CN115062401A - 基于机载寿命管理系统的应力计算方法和寿命预测方法 - Google Patents

基于机载寿命管理系统的应力计算方法和寿命预测方法 Download PDF

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CN115062401A CN202210528713.XA CN202210528713A CN115062401A CN 115062401 A CN115062401 A CN 115062401A CN 202210528713 A CN202210528713 A CN 202210528713A CN 115062401 A CN115062401 A CN 115062401A
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Abstract

本发明涉及一种基于机载寿命管理系统的应力计算方法，其特征在于包括以下步骤：步骤S1:选取发动机的部件中应力最大或安全系数最小的点为考核点；其中，发动机的部件包括多个零件，多个零件为多级涡轮叶片、多级涡轮轮盘、多级压气机叶片和多级压气机轮盘；步骤S2：运行发动机，随着时间的增加，记录多组数据，其中，每组数据包括发动机的部件中各个零件的转速和温度；步骤S3：根据发动机的不同应用环境对多组数据进行不同的处理，计算各个零件任一时刻的预设考核点的当量应力。本发明可在极短的时间内对航空发动机零件在飞行各个时刻的应力进行计算，从而使零件寿命损伤的计算在时间上能够满足航空发动机寿命管理系统在机载计算和地面计算的要求。

Description

基于机载寿命管理系统的应力计算方法和寿命预测方法
技术领域
本发明涉及航空发动机寿命管理系统技术领域，尤其是指一种基于机载寿命管理系统的应力计算方法和寿命预测方法。
背景技术
航空发动机寿命管理系统可使有关人员及时获知发动机关键和重要零件的寿命损伤状况，从而可提高发动机和飞机的安全性、可靠性。能够使决策部门根据发动机零件的寿命状况合理安排飞机出勤，提高出勤率和飞机战备完好率，合理安排发动机维护、维修，提高发动机维护性和经济性。
结合图1和图2，航空发动机寿命管理系统，包括机载部分和地面部分。
寿命损伤需根据零件的应力大小及温度高低进行计算，整个过程应力计算耗时占90％以上。在飞行状况下要根据采集系统采集的大量的飞行参数实时获得零件关键部位每一时刻的应力值，由于机上所配计算机的计算能力非常有限，因此需要快速的应力计算方法。
目前广泛采用的有限元应力计算方法无法满足这一要求，即便在用地面系统处理时，由于飞行参数数据量很大，也需要快速的应力计算方法。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明公开了一种基于机载寿命管理系统的应力计算方法和寿命预测方法。
本发明所采用的技术方案如下：
一种基于机载寿命管理系统的应力计算方法，包括以下步骤：
步骤S1:选取发动机的部件中应力最大或安全系数最小的点为考核点；其中，发动机的部件包括多个零件，所述多个零件为多级涡轮叶片、多级涡轮轮盘、多级压气机叶片和多级压气机轮盘；
步骤S2：运行发动机，随着时间的增加，记录多组数据，其中，每组数据包括发动机的部件中各个零件的转速和温度；
步骤S3：根据发动机的不同应用环境对多组数据进行不同的处理，计算各个零件任一时刻的预设考核点的当量应力；
其中，当发动机处于第一种应用环境时，获得燃气涡轮转子初始转速的设计值或动力涡轮初始转速的设计值对应的第一当量应力，根据第一当量应力计算每组数据中各个零件的预设考核点的当量应力；
当发动机处于第二种应用环境时，设置多种工况，且每种工况考虑离心荷载、温度荷载和气动荷载中的任意一种荷载，针对不同工况，对预设考核点进行应力计算，分别获得预设考核点的应力分量，根据应力分量计算每组数据中各个零件的预设考核点的当量应力。
其进一步的技术特征在于：针对不同工况，对预设考核点进行应力计算的方法为：若工况为设置燃气涡轮转子转速或动力涡轮转速的设计转速为额定转速时，通过有限元计算离心载荷；若工况为动力涡轮转速前温度取额定温度时，采用气动设计方法计算温度载荷；若工况为动力涡轮转速前温度取额定温度的80％时，采用气动设计方法计算温度载荷；若工况为燃气涡轮转子转速或动力涡轮转速的设计转速为额定转速的80％时，采用气动设计方法计算气动载荷；若工况为燃气涡轮转子转速或动力涡轮转速的设计转速为额定转速的80％时，采用气动设计方法计算气动荷载。
其进一步的技术特征在于：在第二种工况时，计算温度载荷的方法如下：获取动力涡轮转速前温度的额定值，根据动力涡轮转速前温度的额定值和动力涡轮转速前温度的飞行参数的折减值分别计算额定值对应的第一实际温度值和折减值对应的的第二实际温度值；根据第一实际温度值和第二实际温度值计算每组数据中各个零件的考核点的实际温度值。
其进一步的技术特征在于：所述折减值的折减系数为0.8或0.88或0.76。
其进一步的技术特征在于：当发动机处于第一种应用环境时，获得燃气涡轮转子转速的设计值或动力涡轮转速的设计值对应的当量应力，根据当量应力计算每组数据中各个零件的考核点的当量应力的公式如下：
Figure BDA0003645659270000031
式中：S为考核点的当量应力，Sk为燃气涡轮转子转速的设计值或动力涡轮转速的设计值对应的第一当量应力，N为每组数据对应的燃气涡轮转子转速的实际值或动力涡轮转速的实际值，N100为燃气涡轮转子转速的设计值或动力涡轮转速的设计值。
其进一步的技术特征在于：当发动机处于第二种工作状态时，设置多种工况，且每种工况考虑离心荷载、温度荷载和气动荷载中的一种荷载，针对不同工况，采用有限元法对考核零件进行应力计算，分别获得考核点的应力分量，根据应力分量计算每组数据中各个零件的考核点的当量应力的公式如下：
Figure BDA0003645659270000032
Figure BDA0003645659270000033
Figure BDA0003645659270000034
Figure BDA0003645659270000035
Figure BDA0003645659270000036
Figure BDA0003645659270000037
式中：Sn为应力分量，S1n为第一工况的第n个应力分量，N为每组数据对应的燃气涡轮转子转速的实际值或动力涡轮转速的实际值，N100为燃气涡轮转子转速的设计值或动力涡轮转速的设计值，Bn0为第n个应力分量的第一修正系数，Bn1为第n个应力分量的第二修正系数，T为每组数据的T45温度值，Bn2为第n个应力分量的第三修正系数，Bn3为第n个应力分量的第四修正系数，S2n为第二工况的第n个应力分量，S3n为第三工况的第n个应力分量，T100为T45转速的额定值，T80为T45转速的第一折减值，Bm1为第n个应力分量的第二修正系数，Bn2为第n个应力分量的第三修正系数，Bn3为第n个应力分量的第四修正系数，Sn4为第四工况的第n个应力分量，S5n为第五工况的第n个应力分量，Se为考核点的当量应力。
其进一步的技术特征在于：在步骤S3中，所述应力分量有六个，所述六个应力分量分别为x方向正应力、y方向正应力、z方向正应力、xy方向剪应力、yz方向剪应力和zx方向剪应力。
一种基于机载寿命管理系统的寿命预测方法，包括上述所述的基于机载寿命管理系统的应力计算方法，还包括步骤S4：根据发动机的不同应用环境对每组数据进行不同的处理，计算预设考核点的实际温度值。
其进一步的技术特征在于：根据发动机的第一种应用环境对每组数据进行不同的处理，计算预设考核点的实际温度值的公式如下：
Tr＝A0+A1×T
Figure BDA0003645659270000041
Figure BDA0003645659270000042
式中：Tr为考核点的实际温度值，A0为第一修正温度，A1为第二修正温度，T为每组数据的T45温度值，T1为T45转速的额定值对应的第一实际温度值，T2为T45转速的第一折减值对应的第二实际温度值，T100为T45温度的额定值，T80为T45温度的第一折减值。
其进一步的技术特征在于：根据发动机的第二种应用环境对每组数据进行不同的处理，计算预设考核点的实际温度值的公式如下：
Tr＝A0+A1×T+A2×T2
Figure BDA0003645659270000051
Figure BDA0003645659270000052
Figure BDA0003645659270000053
C2＝(T2×T76-T3×T88)×(T100-T76)×T100
CC＝(T100-T88)×(T88-T76)×(T100-T76)
C3＝(T1-T3)×(T862-T762)
C4＝(T2-T3)×(T1002-T762)
C5＝(T1-T3)×(T86-T76)
C6＝(T2-T3)×(T100-T76)
式中：Tr为考核点的实际温度值，A0为第一修正温度，A1为第二修正温度，A2为第三修正温度，T为每组数据的T45温度值，C1为第一换算温度，C2为第二换算温度，CC为基准换算温度，C3为第三换算温度，C4为第四换算温度，C5为第五换算温度，C6为第六换算温度，T1为T45转速的额定值对应的第一实际温度值，T2为T45转速的第二折减值对应的第二实际温度值，T3为T45转速的第三折减值对应的第三实际温度值，T100为T45温度的额定值，T88为T45温度的第一折减值，T86为T45温度的第二折减值，T76为T45温度的第三折减值。
本发明的上述技术方案相比现有技术具有以下优点：
本发明为航空发动机寿命管理系统的机载和地面系统提供快速零件应力计算方法，从而可进一步实现零件寿命损伤的计算，使寿命管理系统发挥应有的功能。
本发明可在极短的时间内对航空发动机零件在飞行各个时刻的应力进行计算，从而使零件寿命损伤的计算在时间上能够满足航空发动机寿命管理系统在机载计算和地面计算的要求，使航空发动机寿命管理系统能够发挥正常功能，进而提高航空发动机的安全性、可靠性、维护性和经济性。
附图说明
为了使本发明的内容更容易被清楚的理解，下面根据本发明的具体实施例并结合附图，对本发明作进一步详细的说明。
图1是现有的航空发动机寿命管理系统的机载系统示意图。
图2是现有的航空发动机寿命管理系统的地面系统示意图。
图3是某级涡轮叶片应力分布及考核点示意图。
图4是某级轴流压气机轮盘应力分布及考核点示意图。
图5是基于机载寿命管理系统的应力计算方法的流程图。
图6是基于机载寿命管理系统的寿命预测方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，以使本领域的技术人员可以更好地理解本发明并能予以实施，但所举实施例不作为对本发明的限定。
实施例1：
结合图3-图5，一种基于机载寿命管理系统的应力计算方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤S1:选取发动机的部件中应力最大或安全系数最小的点为考核点；其中，发动机的部件包括多个零件，多个零件为多级涡轮叶片、多级涡轮轮盘、多级压气机叶片和多级压气机轮盘；
步骤S2：运行发动机，随着时间的增加，记录多组数据，其中，每组数据包括发动机的部件中各个零件的转速和温度；
步骤S3：根据发动机的不同应用环境对多组数据进行不同的处理，计算各个零件任一时刻的预设考核点的当量应力；
其中，当发动机处于第一种应用环境时，获得燃气涡轮转子初始转速的设计值或动力涡轮初始转速的设计值对应的第一当量应力，根据第一当量应力计算每组数据中各个零件的预设考核点的当量应力；
当发动机处于第二种应用环境时，设置多种工况，且每种工况考虑离心荷载、温度荷载和气动荷载中的任意一种荷载，针对不同工况，对预设考核点进行应力计算，分别获得预设考核点的应力分量，根据应力分量计算每组数据中各个零件的预设考核点的当量应力。
上述提供一种基于机载寿命管理系统的应力计算方法，可在极短的时间内对航空发动机零件在飞行各个时刻的应力进行计算，从而使零件寿命损伤的计算在时间上能够满足航空发动机寿命管理系统在机载计算和地面计算的要求。
在本实施例中，第一种应用环境为发动机台架试验和定型前的应用环境，第二种应用环境为用户核验时的应用环境。
在本实施例中，当发动机处于第一种应用环境时，获得燃气涡轮转子转速的设计值或动力涡轮转速的设计值对应的当量应力，根据当量应力计算每组数据中各个零件的考核点的当量应力的公式如下：
Figure BDA0003645659270000071
式中：S为考核点的当量应力，Sk为燃气涡轮转子转速的设计值或动力涡轮转速的设计值对应的第一当量应力，N为每组数据对应的燃气涡轮转子转速的实际值或动力涡轮转速的实际值，N100为燃气涡轮转子转速的设计值或动力涡轮转速的设计值。
在本实施例中，针对不同工况，对预设考核点进行应力计算的方法为：(1)若工况为设置燃气涡轮转子转速或动力涡轮转速的设计转速为额定转速时，通过有限元计算离心载荷；(2)若工况为动力涡轮转速前温度取额定温度时，采用气动设计方法计算温度载荷；(3)若工况为动力涡轮转速前温度取额定温度的80％时，采用气动设计方法计算温度载荷；(4)若工况为燃气涡轮转子转速或动力涡轮转速的设计转速为额定转速的80％时，采用气动设计方法计算气动载荷；(5)若工况为燃气涡轮转子转速或动力涡轮转速的设计转速为额定转速的80％时，采用气动设计方法计算气动荷载。
其中，在第二种工况时，计算温度载荷的方法如下：获取动力涡轮转速前温度的额定值，根据动力涡轮转速前温度的额定值和动力涡轮转速前温度的飞行参数的折减值分别计算额定值对应的第一实际温度值和折减值对应的的第二实际温度值；根据第一实际温度值和第二实际温度值计算每组数据中各个零件的考核点的实际温度值。
具体地，当发动机处于第二种工作状态时，根据应力分量计算每组数据中各个零件的考核点的当量应力的公式如下：
Figure BDA0003645659270000081
Figure BDA0003645659270000082
Figure BDA0003645659270000083
Figure BDA0003645659270000084
Figure BDA0003645659270000085
Figure BDA0003645659270000086
式中：Sn为应力分量，S1n为第一工况的第n个应力分量，N为每组数据对应的燃气涡轮转子转速的实际值或动力涡轮转速的实际值，N100为燃气涡轮转子转速的设计值或动力涡轮转速的设计值，Bn0为第n个应力分量的第一修正系数，Bn1为第n个应力分量的第二修正系数，T为每组数据的T45温度值，Bn2为第n个应力分量的第三修正系数，Bn3为第n个应力分量的第四修正系数，S2n为第二工况的第n个应力分量，S3n为第三工况的第n个应力分量，T100为T45转速的额定值，T80为T45转速的第一折减值，Bm1为第n个应力分量的第二修正系数，Bn2为第n个应力分量的第三修正系数，Bn3为第n个应力分量的第四修正系数，Sn4为第四工况的第n个应力分量，S5n为第五工况的第n个应力分量，Se为考核点的当量应力。
其中，应力分量有六个，六个应力分量分别为x方向正应力、y方向正应力、z方向正应力、xy方向剪应力、yz方向剪应力和zx方向剪应力。
n＝1，2，3，4，5，6为6个应力分量号，分别表示为：x、y、z方向正应力(σx，σy，σz)，xy、yz、zx方向剪应力(τxy，τyz，τzx)。
例如S11，表示第一工况的第1个应力分量：x方向的正应力σx；又例如S34，表示第三工况的第4个应力分量：xy方向的剪应力τxy，以此类推。
实施例2：
如图6所示，基于实施例1，一种基于机载寿命管理系统的寿命预测方法，包括以下步骤：
骤S1:选取发动机的部件中应力最大或安全系数最小的点为考核点；其中，发动机的部件包括多个零件，多个零件为多级涡轮叶片、多级涡轮轮盘、多级压气机叶片和多级压气机轮盘；
步骤S2：运行发动机，随着时间的增加，记录多组数据，其中，每组数据包括发动机的部件中各个零件的转速和温度；
步骤S3：根据发动机的不同应用环境对多组数据进行不同的处理，计算各个零件任一时刻的预设考核点的当量应力；
步骤S4：根据发动机的不同应用环境对每组数据进行不同的处理，计算预设考核点的实际温度值。
上述提供一种基于机载寿命管理系统的寿命预测方法，根据得到的各个零件任一时刻的预设考核点的当量应力和预设考核点的实际温度值，进一步实现零件寿命损伤的计算，使寿命管理系统发挥应有的功能。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (10)

1.一种基于机载寿命管理系统的应力计算方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤S1:选取发动机的部件中应力最大或安全系数最小的点为考核点；其中，发动机的部件包括多个零件，所述多个零件为多级涡轮叶片、多级涡轮轮盘、多级压气机叶片和多级压气机轮盘；
步骤S2：运行发动机，随着时间的增加，记录多组数据，其中，每组数据包括发动机的部件中各个零件的转速和温度；
步骤S3：根据发动机的不同应用环境对多组数据进行不同的处理，计算各个零件任一时刻的预设考核点的当量应力；
其中，当发动机处于第一种应用环境时，获得燃气涡轮转子初始转速的设计值或动力涡轮初始转速的设计值对应的第一当量应力，根据第一当量应力计算每组数据中各个零件的预设考核点的当量应力；
当发动机处于第二种应用环境时，设置多种工况，且每种工况考虑离心荷载、温度荷载和气动荷载中的任意一种荷载，针对不同工况，对预设考核点进行应力计算，分别获得预设考核点的应力分量，根据应力分量计算每组数据中各个零件的预设考核点的当量应力。
2.根据权利要求1所述的基于机载寿命管理系统的应力计算方法，其特征在于：针对不同工况，对预设考核点进行应力计算的方法为：若工况为设置燃气涡轮转子转速或动力涡轮转速的设计转速为额定转速时，通过有限元计算离心载荷；若工况为动力涡轮前温度取额定温度时，采用气动设计方法计算温度载荷；若工况为动力涡轮前温度取额定温度的80％时，采用气动设计方法计算温度载荷；若工况为燃气涡轮转子转速或动力涡轮转速的设计转速为额定转速的80％时，采用气动设计方法计算气动载荷；若工况为燃气涡轮转子转速或动力涡轮转速的设计转速为额定转速的80％时，采用气动设计方法计算气动荷载。
3.根据权利要求2所述的基于机载寿命管理系统的应力计算方法，其特征在于：在第二种工况时，计算温度载荷的方法如下：获取动力涡轮转速前温度的额定值，根据动力涡轮前温度的额定值和动力涡轮前温度的飞行参数的折减值分别计算额定值对应的第一实际温度值和折减值对应的的第二实际温度值；根据第一实际温度值和第二实际温度值计算每组数据中各个零件的考核点的实际温度值。
4.根据权利要求3所述的基于机载寿命管理系统的应力计算方法，其特征在于：所述折减值的折减系数为0.8或0.88或0.76。
5.根据权利要求1所述的基于机载寿命管理系统的应力计算方法，其特征在于：当发动机处于第一种应用环境时，获得燃气涡轮转子转速的设计值或动力涡轮转速的设计值对应的当量应力，根据当量应力计算每组数据中各个零件的考核点的当量应力的公式如下：
Figure FDA0003645659260000021
式中：S为考核点的当量应力，Sk为燃气涡轮转子转速的设计值或动力涡轮转速的设计值对应的第一当量应力，N为每组数据对应的燃气涡轮转子转速的实际值或动力涡轮转速的实际值，N100为燃气涡轮转子转速的设计值或动力涡轮转速的设计值。
6.根据权利要求1所述的基于机载寿命管理系统的应力计算方法，其特征在于：当发动机处于第二种工作状态时，设置多种工况，且每种工况考虑离心荷载、温度荷载和气动荷载中的一种荷载，针对不同工况，采用有限元法对考核零件进行应力计算，分别获得考核点的应力分量，根据应力分量计算每组数据中各个零件的考核点的当量应力的公式如下：
Figure FDA0003645659260000022
Figure FDA0003645659260000031
Figure FDA0003645659260000032
Figure FDA0003645659260000033
Figure FDA0003645659260000034
Figure FDA0003645659260000035
式中：Sn为应力分量，S1n为第一工况的第n个应力分量，N为每组数据对应的燃气涡轮转子转速的实际值或动力涡轮转速的实际值，N100为燃气涡轮转子转速的设计值或动力涡轮转速的设计值，Bn0为第n个应力分量的第一修正系数，Bn1为第n个应力分量的第二修正系数，T为每组数据的T45温度值，Bn2为第n个应力分量的第三修正系数，Bn3为第n个应力分量的第四修正系数，S2n为第二工况的第n个应力分量，S3n为第三工况的第n个应力分量，T100为T45温度的额定值，T80为T45温度的第一折减值，Bm1为第n个应力分量的第二修正系数，Bn2为第n个应力分量的第三修正系数，Bn3为第n个应力分量的第四修正系数，Sn4为第四工况的第n个应力分量，S5n为第五工况的第n个应力分量，Se为考核点的当量应力。
7.根据权利要求1所述的基于机载寿命管理系统的应力计算方法，其特征在于：在步骤S3中，所述应力分量有六个，所述六个应力分量分别为x方向正应力、y方向正应力、z方向正应力、xy方向剪应力、yz方向剪应力和zx方向剪应力。
8.一种基于机载寿命管理系统的寿命预测方法，其特征在于：包括如权利要求1-7任意一项所述的基于机载寿命管理系统的应力计算方法，还包括步骤S4：根据发动机的不同应用环境对每组数据进行不同的处理，计算预设考核点的实际温度值。
9.根据权利要求8所述的基于机载寿命管理系统的寿命预测方法，其特征在于：根据发动机的第一种应用环境对每组数据进行不同的处理，计算预设考核点的实际温度值的公式如下：
Tr＝A0+A1×T
Figure FDA0003645659260000041
Figure FDA0003645659260000042
式中：Tr为考核点的实际温度值，A0为第一修正温度，A1为第二修正温度，T为每组数据的T45温度值，T1为T45转速的额定值对应的第一实际温度值，T2为T45温度的第一折减值对应的第二实际温度值，T100为T45温度的额定值，T80为T45温度的第一折减值。
10.根据权利要求8所述的基于机载寿命管理系统的寿命预测方法，其特征在于：根据发动机的第二种应用环境对每组数据进行不同的处理，计算预设考核点的实际温度值的公式如下：
Tr＝A0+A1×T+A2×T2
Figure FDA0003645659260000043
Figure FDA0003645659260000044
Figure FDA0003645659260000045
C1＝(T1×T76-T3×T100)×(T88-T76)×T88
C2＝(T2×T76-T3×T88)×(T100-T76)×T100
CC＝(T100-T88)×(T88-T76)×(T100-T76)
C3＝(T1-T3)×(T862-T762)
C4＝(T2-T3)×(T1002-T762)
C5＝(T1-T3)×(T86-T76)
C6＝(T2-T3)×(T100-T76)
式中：Tr为考核点的实际温度值，A0为第一修正温度，A1为第二修正温度，A2为第三修正温度，T为每组数据的T45温度值，C1为第一换算温度，C2为第二换算温度，CC为基准换算温度，C3为第三换算温度，C4为第四换算温度，C5为第五换算温度，C6为第六换算温度，T1为T45温度的额定值对应的第一实际温度值，T2为T45温度的第二折减值对应的第二实际温度值，T3为T45温度的第三折减值对应的第三实际温度值，T100为T45温度的额定值，T88为T45温度的第一折减值，T86为T45温度的第二折减值，T76为T45温度的第三折减值。
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