动机从其使用时间开始或经过一定形式修理后恢复工作，直到极限状态前的日历持续时间。 寿命管理工作的核心是通过工程学科中的先进技术，验证零件及其材料的疲劳寿命，并根据零件工作和负荷的性质，按危险性影响的程度对零件进行分类，以实施不同的寿命控制管理。寿命控制航空发动机是非常复杂的系统，有不同的方法进行寿命控制。当出现的故障对发动机安全和经济性不产生影响，则可以使用到发动机出现故障，即故障前控制的方法。对关键零件，可按照寿命确定后进行控制的方法，但对整台发动机都按固定寿命进行管理实际上是不经济的。 另外，可采取按发动机的技术状态进行管理的方法，通过预先对可能出现故障的零部件进行更换。当然，当代最先进的是以可靠性为中心的控制方法，即对故障的危险性进行分析，对可使发动机的使用期限尽可能长，可在零件故障危险性达到一定程度的时候再采取措施。在某国，对发动机的寿命确定方法进行过长时间的研究。早在60~70年代，当时发动机的寿命只有200小时左右，一般按试验方法（地面试验和飞行试验结合）对发动机定寿，在飞行试验时飞机不载人，显然这种方法的经济性很差，而且发动机寿命增长也需要很长时间。 在80年代，出现了发动机寿命加速试验方法，即按等效寿命循环的办法进行发动机寿命考核。等效试验的循环数比实际发动机的工作循环少，通过较大的载荷循环等效小载荷水平循环，其优势表现在能减少60%左右的发动机定寿时间，而且费用也减少60~80%。 在80~90年代，计算机技术开始在设计中大量采用、结构强度、寿命计算方法取得很大突破，发动机的寿命得到大幅度的提高，从2000循环到4000循环以上。在90年代出现了新的寿命控制方法，即发动机按技术状态投入使用，并以可靠性为中心进行控制。寿命控制的三种方法：1) 针对老发动机，按发动机的试验寿命；2) 重视导致发动机从飞机上拆除的故障，对一般故障根据技术状态和故障后果视情处理，实际上导致发动机从飞机上拆除的故障主要决定于关键件的寿命和技术状态，即按发动机关键件的试验寿命确定发动机寿命；3)主要零部件不按试验寿命，而用计算方法获得，通过计算应力应变状态、低周疲劳曲线和试件试验结果来确定循环寿命，从而再确定零件寿命（需要低周疲劳数据库）。该方法大大减少了寿命试验的支出，在设计阶段便能确定主要零部件的寿命，从而大大提高了发动机的竞争力，通过采用先进的故障诊断技术，提高了发动机的安全性和效能。
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