发明内容
为了解决上述技术问题至少之一,本申请提供了一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法。
本申请公开了一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法,包括:
获取航空发动机典型任务剖面的振动量值;
计算成附件产品振动疲劳加速因子;
计算典型任务剖面的工作时间;
计算典型任务剖面的加速等效时间;
计算等效总时间以及获取典型任务剖面等效过程中的最大加速因子;
计算成附件产品剩余加速因子;
计算成附件产品最终的振动耐久试验等效时间和振动量值。
根据本申请的至少一个实施方式,在所述计算成附件产品振动疲劳加速因子步骤包括:
计算成附件产品在不同振动量值条件下的疲劳寿命,再对疲劳寿命取对数后进行最小二乘数据拟合,以得到成附件产品振动疲劳加速因子。
根据本申请的至少一个实施方式,所述典型任务剖面的工作时间通过如下公式(1)计算得到:
Ti=Ts×Ri (1);
其中,TS为产品全寿命周期时间,单位为小时;Ti(i=1,2,3,4,…m)为每个任务剖面持续的时间,单位为小时;Ri为各任务剖面持续时间所占全寿命的比例,单位为百分比。
根据本申请的至少一个实施方式,所述典型任务剖面的加速等效时间通过如下公式(2)计算得到:
其中,Ti等效为低量值任务剖面等效后的持续时间;Grms-i为典型任务剖面i的振动量值,单位为g;Grms-max为典型任务剖面的最大振动量值,单位为g;K为成附件产品振动疲劳加速因子。
根据本申请的至少一个实施方式,所述等效总时间通过如下公式(3)计算得到:
根据本申请的至少一个实施方式,所述成附件产品剩余加速因子通过如下公式(4)计算得到:
根据本申请的至少一个实施方式,所述成附件产品最终的振动耐久试验等效时间以及振动量值分别通过如下公式(5)、(6)计算得到:
Grms最终=Grms-max×K剩余加速因子 (6)。
根据本申请的至少一个实施方式,在所述获取航空发动机典型任务剖面的振动量值步骤之前还包括:
获取航空发动机典型任务剖面的振动量值。
根据本申请的至少一个实施方式,在所述计算成附件产品在不同振动量值条件下的疲劳寿命步骤之前还包括:
设定成附件产品材料特征参数和边界条件。
根据本申请的至少一个实施方式,在所述对疲劳寿命取对数后进行最小二乘数据拟合步骤中,是通过matlab软件进行数据拟合。
本申请至少存在以下有益技术效果:
本申请的航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法,通过建立发动机成附件振动耐久试验时间计算方法的工作流程,具有广泛的适用性;另外,实现了振动耐久试验时间科学合理的计算,解决了传统方法不科学、不合理的问题;并且,实现对产品抗疲劳能力的有效验证,为成附件产品的设计和改进提供了技术支撑;进一步,完善了成附件振动耐久试验的方法,提高了振动耐久试验的有效性。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚,下面将结合本申请实施例中的附图,对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中,自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例,而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的,旨在用于解释本申请,而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例,本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
现有的随机振动耐久试验时间的计算方法,缺少振动等效过程中加速因子的确定方法,仅针对航空电子类产品给出了加速因子为4.0的经验数据,通用性较差;另外,基于产品的研制经验,按照500:1或500:1.5的等效关系确定振动耐久试验时间,没有考虑发动机使用任务剖面不同导致的产品的疲劳损伤不同,随机振动耐久试验时间确定不科学、不合理;进一步地,不能根据产品的实际疲劳损伤情况合理确定振动耐久试验时间,不能有效验证产品的抗疲劳能力,导致产品交付外场使用后故障频发。
为此,本申请公开了一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法;下面结合附图1和图2对本申请计算方法进一步详细说明。
本申请公开了一种航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法,可以包括如下步骤:
S101、获取航空发动机典型任务剖面的振动量值。
具体地,参见图1中的输入步骤,可以应用MSC.Fatigue疲劳分析软件,先获取发动机典型工况条件下的振动环境测量数据,再得到航空发动机典型任务剖面的振动量值,从而将振动量值作为上述分析软件的输入。
S102、计算成附件产品振动疲劳加速因子。
具体地,可以在分析软件中设定成附件产品材料特征参数和边界条件,从而计算成附件产品在不同振动量值条件下的疲劳寿命,再对疲劳寿命取对数后进行最小二乘数据拟合(振动量值和循环次数),获得拟合方程,最后以得到成附件产品振动疲劳加速因子(斜率即为振动疲劳加速因子)。进一步地,本实施例中,是通过matlab软件进行数据拟合。
S103、计算典型任务剖面的工作时间。
具体地,典型任务剖面的工作时间通过如下公式(1)计算得到:
Ti=Ts×Ri (1);
其中,TS为产品全寿命周期时间,单位为小时;Ti(i=1,2,3,4,…m)为每个任务剖面持续的时间,单位为小时;Ri为各任务剖面持续时间所占全寿命的比例,单位为百分比。
S104、计算典型任务剖面的加速等效时间。
具体地,依据振动疲劳损伤的等效加速公式(2),对低振动量值的任务剖面和持续时间等效换算成最大振动量值任务剖面下的加速等效持续时间;
其中,Ti等效为低量值任务剖面等效后的持续时间;Grms-i为典型任务剖面i的振动量值,单位为g;Grms-max为典型任务剖面的最大振动量值,单位为g;K为成附件产品振动疲劳加速因子。
S105、计算等效总时间以及获取典型任务剖面等效过程中的最大加速因子。
具体地,按照公式(3)计算全生命周期工作时间TS等效为最大振动量值任务剖面条件下的等效总时间T总等效;其中,最大加速因子的确定为各典型任务剖面等效过程中使用的最大加速因子;
S106、计算成附件产品剩余加速因子。
具体地,成附件产品剩余加速因子通过如下公式(4)计算得到:
S107、计算成附件产品最终的振动耐久试验等效时间(T最终等效)和振动量值(Grms最终)。
具体地,成附件产品最终的振动耐久试验等效时间以及振动量值分别通过如下公式(5)、(6)计算得到:
Grms最终=Grms-max×K剩余加速因子 (6)。
下面将以一个具体实例对本申请的航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法作进一步详细说明。
S101、获取航空发动机典型任务剖面的振动量值;根据发动机振动环境测量数据和任务剖面中各典型工作状态的比例,如表1;计算发动机不同任务剖面的振动量值如表2;
表1任务剖面各工况组成及比例
表2各任务剖面振动量值(总均方根值)
S102、计算成附件产品振动疲劳加速因子。
应用MSC.Fatigue疲劳分析软件,计算某传感器不同振动量值条件下的产品的疲劳寿命,计算结果见表3;采用Matlab软件对表3中的数据取对数后进行最小二乘数据拟合,见图2,斜率即为产品的加速因子,从而确定加速因子为5.6,即K=5.6。
表3某传感器振动疲劳寿命计算结果
振动量值(g) |
疲劳寿命(次数) |
13.8 |
1.7×10<sup>6</sup> |
13.5 |
1.9×10<sup>6</sup> |
15.6 |
7.63×10<sup>5</sup> |
14.8 |
1.05×10<sup>6</sup> |
17.4 |
4.75×10<sup>5</sup> |
13.9 |
1.60×10<sup>6</sup> |
S103、计算典型任务剖面的工作时间。
按照上述公式(1)计算发动机各任务剖面的持续时间,计算结果见表4。
表4某传感器振动疲劳寿命计算结果
S104、计算典型任务剖面的加速等效时间。
按照上述公式(2)将任务剖面一、二、三、四和六的持续时间等效为剖面五的持续时间,计算结果见表5。
表5典型任务剖面等效时间计算结果
S105、计算等效总时间以及获取典型任务剖面等效过程中的最大加速因子。
按照上述公式(3)计算等效总时间为1621.4小时。其含义是在总均方根值为17.4g的振动条件下试验时间为1621.4小时,等效于该产品在5000飞行小时寿命期的振动损伤。从表5中可以看出,各任务剖面等效过程中换算时使用的最大加速因子为K典型任务剖面等效过程中的最大加速因子=1.29。
S106、计算成附件产品剩余加速因子
按照上述公式(4)计算获得剩余加速因子为1.764;具体地:
S107、计算成附件产品最终的振动耐久试验等效时间和振动量值。
按照上述公式(5)和公式(6)的计算振动耐久试验的最终等效时间和最终的振动量值分别为67.5小时和30.7g,其含义是在总均方根值为30.7g的振动量值下试验时间为67.5小时,等效于该产品在5000飞行小时寿命期的振动损伤;具体为:
Grms最终=Grms-max×K剩余加速因子=17.4×1.764=30.7g。
本申请的航空发动机成附件随机振动耐久试验时间计算方法,通过建立发动机成附件振动耐久试验时间计算方法的工作流程,具有广泛的适用性;另外,实现了振动耐久试验时间科学合理的计算,解决了传统方法不科学、不合理的问题;并且,实现对产品抗疲劳能力的有效验证,为成附件产品的设计和改进提供了技术支撑;进一步,完善了成附件振动耐久试验的方法,提高了振动耐久试验的有效性。
以上所述,仅为本申请的具体实施方式,但本申请的保护范围并不局限于此,任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内,可轻易想到的变化或替换,都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此,本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。