CN110362957B - 一种航空发动机关键件寿命管理方法及装置 - Google Patents

一种航空发动机关键件寿命管理方法及装置 Download PDF

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CN110362957B CN201910706026.0A CN201910706026A CN110362957B CN 110362957 B CN110362957 B CN 110362957B CN 201910706026 A CN201910706026 A CN 201910706026A CN 110362957 B CN110362957 B CN 110362957B
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Abstract

本公开涉及一种航空发动机关键件寿命管理方法及装置，属于航空发动机技术领域。该试验方法包括：获取一航空发动机的关键件的初始飞行参数；对初始飞行参数进行飞行剖面简化以及当量循环数等效，以确定规整飞行剖面和第i次任务的当量循环数ni；根据初始飞行参数以及疲劳‑蠕变寿命模型确定标准总寿命
Figure DDA0002152145620000011
根据规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定关键件的标准寿命消耗
Figure DDA0002152145620000012
进而确定关键件剩余寿命；根据关键件剩余寿命，判断是否对关键件进行修复；并在判断对关键件进行修复后，选择焊接或3D打印进行修复。本公开可以提高航空发动机关键件寿命管理的可靠性，提高关键件寿命利用率，即不因过早更换造成浪费，又不会在使用中失效。

Description

一种航空发动机关键件寿命管理方法及装置
技术领域
本公开涉及航空发动机技术领域，具体而言，涉及一种航空发动机关键件寿命管理方法及装置。
背景技术
航空发动机关键件是指较易发生故障的涡轮叶盘、叶片等结构件。在“木桶理论”中，航空发动机关键件是航空发动机的寿命短板，如何及时监控关键件的损伤状况，使其既不超期使用发生故障，又不过早更换浪费使用寿命，是关键件寿命管理的根本目标。
在航空发动机技术领域，英美等国的发动机寿命管理起步早，发展快，技术成熟。我国多数民用飞机主要购自英美等国，配套有发动机寿命管理软件。但发动机寿命管理属于技术机密，软件只提供简单的用户接口，其具体流程方法无法得知。目前我国的发动机寿命管理发展缓慢，发动机在保证机群安全的前提下，往往以极大寿命余量运行，发动机关键件寿命利用率低，从而造成了关键件的浪费。
需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
发明内容
本公开的目的在于提供一种航空发动机关键件寿命管理方法及装置，以提高航空发动机关键件寿命管理的可靠性，从而降低关键件的浪费。
根据本公开的一个方面，提供一种航空发动机关键件寿命管理方法，包括：
获取一航空发动机的关键件的初始飞行参数；
对所述初始飞行参数进行飞行剖面简化以确定规整飞行剖面，以及对所述初始飞行参数进行当量循环数等效以确定第i次任务的当量循环数ni；
根据所述初始飞行参数以及疲劳-蠕变寿命模型，确定标准总寿命
Figure BDA0002152145600000021
以及根据所述规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定所述关键件的标准寿命消耗
Figure BDA0002152145600000022
并根据所述标准总寿命
Figure BDA0002152145600000023
与所述标准寿命消耗
Figure BDA0002152145600000024
确定所述关键件剩余寿命；
根据所述关键件剩余寿命，判断是否对所述关键件进行修复；并在判断对所述关键件进行修复后，选择焊接或者3D打印对所述关键件进行修复。
在本公开的一种示例性实施例中，所述初始飞行参数包括关键件的初始组织结构参数以及关键件服役的标准飞行参数：
所述初始组织结构参数包括相组成、孔洞密度以及表面质量；
所述标准飞行参数包括转速以及温度。
在本公开的一种示例性实施例中，所述对所述初始飞行参数进行飞行剖面简化以确定规整飞行剖面包括：
根据所述关键件服役的转速以及温度，确定标准飞行剖面；
对所述标准飞行剖面进行飞行剖面简化，确定规整飞行剖面。
在本公开的一种示例性实施例中，所述对所述初始飞行参数进行当量循环数等效以确定第i次任务的当量循环数ni包括：
对所述转速与温度采用经验公式，并结合所述规整飞行剖面，计算总应力，进而确定总应力随时间的变化曲线；
对所述总应力随时间的变化曲线基于雨流计数法等效为当量循环数据；
根据所述当量循环数据，基于当量循环换算图确定第i次任务的当量循环数ni。
在本公开的一种示例性实施例中，所述根据所述规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定所述关键件的标准寿命消耗
Figure BDA0002152145600000025
包括：
根据所述规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定第i次任务标准循环数
Figure BDA0002152145600000031
根据所述第i次任务标准循环数确定第i次任务标准损伤
Figure BDA0002152145600000032
根据第i次任务标准损伤
Figure BDA0002152145600000033
确定m次任务后的标准寿命消耗
Figure BDA0002152145600000034
在本公开的一种示例性实施例中，
所述第i次任务标准循环数
Figure BDA0002152145600000035
根据公式
Figure BDA0002152145600000036
确定；其中，
Figure BDA0002152145600000037
为第i次任务标准循环数，ni为第i次任务的当量循环数，σm为当前主循环应力均值，
Figure BDA0002152145600000038
为标准主循环应力均值，△σ为当前主循环应力幅值，
Figure BDA0002152145600000039
为标准主循环应力幅值。
在本公开的一种示例性实施例中，所述第i次任务标准损伤
Figure BDA00021521456000000310
根据公式
Figure BDA00021521456000000311
确定；其中，
Figure BDA00021521456000000312
为第i次任务标准损伤，
Figure BDA00021521456000000313
为第i次任务的标准循环数，
Figure BDA00021521456000000314
为标准总循环数，Pi为超载致超期损伤；所述标准总循环数
Figure BDA00021521456000000315
根据公式
Figure BDA00021521456000000316
确定，其中
Figure BDA00021521456000000317
为标准总寿命，
Figure BDA00021521456000000318
为标准剖面主循环频率。
在本公开的一种示例性实施例中，所述m次任务后的标准寿命消耗
Figure BDA00021521456000000319
根据公式
Figure BDA00021521456000000320
确定；其中，
Figure BDA00021521456000000321
为m次任务后的标准寿命消耗，
Figure BDA00021521456000000322
为标准总寿命，
Figure BDA00021521456000000323
为第i次任务标准损伤。
在本公开的一种示例性实施例中，所述根据所述关键件剩余寿命，判断是否对所述关键件进行修复包括：
判断所述关键件剩余寿命是否达到剩余寿命阈值；
在所述关键件剩余寿命达到所述剩余寿命阈值时，检测所述关键件的表面孔洞裂纹和图层受损情况；
根据所述关键件的表面孔洞裂纹和图层受损情况，结合修复所需时间、人工成本和耗材成本以及修复后对所述关键件的寿命延长情况，判断是否对所述关键件进行修复。
根据本公开的第二个方面，提供一种航空发动机关键件寿命管理装置，包括：
数据获取模块，用于获取一航空发动机关键件的初始飞行参数；
数据处理模块，用于对所述初始飞行参数进行飞行剖面简化以确定规整飞行剖面，以及对所述初始飞行参数进行当量循环数等效以确定第i次任务的当量循环数ni；
寿命评估模块，用于根据所述初始飞行参数以及疲劳-蠕变寿命模型，确定标准总寿命
Figure BDA0002152145600000041
以及根据所述规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定所述关键件的标准寿命消耗
Figure BDA0002152145600000042
并根据所述标准总寿命
Figure BDA0002152145600000043
与所述标准寿命消耗
Figure BDA0002152145600000044
确定所述关键件剩余寿命；
修复决策模块，根据所述关键件剩余寿命，判断是否对所述关键件进行修复；并在判断对所述关键件进行修复后，选择焊接或者3D打印对所述关键件进行修复。
由上述技术方案可知，本公开提供一种航空发动机关键件寿命管理方法，其优点和积极效果在于：
本公开提供的一种航空发动机关键件寿命管理方法，根据发动机关键件的初始飞行参数确定关键件的剩余寿命，进而根据剩余寿命判断是否对关键件进行修复。本公开提供的关键件剩余寿命计算方法贴合关键件的运行环境及过程，实现了对航空发动机关键件如涡轮叶片的寿命管理，且寿命管理的过程及结果具有较高可靠性，在保证发动机机群安全的前提下，使关键件不因过早更换造成浪费，又不会在使用中失效，提高了关键件寿命利用率。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示意性示出本公开示例性实施例中航空发动机关键件寿命管理方法流程图；
图2示意性示出本公开示例性实施例中关键件所受总应力随时间的变化曲线图；
图3示意性示出本公开示例性实施例中采用雨流技术法等效为当量循环数据的转换图；
图4示意性示出本公开示例性实施例中的当量循环数据转换为当量循环数的当量循环换算图；
图5示意性示出本公开示例性实施例中航空发动机关键件寿命管理装置示意图。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本公开的各方面变得模糊。
本说明书中使用用语“一个”、“一”、“该”和“所述”用以表示存在一个或多个要素/组成部分/等；用语“包括”和“具有”用以表示开放式的包括在内的意思并且是指除了列出的要素/组成部分/等之外还可存在另外的要素/组成部分/等；用语“第一”和“第二”等仅作为标记使用，不是对其对象的数量限制。
图1示意性示出本公开示例性实施例中航空发动机关键件寿命管理方法流程图。
本公开提供的一种航空发动机关键件寿命管理方法，其优点和积极效果在于：
本公开提供的一种航空发动机关键件寿命管理方法，根据发动机关键件的初始飞行参数确定关键件的剩余寿命，进而根据剩余寿命判断是否对关键件进行修复。本公开提供的关键件剩余寿命计算方法贴合关键件的运行环境及过程，实现了对航空发动机关键件如涡轮叶片的寿命管理，且寿命管理的过程及结果具有较高可靠性，在保证发动机机群安全的前提下，使关键件不因过早更换造成浪费，又不会在使用中失效，提高了关键件寿命利用率。
本公开提供的一种航空发动机关键件寿命管理方法，可以包括如下步骤：
步骤S110.获取一航空发动机的关键件的初始飞行参数；
步骤S120.对所述初始飞行参数进行飞行剖面简化以确定规整飞行剖面，以及对所述初始飞行参数进行当量循环数等效以确定第i次任务的当量循环数ni；
步骤S130.根据所述初始飞行参数以及疲劳-蠕变寿命模型，确定标准总寿命
Figure BDA0002152145600000061
以及根据所述规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定所述关键件的标准寿命消耗
Figure BDA0002152145600000062
并根据所述标准总寿命
Figure BDA0002152145600000063
与所述标准寿命消耗
Figure BDA0002152145600000064
确定所述关键件剩余寿命；
步骤S140.根据所述关键件剩余寿命，判断是否对所述关键件进行修复；并在判断对所述关键件进行修复后，选择焊接或者3D打印对所述关键件进行修复。
下面，对于本示例实施方式的上述步骤进行更加详细的说明。
步骤S110.获取一航空发动机的关键件的初始飞行参数。
本示例实施方式中，关键件在生产交付后，首先可以对其总寿命进行预估，而预估的依据即为初始飞行参数。而初始飞行参数可以包括两大类，一是关键件的初始组织结构参数，二是关键件服役的标准飞行参数。
进一步的，初始组织结构参数可以包括相组成、孔洞密度以及表面质量等，这些参数是导致裂纹萌生和扩展最敏感的因素，而裂纹会严重影响关键件的使用寿命。标准飞行参数可以包括转速以及温度，转速和温度是影响关键件应力分布最主要的因素，并且也是发送机监控测量中可行性较高的两个参数。
步骤S120.对所述初始飞行参数进行飞行剖面简化以确定规整飞行剖面，以及对所述初始飞行参数进行当量循环数等效以确定第i次任务的当量循环数ni。
本示例实施方式中，对所述初始飞行参数进行飞行剖面简化以确定规整飞行剖面进一步可以包括：根据所述关键件服役的转速以及温度，确定标准飞行剖面；对所述标准飞行剖面进行飞行剖面简化，确定规整飞行剖面。详细而言，飞行剖面是飞行参数随时间的变化图，其中横坐标为时间，纵坐标为飞行参数，即可以由初始飞行参数的转速和温度随时间的变化图生成标准飞行剖面。而由于该标准飞行剖面具有许多数据杂点，首先可以对标准飞行剖面进行伪读数、无效幅值去除等，以简化为规整飞行剖面，以用于下一步应力计算。
本示例实施方式中，对所述初始飞行参数进行当量循环数等效以确定第i次任务的当量循环数ni可以包括：对所述转速与温度采用经验公式，并结合所述规整飞行剖面，计算总应力，进而确定总应力随时间的变化曲线；对所述总应力随时间的变化曲线基于雨流计数法等效为当量循环数据；根据所述当量循环数据，基于当量循环换算图确定第i次任务的当量循环数ni。
详细而言，由于寿命评估要求简便、快速，因此不能用传统的有限元法对关键件的总应力分布进行计算。本实施方式中，在获得规整飞行剖面后，可以基于所述规整飞行剖面，采用唯象经验公式σ＝σ(γ，T)对总应力进行计算，即总应力σ为转速γ和温度T的经验函数。总应力计算结果可以参考图2所示。
图2示意性示出本公开示例性实施例中关键件所受总应力随时间的变化曲线图。其中横坐标为时间，单位为S(秒)，纵坐标为应力，单位为MPa(兆帕)，图中包括三种曲线，分别代表热应力、离心应力和总应力随时间的变化。可以看出，飞机在运行中，发动机无规律反复加减速，从而导致总应力在一定的范围内无规律循环波动。即可以说明关键件经受的是疲劳-蠕变变形方式，需用疲劳-蠕变寿命模型进行评估。此外，需要补充的是，该唯象经验函数的具体表达式是从具体型号发动机运行时，通过大量有限元应力计算结果总结而来。
上述疲劳-蠕变寿命模型是从规律的疲劳-蠕变加载实验发展而来。因此，可以将上述无规律的总应力随时间的变化曲线基于雨流计数法等效为当量循环数据，结果可以参考图3所示。图3示意性示出本公开示例性实施例中采用雨流技术法等效为当量循环数据的转换图。其中横坐标为转速，单位为％(百分数)，纵坐标为时间，单位为S，其中最大循环即主循环的谷值，即飞机起飞前和降落停机后均计为0％，应力峰值计为100％，其他循环即次循环均会落于0-100％-0区间内。一次飞行任务(即从起飞前到降落后)包含一个主循环和若干个次循环，如图3所示，可以看出图中包含一个主循环和两个次循环，折线(1)代表主循环，为0-100％-0，折线(2)代表第一次循环，为50％-70％-50％，折线(3)代表第二次循环，为40％-80％-40％。
进一步的，可以根据所述当量循环数据，基于当量循环换算图确定第i次任务的当量循环数ni。图4示意性示出本公开示例性实施例中的当量循环数据转换为当量循环数的当量循环换算图。其中，横坐标为循环峰值，单位为％；曲线上方所代表的数字为循环谷值，单位为％；纵坐标为当量标准循环，其中主循环的当量循环数为1。
通过当量循环换算图，可得出一次飞行任务的当量循环数ni，其中下标表示第i次飞行任务。如图4所示，主循环的当量循环数为1，第一次循环50％-70％-50％的当量循环数约为0.001，第二次循环40％-80％-40％的当量循环数约为0.01，因此该次飞行任务的当量循环数等于主循环与两次次循环的当量循环数之和，即1+0.001+0.01＝1.011。
步骤S130.根据所述初始飞行参数以及疲劳-蠕变寿命模型，确定标准总寿命
Figure BDA0002152145600000081
以及根据所述规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定所述关键件的标准寿命消耗
Figure BDA0002152145600000082
并根据所述标准总寿命
Figure BDA0002152145600000083
与所述标准寿命消耗
Figure BDA0002152145600000084
确定所述关键件剩余寿命。
其中，可以将初始飞行参数带入疲劳-蠕变寿命模型进行预估，从而确定标准总寿命
Figure BDA0002152145600000085
疲劳-蠕变寿命模型可通过实验室疲劳-蠕变实验结合晶体塑性理论的常用流程获得。
标准寿命消耗的计算过程可以包括：根据规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定第i次任务标准循环数
Figure BDA0002152145600000086
根据第i次任务标准循环数确定第i次任务标准损伤
Figure BDA0002152145600000091
根据第i次任务标准损伤确定m次任务后的标准寿命消耗。
具体而言，由于当前飞行剖面与标准飞行剖面存在差异，故需将当前当量循环数转化为标准循环数。则第i次任务标准循环数
Figure BDA0002152145600000092
可以根据式(1)计算：
Figure BDA0002152145600000093
其中，
Figure BDA0002152145600000094
为第i次任务标准循环数，ni为第i次任务的当量循环数，σm为当前主循环应力均值，
Figure BDA0002152145600000095
为标准主循环应力均值，△σ为当前主循环应力幅值，
Figure BDA0002152145600000096
为标准主循环应力幅值。
第i次任务标准损伤
Figure BDA0002152145600000097
可以根据式(2)计算：
Figure BDA0002152145600000098
其中，
Figure BDA0002152145600000099
为第i次任务标准损伤，
Figure BDA00021521456000000910
为第i次任务的标准循环数，
Figure BDA00021521456000000911
为标准总循环数，Pi为超载致超期损伤；且所述标准总循环数
Figure BDA00021521456000000912
可以根据公式
Figure BDA00021521456000000913
确定，其中
Figure BDA00021521456000000914
为标准总寿命，
Figure BDA00021521456000000915
为标准剖面主循环频率。
m次任务后的标准寿命消耗
Figure BDA00021521456000000916
可以根据式(3)计算：
Figure BDA00021521456000000917
其中，
Figure BDA00021521456000000918
为m次任务后的标准寿命消耗，
Figure BDA00021521456000000919
为标准总寿命，
Figure BDA00021521456000000920
为第i次任务标准损伤。
通过上述计算过程，可以确定标准总寿命
Figure BDA00021521456000000921
与标准寿命消耗
Figure BDA00021521456000000922
进一步可以根据标准总寿命
Figure BDA00021521456000000923
与标准寿命消耗
Figure BDA00021521456000000924
确定关键件剩余寿命。
步骤S140.根据所述关键件剩余寿命，判断是否对所述关键件进行修复；并在判断对所述关键件进行修复后，选择焊接或者3D打印对所述关键件进行修复。
在本示例实施例中，可以根据所述关键件剩余寿命，判断是否对所述关键件进行修复。其中，判断所述关键件剩余寿命是否达到剩余寿命阈值，例如，可定义剩余寿命阈值为标准总寿命30％；还可定义剩余寿命阈值为剩余寿命时长，例如100小时。此处的30％和100小时还可以调整为其他数据，例如50％、200小时等，本公开在此不做特殊限定。
进一步的，在关键件剩余寿命达到剩余寿命阈值时，可以打开发动机对关键件进行检测，检测内容可以为关键件的表面孔洞裂纹和图层受损情况。并可以基于检测结果，对可修复性进行判断，判断的依据主要是修复所需时间、人工成本和耗材成本以及修复后对所述关键件的寿命延长情况，判断是否对所述关键件进行修复。
在判断对所述关键件进行修复后，还可以对修复技术进行选择，主要的修复技术可以包括焊接和3D打印两种。并可以依据关键件类型与孔洞裂纹部位等，选择焊接或者3D打印对关键件进行修复。
在本示例实施例中，本航空发动机关键件寿命管理方法还可以包括：
步骤S150.建立每个关键件的寿命管理档案，档案内容可以包括关键件的初始飞行参数、所述关键件剩余寿命计算的过程数据、关键件检测结果数据、修复决策数据等信息。此外，还可以设置查询系统，以供实时查阅相关信息；还可以根据管理需求作出相关信息随时间的变化图等。
综上所述，本航空发动机关键件寿命管理方法，主要通过复杂应力下构建寿命模型、飞行参数转换、寿命消耗计算、进行信息处理，实现对航空发动机关键件如涡轮叶片的寿命管理，尽可能做到不过早更换造成浪费，又不会在使用过程中失效。
进一步的，本示例实施方式中，还提供了一种航空发动机关键件寿命管理装置。图5示意性示出本公开示例性实施例中航空发动机关键件寿命管理装置示意图。参照图5所示，该提高系统安全性的装置可以应用于一服务器或终端设备。该航空发动机关键件寿命管理装置500可以包括数据获取模块510、数据处理模块520、寿命评估模块530以及修复决策模块540。其中：
数据获取模块510可以用于获取一航空发动机关键件的初始飞行参数；
数据处理模块520可以用于对所述初始飞行参数进行飞行剖面简化以确定规整飞行剖面，以及对所述初始飞行参数进行当量循环数等效以确定第i次任务的当量循环数ni；
寿命评估模块530可以用于根据所述初始飞行参数以及疲劳-蠕变寿命模型，确定标准总寿命
Figure BDA0002152145600000111
以及根据所述规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定所述关键件的标准寿命消耗
Figure BDA0002152145600000112
并根据所述标准总寿命
Figure BDA0002152145600000113
与所述标准寿命消耗
Figure BDA0002152145600000114
确定所述关键件剩余寿命；
修复决策模块540可以根据所述关键件剩余寿命，判断是否对所述关键件进行修复；并在判断对所述关键件进行修复后，选择焊接或者3D打印对所述关键件进行修复。
进一步的，该航空发动机关键件寿命管理装置500还可以包括归档输出模块550，可以用于建立每个关键件的寿命管理档案，档案内容可以包括关键件的初始飞行参数、所述关键件剩余寿命计算的过程数据、关键件检测结果数据、修复决策数据等信息。此外，还可以设置查询系统，以供实时查阅相关信息；还可以根据管理需求作出相关信息随时间的变化图等。
上述航空发动机关键件寿命管理装置中各模块的具体细节已经在对应的航空发动机关键件寿命管理方法中进行了详细的描述，因此此处不再赘述。
上述所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中，如有可能，各实施例中所讨论的特征是可互换的。在上面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而没有所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组件、材料等。在其它情况下，不详细示出或描述公知结构、材料或者操作以避免模糊本发明的各方面。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施方案。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由所附的权利要求指出。

Claims (6)

1.一种航空发动机关键件寿命管理方法，其特征在于，包括：
获取一航空发动机的关键件的初始飞行参数，所述初始飞行参数包括关键件的初始组织结构参数以及关键件服役的标准飞行参数：所述初始组织结构参数包括相组成、孔洞密度以及表面质量；所述标准飞行参数包括转速以及温度；
对所述初始飞行参数进行飞行剖面简化以确定规整飞行剖面，以及对所述初始飞行参数进行当量循环数等效以确定第i次任务的当量循环数ni；
根据所述初始飞行参数以及疲劳-蠕变寿命模型，确定标准总寿命
Figure FDA0003511041690000011
以及根据所述规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定所述关键件的标准寿命消耗
Figure FDA0003511041690000012
并根据所述标准总寿命
Figure FDA0003511041690000013
与所述标准寿命消耗
Figure FDA0003511041690000014
确定所述关键件剩余寿命；
根据所述关键件剩余寿命，判断是否对所述关键件进行修复；并在判断对所述关键件进行修复后，选择焊接或者3D打印对所述关键件进行修复；
所述对所述初始飞行参数进行飞行剖面简化以确定规整飞行剖面包括：
根据所述关键件服役的转速以及温度，确定标准飞行剖面；
对所述标准飞行剖面进行飞行剖面简化，确定规整飞行剖面；
所述对所述初始飞行参数进行当量循环数等效以确定第i次任务的当量循环数ni包括：
对所述转速与温度采用经验公式，并结合所述规整飞行剖面，计算总应力，进而确定总应力随时间的变化曲线；
对所述总应力随时间的变化曲线基于雨流计数法等效为当量循环数据；
根据所述当量循环数据，基于当量循环换算图确定第i次任务的当量循环数ni；
所述根据所述规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定所述关键件的标准寿命消耗
Figure FDA0003511041690000021
包括：
根据所述规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定第i次任务标准循环数
Figure FDA0003511041690000022
根据所述第i次任务标准循环数确定第i次任务标准损伤
Figure FDA0003511041690000023
根据第i次任务标准损伤
Figure FDA0003511041690000024
确定m次任务后的标准寿命消耗
Figure FDA0003511041690000025
2.根据权利要求1所述的航空发动机关键件寿命管理方法，其特征在于，
所述第i次任务标准循环数
Figure FDA0003511041690000026
根据公式
Figure FDA0003511041690000027
确定；其中，
Figure FDA0003511041690000028
为第i次任务标准循环数，ni为第i次任务的当量循环数，σm为当前主循环应力均值，
Figure FDA0003511041690000029
为标准主循环应力均值，Δσ为当前主循环应力幅值，
Figure FDA00035110416900000210
为标准主循环应力幅值。
3.根据权利要求2所述的航空发动机关键件寿命管理方法，其特征在于，所述第i次任务标准损伤
Figure FDA00035110416900000211
根据公式
Figure FDA00035110416900000212
确定；其中，
Figure FDA00035110416900000213
为第i次任务标准损伤，
Figure FDA00035110416900000214
为第i次任务的标准循环数，
Figure FDA00035110416900000215
为标准总循环数，Pi为超载致超期损伤；所述标准总循环数
Figure FDA00035110416900000216
根据公式
Figure FDA00035110416900000217
确定，其中
Figure FDA00035110416900000218
为标准总寿命，
Figure FDA00035110416900000219
为标准剖面主循环频率。
4.根据权利要求3所述的航空发动机关键件寿命管理方法，其特征在于，所述m次任务后的标准寿命消耗
Figure FDA00035110416900000220
根据公式
Figure FDA00035110416900000221
确定；其中，
Figure FDA00035110416900000222
为m次任务后的标准寿命消耗，
Figure FDA00035110416900000223
为标准总寿命，
Figure FDA00035110416900000224
为第i次任务标准损伤。
5.根据权利要求4所述的航空发动机关键件寿命管理方法，其特征在于，所述根据所述关键件剩余寿命，判断是否对所述关键件进行修复包括：
判断所述关键件剩余寿命是否达到剩余寿命阈值；
在所述关键件剩余寿命达到所述剩余寿命阈值时，检测所述关键件的表面孔洞裂纹和图层受损情况；
根据所述关键件的表面孔洞裂纹和图层受损情况，结合修复所需时间、人工成本和耗材成本以及修复后对所述关键件的寿命延长情况，判断是否对所述关键件进行修复。
6.一种航空发动机关键件寿命管理装置，其特征在于，包括：
数据获取模块，用于获取一航空发动机关键件的初始飞行参数，所述初始飞行参数包括关键件的初始组织结构参数以及关键件服役的标准飞行参数：所述初始组织结构参数包括相组成、孔洞密度以及表面质量；所述标准飞行参数包括转速以及温度；
数据处理模块，用于对所述初始飞行参数进行飞行剖面简化以确定规整飞行剖面，以及对所述初始飞行参数进行当量循环数等效以确定第i次任务的当量循环数ni；
寿命评估模块，用于根据所述初始飞行参数以及疲劳-蠕变寿命模型，确定标准总寿命
Figure FDA0003511041690000031
以及根据所述规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定所述关键件的标准寿命消耗
Figure FDA0003511041690000032
并根据所述标准总寿命
Figure FDA0003511041690000033
与所述标准寿命消耗
Figure FDA0003511041690000034
确定所述关键件剩余寿命；
修复决策模块，根据所述关键件剩余寿命，判断是否对所述关键件进行修复；并在判断对所述关键件进行修复后，选择焊接或者3D打印对所述关键件进行修复；
所述对所述初始飞行参数进行飞行剖面简化以确定规整飞行剖面包括：
根据所述关键件服役的转速以及温度，确定标准飞行剖面；
对所述标准飞行剖面进行飞行剖面简化，确定规整飞行剖面；
所述对所述初始飞行参数进行当量循环数等效以确定第i次任务的当量循环数ni包括：
对所述转速与温度采用经验公式，并结合所述规整飞行剖面，计算总应力，进而确定总应力随时间的变化曲线；
对所述总应力随时间的变化曲线基于雨流计数法等效为当量循环数据；
根据所述当量循环数据，基于当量循环换算图确定第i次任务的当量循环数ni；
所述根据所述规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定所述关键件的标准寿命消耗
Figure FDA0003511041690000041
包括：
根据所述规整飞行剖面及第i次任务的当量循环数ni确定第i次任务标准循环数
Figure FDA0003511041690000042
根据所述第i次任务标准循环数确定第i次任务标准损伤
Figure FDA0003511041690000043
根据第i次任务标准损伤
Figure FDA0003511041690000044
确定m次任务后的标准寿命消耗
Figure FDA0003511041690000045
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