CN114048573B - 航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法、装置、设备和介质 - Google Patents

航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法、装置、设备和介质 Download PDF

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CN114048573B CN202210000441.6A CN202210000441A CN114048573B CN 114048573 B CN114048573 B CN 114048573B CN 202210000441 A CN202210000441 A CN 202210000441A CN 114048573 B CN114048573 B CN 114048573B
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Abstract

本申请涉及航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法、装置、设备和介质，该方法包括：获取流体计算结果文件和待插值的固体计算文件；提取流体计算结果文件中的信息，识别待插值的固体计算文件的文件类型并提取待插值的固体计算文件的信息；在不改变待插值的固体计算文件的文件类型的情况下，将流体计算结果文件中的信息和待插值的固体计算文件的信息进行插值得到插值结果；本构模型计算插值结果得到叶片的应力值；根据叶片的应力值评估叶片的寿命。本申请在不改变待插值的固体计算文件的文件类型的情况下插值，由于没有中间格式的转化，提高了插值速度并减小误差，根据本构模型计算叶片的应力值，根据叶片的应力值评估叶片的寿命，方法快捷、准确率高。

Description

航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法、装置、设备和介质
技术领域
本申请涉及航空技术领域，特别是涉及一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法、装置、设备和介质。
背景技术
航空发动机是世界上对技术要求最高的产品之一，其代表着一个国家最高工业水平。涡轮叶片工作环境极其恶劣，需要承受高温、高压、旋转离心力和振动等多方面的共同作用。在新型发动机的研制过程中，其核心部件-单晶涡轮冷却叶片的强度和寿命计算过程非常繁琐，需要投入大量的时间和精力。在航空发动机的设计中，也需要综合流固热等多方面学科的知识，是一项极其复杂的系统性的过程。而且对涡轮叶片进行实验不但复杂而且也会耗费大量的资金。因此在发动机设计的过程中，数值模拟分析技术有着广泛的应用。在进行流固热耦合分析中，因为流体分析所用的计算方法和固体分析所用的计算方法完全不同，所以需要分开进行分析。对于内部结构比较复杂的涡轮叶片，其流体计算需要划分大量的网格，一般在千万量级左右，而叶片进行固体计算时所用的网格量级一般在百万级左右，这就导致固体计算的网格节点和流体计算的网格节点之间有极大的差异。流体固体耦合时大量的文件格式需要转化、流体固体数据插值较慢、缺少描述涡轮叶片的本构方程、不能直接给出寿命区间等问题。
发明内容
基于当前流体固体耦合时大量的文件格式需要转化、流体固体数据插值较慢、缺少描述涡轮叶片的本构方程、不能直接给出寿命区间等问题的问题，本申请提供一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法、电子设备和存储介质。
第一方面，本申请实施例提供一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法，包括：
获取待评估寿命叶片的流体计算结果文件和待插值的固体计算文件；
提取流体计算结果文件中的信息，识别待插值的固体计算文件的文件类型并提取待插值的固体计算文件的信息；
在不改变待插值的固体计算文件的文件类型的情况下，将流体计算结果文件中的信息和待插值的固体计算文件的信息进行插值得到插值结果；
本构模型计算插值结果得到叶片的应力值；
根据叶片的应力值评估叶片的寿命。
进一步地，上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中，根据叶片的应力值评估叶片的寿命，包括：
根据叶片的应力值确定叶片与时间无关的疲劳损伤以及叶片与时间相关的蠕变损伤；
计算叶片与时间无关的疲劳损伤和叶片与时间相关的蠕变损伤之和得到叶片的总损伤；
将叶片的总损伤取倒数得到叶片的寿命。
进一步地，上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中，计算叶片与时间相关的蠕变损伤，包括：
分别计算叶片的空洞损伤和叶片的材质劣化程度；
计算叶片的空洞损伤和叶片的材质劣化程度之和得到叶片与时间相关的蠕变损伤。
进一步地，上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中，流体计算结果文件中的信息，包括：流体计算结果文件三维坐标的坐标值以及每个坐标值对应的压力值和温度值；
待插值的固体计算文件的信息，包括：待插值的固体计算文件坐标点的坐标值。
进一步地，上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中，将流体计算结果文件中的信息和待插值的固体计算文件的信息进行插值得到插值结果中的插值方式至少包括：最近节点插值、五节点插值和克里金插值。
进一步地，上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中，本构模型计算所述插值结果得到叶片的应力值之前，还包括：
根据固体计算文件的文件类型确定本构模型的类型，
本构模型至少包括：线弹性本构模型和弹塑性本构模型。
进一步地，上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中，本构模型计算插值结果得到叶片的应力值，包括：
调用固体文件类型对应的固体求解器计算；
计算方式包括：非批处理方式和批处理计算方式。
第二方面，本申请实施例还提供一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估装置，其特征在于，包括：
获取模块：用于获取待评估寿命叶片的流体计算结果文件和待插值的固体计算文件；
提取模块和识别模块：用于提取所述流体计算结果文件中的信息，识别所述待插值的固体计算文件的文件类型并提取所述待插值的固体计算文件的信息；
插值模块：用于在不改变所述待插值的固体计算文件的文件类型的情况下，将所述流体计算结果文件中的信息和所述待插值的固体计算文件的信息进行插值得到插值结果；
计算模块：用于本构模型计算所述插值结果得到叶片的应力值；
评估模块：用于根据所述叶片的应力值评估叶片的寿命。
第三方面，本申请实施例还提供一种电子设备，其特征在于，包括：处理器和存储器；
所述处理器通过调用所述存储器存储的程序或指令，用于执行上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法。
第四方面，本申请实施例还提供一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储程序或指令，所述程序或指令使计算机上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
本发明选最近节点插值，五节点插值，克里金插值等多种插值方式中的一种，在不改变待插值的固体计算文件的文件类型的情况下插值，由于没有中间格式的转化，所以可以提高速度并减小误差，解决了流体固体耦合计算时需要大量的文件格式转化、流固间数据插值过慢的问题，通过本构模型计算插值结果得到叶片的应力值；根据叶片的应力值评估叶片的寿命，在评估叶片的寿命过程中不仅考虑了叶片与时间无关的疲劳损伤还考虑了与时间相关的蠕变损伤，提高了叶片寿命评估的准确率。本发明中的本构模型是结合晶体塑性理论确定的，因为晶体塑性理论对单晶叶片的数值模拟准确性较高，进一步提高了评估寿命的准确率。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或传统技术中的技术方案，下面将对实施例或传统技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，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为本申请实施例提供的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法示意图一；
图2为本申请实施例提供的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法示意图二；
图3为本申请实施例提供的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估装置示意图；
图4是本申请实施例提供的一种电子设备的示意性框图。
具体实施方式
为使本申请的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本申请的具体实施方式做详细的说明。在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本申请。但是本申请能够以很多不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本申请内涵时做类似改进，因此本申请不受下面公开的具体实施的限制。
除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本申请的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本申请。本文所使用的术语“及／或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。
图1为本申请实施例提供的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法示意图一。
第一方面，本申请实施例提供一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法，结合图1，包括S101至S105五个步骤：
S101：获取待评估寿命叶片的流体计算结果文件和待插值的固体计算文件。
具体的，本申请实施例中获取待评估寿命叶片的流体计算结果文件和待插值的固体计算文件，可以是通过接收到用户的点击操作直接获取。
S102：提取流体计算结果文件中的信息，识别待插值的固体计算文件的文件类型并提取待插值的固体计算文件的信息。
具体的，本申请实施例中的提取流体计算结果文件中的信息包括：提取流体计算结果文件三维坐标的坐标值以及每个坐标值对应的压力值和温度值；提取待评估寿命叶片的待插值的固体计算文件包括：提取待插值的固体计算文件坐标点的坐标值。识别待插值的固体计算文件的文件类型可以识别待插值的固体计算文件的文件类型为Abaqus的inp文件等，具体的，也可以是别的文件类型，本申请不一一举例，并不以此限定本申请的保护范围。
S103：在不改变待插值的固体计算文件的文件类型的情况下，将流体计算结果文件中的信息和待插值的固体计算文件的信息进行插值得到插值结果。
具体的，本申请实施例中如待插值的固体计算文件的文件类型为Abaqus的inp文件，将流体计算结果文件中的信息和待插值的固体计算文件的信息进行插值得到插值结果；插值结果为带着流体计算结果的压力和温度的inp文件，可供Abaqus直接调用，由于没有中间格式的转化，所以可以提高速度并减小误差。此处插值可以是将流体计算结果文件三维坐标的坐标值以及某个坐标值对应的压力值和温度值；通过如最近节点，五节点等传输到待插值的固体计算文件坐标点的坐标值的坐标下。
S104：本构模型计算插值结果得到叶片的应力值；
具体的，本申请实施例中，可以调用带有相应本构模型的固体求解器对叶片的插值结果进行求解得到叶片的应力值，具体求解过程为利用有限元求解，如线弹性本构模型的固体求解器对叶片的插值结果进行求解得到叶片的应力值，弹塑性本构模型的固体求解器对叶片的插值结果进行求解得到叶片的应力值。
S105：根据叶片的应力值评估叶片的寿命。
具体的，本申请实施例中，根据叶片的应力值评估叶片的寿命，不仅考虑了叶片与时间无关的疲劳损伤还考虑了与时间相关的蠕变损伤，从而提高了叶片寿命评估的准确率，下文结合步骤S201至S203三个步骤介绍详细的求解过程。
图2为本申请实施例提供的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法示意图二。
进一步地，上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中，根据叶片的应力值评估叶片的寿命，包括S201至S203三个步骤：
S201：根据叶片的应力值确定叶片与时间无关的疲劳损伤以及叶片与时间相关的蠕变损伤；
S202：计算叶片与时间无关的疲劳损伤和叶片与时间相关的蠕变损伤之和得到叶片的总损伤；
S203：将叶片的总损伤取倒数得到叶片的寿命。
具体的，本申请实施例中，采用了线性损伤累积理论建立涡轮冷却叶片的疲劳蠕变损伤累积模型，通过将与时间无关的疲劳损伤和时间相关的蠕变损伤分别相加，得到涡轮叶片的总损伤为D，其寿命为t
Figure 454556DEST_PATH_IMAGE001
。
进一步地，上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中，计算叶片与时间相关的蠕变损伤，包括：
分别计算叶片的空洞损伤和叶片的材质劣化程度；
计算叶片的空洞损伤和叶片的材质劣化程度之和得到叶片与时间相关的蠕变损伤。
具体的，本申请实施例中，计算叶片与时间相关的蠕变损伤的过程中，不仅计算了叶片的空洞损伤，而且计算了叶片的材质劣化程度，本申请中的材质劣化程度
Figure 371696DEST_PATH_IMAGE002
可表示为
Figure 682592DEST_PATH_IMAGE003
其中，S代表材质劣化，r表示系数。
进一步地，上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中，将流体计算结果文件中的信息和待插值的固体计算文件的信息进行插值得到插值结果中的插值方式至少包括：最近节点插值、五节点插值和克里金插值。
具体的，本申请实施例中，选择插值方式最近节点插值，五节点插值，克里金插值等多种插值方式中的一种，在不改变文件原有格式的基础上实现流固间的快速插值，不同的插值方式将涡轮叶片流体计算所得的压力，温度等信息快速插值到待插值的固体计算文件的信息，插值结果为带着流体计算结果的压力和温度的固体计算文件。
进一步地，上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中，本构模型计算所述插值结果得到叶片的应力值之前，还包括：
根据固体计算文件的文件类型确定本构模型的类型，
本构模型至少包括：线弹性本构模型和弹塑性本构模型。
具体的，本申请是实例中，根据固体计算文件的文件类型确定本构模型的类型，从而不同类型的本构模型计算插值结果得到叶片的应力值。本申请中的本构模型是结合晶体塑性理论确定的，因为晶体塑性理论对单晶叶片的数值模拟准确性较高，提高了评估寿命的准确率。
进一步地，上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中，本构模型计算插值结果得到叶片的应力值，包括：
调用固体文件类型对应的固体求解器计算；
计算方式包括：非批处理方式和批处理计算方式。
具体的，本申请实施例中，不同类型本构模型计算插值结果得到叶片的应力值的过程中，是通过调用不同固体文件类型对应的固体求解器计算的，当所需计算的文件过多时，可调用批处理进行计算；当所需计算的文件不多时，可调用非批处理进行计算，使得计算叶片应力值的过程更加灵活，用户体验度高。
图3为本申请实施例提供的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估装置示意图。
第二方面，本申请实施例还提供一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估装置，结合图3，包括：
获取模块301：用于获取待评估寿命叶片的流体计算结果文件和待插值的固体计算文件。
具体的，本申请实施例中获取模块301获取待评估寿命叶片的流体计算结果文件和待插值的固体计算文件，可以是通过接收到用户的点击操作直接获取。
提取模块302和识别模块303：用于提取所述流体计算结果文件中的信息，识别所述待插值的固体计算文件的文件类型并提取所述待插值的固体计算文件的信息。
具体的，本申请实施例中的提取模块302提取流体计算结果文件中的信息包括：提取流体计算结果文件三维坐标的坐标值以及每个坐标值对应的压力值和温度值；提取模块302提取待评估寿命叶片的待插值的固体计算文件包括：提取待插值的固体计算文件坐标点的坐标值。识别模块303识别待插值的固体计算文件的文件类型可以是Abaqus的inp文件等。
插值模块304：用于在不改变所述待插值的固体计算文件的文件类型的情况下，将所述流体计算结果文件中的信息和所述待插值的固体计算文件的信息进行插值得到插值结果。
具体的，本申请实施例中如识别的固体文件类型为Abaqus的inp文件，插值模块304将流体计算结果文件中的信息和待插值的固体计算文件的信息进行插值得到插值结果；插值结果为带着流体的计算结果的压力和温度的inp文件，可供Abaqus直接调用，由于没有中间格式的转化，所以可以提高速度并减小误差。此处插值可以是将流体计算结果文件三维坐标的坐标值以及某个坐标值对应的压力值和温度值；通过如最近节点，五节点等传输到待插值的固体计算文件坐标点的坐标值的坐标下。
计算模块305：用于本构模型计算所述插值结果得到叶片的应力值；
具体的，本申请实施例中，计算模块305调用带有相应本构模型的固体求解器对叶片的插值结果进行求解得到叶片的应力值，具体求解过程为利用有限元求解，如线弹性本构模型的固体求解器对叶片的插值结果进行求解得到叶片的应力值，弹塑性本构模型的固体求解器对叶片的插值结果进行求解得到叶片的应力值。
评估模块306：用于根据所述叶片的应力值评估叶片的寿命。
具体的，本申请实施例中，根据叶片的应力值评估叶片的寿命，不仅考虑了叶片与时间无关的疲劳损伤而且考虑了与时间相关的蠕变损伤，从而提高了叶片寿命评估的准确率，上文结合步骤S201至S203三个步骤介绍详细的求解过程。
第三方面，本申请实施例还提供一种电子设备，其特征在于，包括：处理器和存储器；
所述处理器通过调用所述存储器存储的程序或指令，用于执行上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法。
第四方面，本申请实施例还提供一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储程序或指令，所述程序或指令使计算机上述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法。
图4是本公开实施例提供的一种电子设备的示意性框图。
如图4所示，电子设备包括：至少一个处理器401、至少一个存储器402和至少一个通信接口403。电子设备中的各个组件通过总线系统404耦合在一起。通信接口403，用于与外部设备之间的信息传输。可理解，总线系统404用于实现这些组件之间的连接通信。总线系统404除包括数据总线之外，还包括电源总线、控制总线和状态信号总线。但为了清楚说明起见，在图4中将各种总线都标为总线系统404。
可以理解，本实施例中的存储器402可以是易失性存储器或非易失性存储器，或可包括易失性和非易失性存储器两者。
在一些实施方式中，存储器402存储了如下的元素，可执行单元或者数据结构，或者他们的子集，或者他们的扩展集：操作系统和应用程序。
其中，操作系统，包含各种系统程序，例如框架层、核心库层、驱动层等，用于实现各种基础业务以及处理基于硬件的任务。应用程序，包含各种应用程序，例如媒体播放器（Media Player）、浏览器（Browser）等，用于实现各种应用业务。实现本申请实施例提供的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中任一方法的程序可以包含在应用程序中。
在本申请实施例中，处理器401通过调用存储器402存储的程序或指令，具体的，可以是应用程序中存储的程序或指令，处理器401用于执行本申请实施例提供的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法各实施例的步骤。
获取流体计算结果文件和待插值的固体计算文件；
提取流体计算结果文件中的信息，识别待插值的固体计算文件的文件类型并提取待插值的固体计算文件的信息；
在不改变待插值的固体计算文件的文件类型的情况下，将流体计算结果文件中的信息和待插值的固体计算文件的信息进行插值得到插值结果；
本构模型计算插值结果得到叶片的应力值；
根据叶片的应力值确定叶片的寿命。
本申请实施例提供的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中任一方法可以应用于处理器401中，或者由处理器401实现。处理器401可以是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器401中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器401可以是通用处理器、数字信号处理器（Digital Signal Processor，DSP）、专用集成电路（Application Specific IntegratedCircuit，ASIC）、现成可编程门阵列（Field Programmable Gate Array，FPGA）或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
本申请实施例提供的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法中任一方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件单元组合执行完成。软件单元可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器402，处理器401读取存储器402中的信息，结合其硬件完成一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法的步骤。
本领域的技术人员能够理解，尽管在此所述的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本申请的范围之内并且形成不同的实施例。
本领域的技术人员能够理解，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。
以上，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法，其特征在于，包括：
获取待评估寿命叶片的流体计算结果文件和待插值的固体计算文件；
提取所述流体计算结果文件中的信息，识别所述待插值的固体计算文件的文件类型并提取所述待插值的固体计算文件的信息；
其中，提取流体计算结果文件中的信息包括：提取流体计算结果文件三维坐标的坐标值以及每个坐标值对应的压力值和温度值；提取待评估寿命叶片的待插值的固体计算文件包括：提取待插值的固体计算文件坐标点的坐标值；
在不改变所述待插值的固体计算文件的文件类型的情况下，将所述流体计算结果文件中的信息和所述待插值的固体计算文件的信息进行插值得到插值结果；
本构模型计算所述插值结果得到叶片的应力值；
根据所述叶片的应力值评估叶片的寿命；
所述根据所述叶片的应力值评估叶片的寿命，包括：
根据所述叶片的应力值确定叶片与时间无关的疲劳损伤以及叶片与时间相关的蠕变损伤；
计算所述叶片与时间无关的疲劳损伤和所述叶片与时间相关的蠕变损伤之和得到叶片的总损伤；
将所述叶片的总损伤取倒数得到叶片的寿命。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法，其特征在于，计算所述叶片与时间相关的蠕变损伤，包括：
分别计算叶片的空洞损伤和叶片的材质劣化程度；
计算所述叶片的空洞损伤和叶片的材质劣化程度之和得到叶片与时间相关的蠕变损伤。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法，其特征在于，所述流体计算结果文件中的信息和待插值的固体计算文件的信息进行插值得到插值结果中的插值方式至少包括：最近节点插值、五节点插值和克里金插值。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法，其特征在于，所述本构模型计算所述插值结果得到叶片的应力值之前，所述方法还包括：
根据所述固体计算文件的文件类型确定本构模型的类型，
所述本构模型至少包括：线弹性本构模型和弹塑性本构模型。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法，所述本构模型计算所述插值结果得到叶片的应力值，包括：
调用固体文件类型对应的固体求解器计算；
计算方式包括：非批处理方式和批处理计算方式。
6.一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估装置，其特征在于，包括：
获取模块：用于获取待评估寿命叶片的流体计算结果文件和待插值的固体计算文件；
提取模块和识别模块：用于提取所述流体计算结果文件中的信息，识别所述待插值的固体计算文件的文件类型并提取所述待插值的固体计算文件的信息；
其中，提取流体计算结果文件中的信息包括：提取流体计算结果文件三维坐标的坐标值以及每个坐标值对应的压力值和温度值；提取待评估寿命叶片的待插值的固体计算文件包括：提取待插值的固体计算文件坐标点的坐标值；
插值模块：用于在不改变所述待插值的固体计算文件的文件类型的情况下，将所述流体计算结果文件中的信息和所述待插值的固体计算文件的信息进行插值得到插值结果；
计算模块：用于本构模型计算所述插值结果得到叶片的应力值；
评估模块：用于根据所述叶片的应力值评估叶片的寿命；
所述根据所述叶片的应力值评估叶片的寿命，包括：
根据所述叶片的应力值评估叶片与时间无关的疲劳损伤以及叶片与时间相关的蠕变损伤；
计算所述叶片与时间无关的疲劳损伤和所述叶片与时间相关的蠕变损伤之和得到叶片的总损伤；
将所述叶片的总损伤取倒数得到叶片的寿命。
7.一种电子设备，其特征在于，包括：处理器和存储器；
所述处理器通过调用所述存储器存储的程序或指令，用于执行如权利要求1至5任一项所述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法。
8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储程序或指令，所述程序或指令使计算机执行如权利要求1至5任一项所述一种航空发动机涡轮叶片的寿命评估方法。
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