CN115510661B - 一种考虑强度退化的航空发动机附件机匣可靠性评价方法 - Google Patents

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Abstract

本申请提供了一种考虑退化强度的航空发动机附件机匣可靠性评估方法，包括：获取设计输入；采用幂函数和对数函数的描述方式得到附件机匣零组件的强度退化规律；根据材料疲劳试验结果获得威布尔分布的形状参数、位置参数和尺度参数，采用三参数威布尔分布拟合确定零组件初始的强度分布；根据零组件的初始强度分布及强度退化规律获得零组件的剩余强度分布；依据发动机附件机匣各零组件的传递功率和转速，计算最大工作状态下的各传动齿轮的接触应力幅值，获得各零组件的应力幅载荷分布参数，从而确定各零组件应力幅值载荷分布；根据系统层应力‑强度干涉模型，构建载荷作用n次附件机匣系统的可靠性评价计算公式得到可靠性评价结果。

Description

一种考虑强度退化的航空发动机附件机匣可靠性评价方法
技术领域
本申请属于航空发动机设计技术领域，特别涉及一种考虑强度退化的航空发动机附件机匣可靠性评价方法。
背景技术
附件机匣作为航空发动机传动系统的重要组成部分，在发动机起动时提供扭矩，在发动机工作时用于驱动飞机和发动机附件，保证飞机和发动机正常使用。但因附件机匣工作环境复杂且产品可靠性水平难以评估而导致航空发动机附件机匣故障问题在航空发动机中均有发生，严重时导致发动机出现危险性故障。
现有技术中，附件机匣的可靠性评价方法均是按照单个零组件的应力和强度干涉模型计算零组件的可靠度，然后按照串联系统的模型，计算附件机匣系统的可靠度，但这种方法没有考虑附件机匣各零组件处于同一随机载荷环境下零组件失效相关的普遍性，导致不能准确反映产品的初始可靠性水平；现有的评价方法在不考虑产品强度随着载荷的多次循环作用下强度退化的条件下进行系统静态的可靠性评价，其可靠性评价结果往往高于真实可靠性水平，不能反映产品随强度退化的实际结果产品动态的可靠性水平，导致可靠性评价结果不科学、不合理；不能根据产品的实际疲劳损伤情况合理确定附件机匣的疲劳寿命，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。
发明内容
本申请的目的是提供了一种考虑退化强度的航空发动机附件机匣可靠性评估方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种考虑退化强度的航空发动机附件机匣可靠性评估方法，所述方法包括：
获取设计输入，所述设计输入包括附件机匣关键和主要零组件组成数量，附件机匣工况转速及扭矩；
采用幂函数和对数函数的描述方式描述材料的退化规律，从而得到附件机匣零组件的强度退化规律；
采用三参数威布尔分布拟合零组件的初始强度分布，根据材料疲劳试验结果获得威布尔分布的形状参数、位置参数和尺度参数，从而确定零组件初始的强度分布；
根据零组件的初始强度分布及强度退化规律获得零组件的剩余强度分布；
依据发动机附件机匣各传动齿轮的传递功率和转速，计算最大工作状态下的各传动齿轮的接触应力幅值，获得各零组件的应力幅载荷分布参数，从而确定各零组件应力幅值载荷分布；
根据系统层应力-强度干涉模型，构建载荷作用n次附件机匣系统的可靠性评价计算公式，从而得到附件机匣系统可靠性评价结果。
进一步的，所述附件机匣零组件的强度退化规律满足：
式中，δ(n)为材料在应力循环作用n次后的剩余强度；
δ(0)为初始的材料强度；
Sp为所施加的循环应力的幅值；
n为应力循环作用次数；
N为对应应力水平的疲劳寿命。
进一步的，所述零组件初始的强度分布满足：
式中，α为零组件材料的位置参数；β为零组件材料的形状参数；θ为零组件材料的尺度参数，W服从三参数的威尔布分布的概率密度函数，x为服从W(β，α，θ)的三参数的威尔布分布的零组件强度随机数。
进一步的，所述零组件的剩余强度分布满足：
δ(n)～W(β,(1+m)α-m×Sp,(1+m)θ)
式中，m为零组件剩余强度退化系数，
进一步的，各零组件应力幅值载荷分布满足：
式中，Si为各零组件的应力幅值载荷分布；
αi为零组件载荷分布的位置参数；
βi为零组件材料的形状参数；
θi为零组件材料的尺度参数。
进一步的，载荷作用n次附件机匣系统的可靠性评价计算公式为：
式中，h0为均匀分布的概率密度函数；
r为为服从[0,1]均匀分布的随机数。
本申请提供的航空发动机附件机匣可靠性评估方法提出了考虑失效相关条件下不同载荷不同零组件的附件机匣可靠性计算评价方法，实现对附件机匣初始可靠性的准确评价，解决附件机匣可靠性评价不考虑失效相关性导致可靠性评价结果不准确的问题；建立了考虑零组件强度退化的附件机匣动态可靠性评价方法，实现对附件机匣系统动态可靠性的科学合理评价，解决了附件机匣产品可靠性评价方法不能反映随零组件强度退化产品可靠性的动态变化过程问题；实现对产品疲劳寿命的准确评价和有效验证，解决产品装机后使用故障率高的问题，可满足产品高可靠性、长寿命的使用要求。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的可靠性评估方法流程图。
图2为本申请一实施例的附件机匣系统可靠性评价结果示意图。
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。
为了可以有效评价附件机匣的可靠性水平和疲劳寿命，为完善产品设计、提高附件机匣产品的可靠性和使用寿命提供指导，本申请中提供了一种考虑强度退化的航空发动机附件机匣可靠性评价方法。
如图1所示，本申请提供的考虑强度退化的航空发动机附件机匣可靠性评价方法，包括以下步骤：
1、确定设计输入
设计输入包括附件机匣关键和主要零组件组成数量，附件机匣工况转速及扭矩。
例如，在本申请提供的该实施例中，某发动机附件机匣的工作转速为14500转/分钟，最大提取功率为310千瓦；由10个转轴及齿轮组成的齿轮传动系统。
2、确定各零组件的强度退化规律
不同材料有着不同的强度退化规律，根据材料的疲劳试验结果，确定零组件的强度退化规律。一般金属材料采用幂函数和对数函数的描述方式描述材料的退化规律，确定各零组件的强度退化规律见公式1：
式中，δ(n)为材料在应力循环作用n次后的剩余强度；
δ(0)为初始的材料强度；
Sp为所施加的循环应力的幅值；
n为应力循环作用次数；
N为对应应力水平的疲劳寿命。
上述实施例中，通过疲劳试验获得零组件应力幅值的疲劳试验结果，如表1所示：
表1各零组件应力幅值的疲劳寿命
零组件名称 应力幅值(Mpa) 疲劳寿命
齿轮1 915 1550000
齿轮2 523 5246000
齿轮3 756 4527600
齿轮4 680 4032500
齿轮5 840 2580000
齿轮6 768 3770000
齿轮7 750 4786000
齿轮8 486 5856000
齿轮9 652 4280000
齿轮10 825 2527600
3、确定各零组件的初始强度分布
由于威布尔分布应用的广泛性，且随形状参数不同，威布尔概率密度函数可以拟合成不同的分布类型，采用三参数威布尔分布拟合零组件的初始强度分布。根据材料疲劳试验结果按照概率权重矩法、极大似然估计法能够获得威布尔分布的形状参数、位置参数和尺度参数，确定零组件初始的强度分布见公式2：
式中，α为零组件材料的位置参数；β为零组件材料的形状参数；θ为零组件材料的尺度参数。
在该实施例中，各零组件的强度分布计算结果见表2：
表2各零组件的初始强度分布
零组件名称 位置参数(Mpa) 形状参数 尺度参数(Mpa)
齿轮1 937.86 3.6 179.95
齿轮2 937.86 3.6 179.95
齿轮3 937.86 3.6 179.95
齿轮4 937.86 3.6 179.95
齿轮5 937.86 3.6 179.95
齿轮6 937.86 3.6 179.95
齿轮7 937.86 3.6 179.95
齿轮8 937.86 3.6 179.95
齿轮9 937.86 3.6 179.95
齿轮10 937.86 3.6 179.95
4、计算各零组件的剩余强度分布
将零组件的初始强度分布公式2代入到零组件的强度退化规律公式1，可以获得零组件剩余强度分布δ(n)的计算公式见公式3：
δ(n)～W(β,(1+m)α-m×Sp,(1+m)θ) (3)
式中，m为零组件剩余强度退化系数，
在该实施例中，按照公式3可以获得在一定循环载荷数n的条件下，各零组件的剩余强分布，计算结果见表3：
表3各零组件的剩余强度分布
5、确定附件机匣各零组件的应力幅载荷分布
依据发动机附件机匣各齿轮的传递功率和转速，计算最大工作状态下的各传动齿轮的接触应力幅值，获得各零组件的应力幅载荷分布参数，确定各零组件应力幅值载荷分布见公式4：
式中，Si为各零组件的应力幅值载荷分布；
αi为零组件载荷分布的位置参数；
βi为零组件材料的形状参数；
θi为零组件材料的尺度参数。
在该实施例中，各齿轮的应力幅值分布计算结果见表4：
表4各零组件的应力循环载荷分布
6、计算附件机匣系统可靠性评价结果
附件机匣系统可靠度等于载荷第n次作用时各零组件不失效的概率R(n)，根据系统层应力-强度干涉模型，构建载荷作用n次附件机匣系统的可靠性评价计算公式见公式5：
式中，h0为均匀分布的概率密度函数，r为为服从[0,1]均匀分布的随机数。
在齿轮1最大应力幅值为915Mpa，疲劳寿命为N1＝1550000循环；齿轮2应力幅值为523Mpa，疲劳寿命为N2＝5246000循环；循环数n＝1538000～1550000的条件下，按照公式5，获得附件机匣的可靠性评价结果，见图2所示。
从图2中可以看出，对金属材料来说，其剩余强度退化规律是一种“突然失效”式的，即剩余强度开始衰减得较慢，但当加载循环比越接近于1时急剧减少，从而发生疲劳破坏。
本申请提供的航空发动机附件机匣可靠性评估方法提出了考虑失效相关条件下不同载荷不同零组件的附件机匣可靠性计算评价方法，实现对附件机匣初始可靠性的准确评价，解决附件机匣可靠性评价不考虑失效相关性导致可靠性评价结果不准确的问题；建立了考虑零组件强度退化的附件机匣动态可靠性评价方法，实现对附件机匣系统动态可靠性的科学合理评价，解决了附件机匣产品可靠性评价方法不能反映随零组件强度退化产品可靠性的动态变化过程问题；实现对产品疲劳寿命的准确评价和有效验证，解决产品装机后使用故障率高的问题，可满足产品高可靠性、长寿命的使用要求。
相比于现有技术，本申请提供的航空发动机附件机匣可靠性评估方法具有如下优点：1)有着广泛的普适性，适用于各类型涡喷、涡扇军民用航空发动机附件机匣和配套机械类产品的可靠性定量评价；2)实现了附件机匣可靠性评价结果科学合理的确定，解决了传统方法不科学/不合理的问题；3)实现对产品疲劳寿命的准确评价，为附件机匣产品的设计和改进提供了技术支撑；4)进一步完善了附件机匣可靠性评价方法，提高了可靠性评价结果的有效性和准确性。
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。

Claims (1)

1.一种考虑退化强度的航空发动机附件机匣可靠性评估方法，其特征在于，所述方法包括：
获取设计输入，所述设计输入包括附件机匣关键和主要零组件组成数量，附件机匣工况转速及扭矩；
采用幂函数和对数函数的描述方式描述材料的退化规律，从而得到附件机匣零组件的强度退化规律，满足：
式中，δ(n)为材料在应力循环作用n次后的剩余强度；
δ(0)为初始的材料强度；
Sp为所施加的循环应力的幅值；
n为应力循环作用次数；
N为对应应力水平的疲劳寿命；
采用三参数威布尔分布拟合零组件的初始强度分布，根据材料疲劳试验结果获得威布尔分布的形状参数、位置参数和尺度参数，从而确定零组件初始的强度分布，所述零组件初始的强度分布满足：
式中，α为零组件材料的位置参数；β为零组件材料的形状参数；θ为零组件材料的尺度参数，W服从三参数的威尔布分布的概率密度函数，x为服从W(β，α，θ)的三参数的威尔布分布的零组件强度随机数；
根据零组件的初始强度分布及强度退化规律获得零组件的剩余强度分布，满足δ(n)～W(β,(1+m)α-m×Sp,(1+m)θ)：
式中，m为零组件剩余强度退化系数，
依据发动机附件机匣各传动齿轮的传递功率和转速，计算最大工作状态下的各传动齿轮的接触应力幅值，获得各零组件的应力幅载荷分布参数，从而确定各零组件应力幅值载荷分布，满足：
式中，Si为各零组件的应力幅值载荷分布；
αi为零组件载荷分布的位置参数；
βi为零组件材料的形状参数；
θi为零组件材料的尺度参数；
根据系统层应力-强度干涉模型，构建载荷作用n次附件机匣系统的可靠性评价计算公式，从而得到附件机匣系统可靠性评价结果，所述载荷作用n次附件机匣系统的可靠性评价计算公式为：
式中，h0为均匀分布的概率密度函数；
r为为服从[0,1]均匀分布的随机数。
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