CN115795744B - 航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法，包括：获取飞行包线及典型飞行任务剖面及其混频数据，对其进行预处理得到第一和第二类典型工作点，确定第一和第二类典型工作状态点的总体性能参数；确定各转子的寿命薄弱部位，计算各转子寿命薄弱部位的参数，从中选取计算寿命最低的部位作为各转子的寿命考核部位，根据第一类典型工作点确定各寿命考核部位的应力；统计典型任务剖面得到所有峰值和谷值工作点；建立寿命考核部位的应力状态函数；估算不同类别循环对下的第二类典型工作点的应力，确定不同类别循环对下的寿命要求谷值或峰值点，根据典型飞行任务剖面的混频数据排序谷值点或峰值点形成低循环疲劳寿命载荷谱。

Description

航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法

技术领域

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法。

背景技术

根据航空发动机通用规范，油门杆往复移动带来的发动机工作状态以及各类零部件载荷（热力/气动/机械）的交互变化，会产生低循环疲劳寿命消耗，在发动机寿命设计和试验过程中，需要考虑这类寿命损伤因素。而构建低循环疲劳寿命载荷谱是开展这项工作的基础，其一般构建过程为：

a）以发动机工作状态为统计参数，通过雨流计数法对发动机典型任务剖面进行循环统计，得出实际产生低循环疲劳损伤的各类有效循环；

b）每个有效循环往往有多个峰值点、谷值点，它们的发动机工作状态是一致的，采用随机抽取的方法，在每个有效循环中分别确定一个峰值点和一个谷值点，通过汇总各个典型任务剖面所有的有效循环，得到低循环疲劳寿命载荷谱，用于整个发动机所有零组件的低循环疲劳寿命设计和试验。

然而，飞行使用中高度、马赫数的变化会导致发动机进气条件（进气压力和温度）的变化，发动机自身不同零组件的载荷环境（热力/气动/机械等）也具有多样性。发动机进气条件的变化、零组件载荷环境的多样性，导致零组件低循环疲劳寿命消耗具有以下特点：

a）“载荷不同类”：发动机内部不同零组件载荷环境的差异性、结构/材料等物理/力学参数的多样性，主导不同零组件低循环疲劳寿命消耗的载荷因素不同，难以用同一个寿命载荷谱同时描述整个发动机的温度、气动载荷、离心力的变化历程，因此，也为低循疲劳寿命设计和试验载荷确定带来了困难。

b）“响应不同步”：对于同一个零组件，由于结构/材料特征、以及力学性能的差异，以及由此带来载荷特征的复杂性、多样性，不同部位的应力变化历程也会有所不同，比如，时刻1对于部位A是应力峰值，但部位B的应力峰值却发生在时刻2，难以用一个寿命载荷谱约束整个零组件的载荷变化历程。

对于根据发动机典型任务剖面选取循环峰值点、谷值点，进而确定低循环疲劳寿命载荷谱的过程也存在问题，例如：

a）在采用雨流计数法对发动机典型任务剖面进行循环统计时，往往忽略高度、马赫数对零组件载荷的影响，对于多个中间及以上状态工作点都可以作为循环峰值点的备选点时，无法区分其载荷大小，导致存在随机抽取循环峰值点的现象；但实际上这些工作点的载荷是有差异的，有时甚至载荷差别很大；

b）对于循环谷值点选取，以往也存在“一刀切”现象——即循环谷值点都统一选取一个工作点，比如，Ⅱ类循环谷值点都选取地面慢车状态、Ⅲ类循环谷值点都选取巡航状态，与实际飞行循环的载荷苛刻程度存在较大差异。

而且，发动机所有零组件都统一按照同一套低循环疲劳寿命载荷谱进行设计和试验，对发动机零组件载荷特征多样性、循环峰/谷值发生的不同步现象，缺乏足够的表达。

这些做法降低了低循环疲劳寿命载荷谱的合理性，带来零组件外场使用风险增大、结构重量提高的双重不确定性。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法，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：一种航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法，包括：

步骤一、获取飞行包线数据，选取飞行包线中的预定工作点得到第一类典型工作点；获取发动机典型任务剖面及其混频数据，组合典型任务剖面中的飞行参数得到第二类典型工作点，对典型任务剖面进行预处理，将发动机工作状态转化为数字代号、画出剖面图；选取第一类典型工作点及第二类典型工作点的预定的总体性能参数；

步骤二、按照航空发动机结构强度设计准则规定的方法，确定各转子的寿命薄弱部位；以基准循环类型计算各转子的寿命薄弱部位的应力、温度、寿命，从中选取计算寿命最低的部位作为各转子的寿命考核部位；针对各个第一类典型工作点，确定各寿命考核部位的应力；

步骤三、采用雨流计数法，根据发动机工作状态数字代号对各个典型任务剖面进行统计，得到不同类别循环对分别对应的所有峰值和谷值工作点；

步骤四、建立选定寿命考核部位的应力状态函数，根据第一类典型工作点的总体性能参数及寿命考核部位的应力拟合得到所述应力状态函数的系数，从而得到所述应力状态函数；

步骤五、通过所述应力状态函数及第二类典型工作点的总体性能参数，估算不同类别循环对下的第二类典型工作点的应力；确定低循环疲劳寿命载荷谱中不同类别循环对的谷值点和峰值点，根据典型飞行任务剖面的混频数据，按照谷值点或峰值点的高度、马赫数由低到高排序形成低循环疲劳寿命载荷谱。

进一步的，飞行包线中的预定工作点包括：

1）发动机地面台架中间或最大状态点；

2）工作包线下边界最大马赫数点，发动机工作状态为中间或最大状态；

3）工作包线右边界最小高度点，发动机工作状态为中间或最大状态；

4）工作包线右边界最大高度点，发动机工作状态为中间或最大状态；

5）工作包线上边界最小马赫数，发动机工作状态为中间或最大状态；

6）马赫数等于零、高度最大的点，发动机工作状态为中间或最大状态。

进一步的，获取典型飞行任务剖面后，包括：

将发动机工作状态转化为具体的数字代号，用于比较各类工作状态的相对大小；

以发动工作状态的数字代号为纵坐标，任务段序号为横坐标，建立典型任务剖面的图形坐标。

进一步的，所述基准循环类型为“停车-地面或中间状态-停车”循环，所述各转子包括风扇转子、压气机转子、高压涡轮转子、低压涡轮转子。

进一步的，所述应力状态函数为：

其中， σ _i 为选定典型零组件寿命考核部位的应力，角标 i代表了不同转子；

C _i1 、 C _i2 、 C _i3 、 C _i4 均为系数；

N为选定转子的物理转速；

N ₀ 为第一类典型工作点1所对应的该转子物理转速；

P为发动机进口总压；

P ₀ 为常数；

T为发动机进口总温；

T ₀ 为常数。

进一步的，循环对类别包括Ⅰ类循环、II类循环和III类循环，

Ⅰ类循环寿命要求谷值点为停车状态；

根据所有的慢车、巡航状态点及其转子物理转速，选取与峰值点高度差值最小的慢车或巡航点作为II类循环和III类循环的循环谷值点；或在高度满足预定要求的情况下，选马赫数差值最小的点作为II类循环和III类循环的循环谷值点；或在高度、马赫数满足预定要求的情况下，选取物理转速较小的点作为II类循环和III类循环的循环谷值点。

本申请提供的零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法相对于传统的基于发动机工作状态进行雨流计数统计有效循环的方法，具有如下优点：

1）对于低循环疲劳寿命载荷谱的峰值点和谷值点选取过程，贴近于发动机的实际使用场景、面向于精确体现零组件的实际工作载荷环境，利用发动机工作的相似理论，基于典型件寿命考核部位局部应力与发动机总体性能参数存在的关联性，根据发动机工作包线的少量特定工作点，建立模拟零组件应力状态的状态函数，进而在发动机典型任务剖面中筛选出实际的循环峰值，实现飞行任务剖面中高度、马赫数对于此类零组件真实应力状态定量影响的快速评估，解决传统发动机工作状态统计方法不能区分相邻峰值点载荷大小的问题；同时，按照发动机高度、马赫数、转子转速，选取循环谷值点，解决以往谷值点选取存在的“一刀切”问题。

2）按照零组件的载荷特征，分别选取相应的典型件，建立针对性的低循环疲劳寿命载荷谱，做到“一件一策”，比如，本申请以发动机转子为例，系统说明了以离心力（发动机转速）为主要载荷因素（载荷参数）典型件的低循环疲劳寿命载荷谱构建过程。

3）规避了直接采用实际应力循环带来的计算效率低的问题，在不显著增加工作量的情况下，确保了低循环疲劳寿命载荷谱合理性，提高了寿命设计和试验验证的精细化程度，实现了降低外场使用风险、减轻结构重量的双重收益。

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为本申请的航空涡扇发动机零组件级循环载荷谱编制流程图。

图2为本申请中的发动机第一类典型工作点位置示意图。

图3为本申请中的发动机典型任务剖面示意图。

图4为本申请一实施例中的涡轮盘寿命薄弱部位示意图。

图5为本申请一实施例中的发动机工作状态雨流计数统计结果示意图。

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。

如图1所示，本申请考虑进口条件、内部气动/热力载荷复杂性、多样性对航空发动机零组件低循环疲劳寿命的影响而提出了一种零组件级低循环疲劳寿命载荷谱的构建方法，用于发动机主要零组件（包括机匣、转子叶片、涡轮盘等）的低循环疲劳寿命设计和试验验证。，该构建方法包括：

步骤一、输入数据的收集及预处理

S1、获取飞行包线或飞行剖面类的输入数据及预处理

S11、根据用户方指定或认可的输入文件，收集发动机工作包线。

对收集获取到的发动机工作包线进行预处理，过程包括：

如图2所示的发动机工作包线中，选取图中五星位置的工作点称为发动机第一类典型工作点，其中，每个工作点都由高度、马赫数、发动机工作状态3个参数组成，该发动机第一类典型工作点包括：

1）第一类典型工作点1为发动机地面台架中间或最大状态点；

2）第一类典型工作点2为工作包线下边界最大马赫数点，发动机工作状态为中间或最大状态；

3）第一类典型工作点3为工作包线右边界最小高度点，发动机工作状态为中间或最大状态；

4）第一类典型工作点4为工作包线右边界最大高度点（发动机升限），发动机工作状态为中间或最大状态；

5）第一类典型工作点5为工作包线上边界最小马赫数，发动机工作状态为中间或最大状态；

6）第一类典型工作点6为马赫数等于零、高度最大的点，发动机工作状态为中间或最大状态。

S12、根据用户方指定或认可的输入文件，收集发动机典型任务剖面及混频数据，如表1、表2所示。

表1 典型任务剖面（示例）

表2 典型任务剖面的使用混频（示例）

对上述数据进行以下预处理，过程包括：

1）在典型任务剖面中，将高度、马赫数、发动机工作状态的组合定义为发动机第二类典型工作点；

2）在获取典型任务剖面输入以后，按照以下对应关系，将发动机工作状态转化为具体的数字代号，用于比较各类工作状态的相对大小：中间及以上状态按60～100，不区分中间、最大，以及中间至最大之间工作状态的相对大小；巡航状态按30～60；空中慢车状态按20～30；地面慢车状态按10～20；停车状态按0～10。

3）以发动工作状态代号为纵坐标，任务段序号为横坐标，将典型任务剖面转化为图形格式，建立其坐标，如图3所示。

S13、根据发动机设计文件，获取步骤S11中的第一类典型工作点、步骤S12中的第二类典型工作点的总体性能参数，包括发动机高压转子物理转速（单位为转/分钟）、低压转子物理转速（单位为转/分钟）、发动机进口总压（单位为kPa）/总温（单位为开尔文）、压气机出口总压（单位为kPa）、涡轮进口总温（单位为开尔文），如表3、表4所示。

表3 第一类典型工作点的总体性能参数（示例）

表4 第二类典型工作点的总体性能参数（示例）

S2、获取应力或寿命类的输入数据及预处理

S21、寿命类输入数据及预处理

按照航空发动机结构强度设计准则规定的方法，确定风扇盘、压气机盘、高低压涡轮盘（以下简称为“四大转子”）的寿命薄弱部位，如图4所示；

将“停车-地面中间状态-停车”循环（为Ⅰ类循环的一种）作为基准循环类型，计算各寿命薄弱部位的应力、温度、寿命，如表5所示，从中选取计算寿命最低的部位，作为寿命考核部位。

表5 涡轮盘寿命考核部位选取（示例）

针对风扇转子、压气机转子、高压涡轮转子、低压涡轮转子，分别选取1个寿命考核部位，如表6所示。

表6 四大转子寿命考核部位选取（示例）

S22、应力类输入数据及预处理

针对步骤S11中的第一类典型工作点，列出各寿命考核部位的应力，如表7所示。

表7 第一类典型工作点的寿命考核部位应力（示例）

步骤二、建立发动机循环对预选及状态函数

S3、采用发动机工作状态雨流计数法预选循环对

采用雨流计数法，按照发动机工作状态代号对各个典型任务剖面进行统计分析。针对Ⅰ类、Ⅱ类、Ⅲ类循环对，分别列出所有的峰/谷值工作点。

以表1、图3典型任务剖面为例，获得的3类循环对如图5的发动机工作状态雨流计数统计结果及表8、表9、表10所示。

表8 Ⅰ类循环对峰/谷值点（示例）

表9 Ⅱ类循环对峰/谷值点（示例）

表10 Ⅲ类循环对峰/谷值点（示例）

S4、利用有限数量的第一类典型工作点建立应力状态函数

按照式1的非线性回归函数，拟合得到系数 C _i1 、 C _i2 、 C _i3 、 C _i4 ，即建立选定典型零组件的应力状态函数：

其中， σ _i 为选定典型零组件寿命考核部位的应力，角标 i代表了不同转子，1代表风扇转子、2代表压气机转子、3代表高压涡轮转子、4代表低压涡轮转子；

N为选定转子的物理转速； N ₀ 为（第一类典型工作点1）对应的该转子物理转速；

P为发动机进口总压； P ₀ 为常数，对应国际标准大气压力（101.325千帕）；

T为发动机进口总温； T ₀ 为常数，对应国际标准大气温度（288.1开尔文）。

例如，按照表3中总体性能参数、表7中的应力，采用上式的非线性回归函数，可得到表11所示的应力状态函数的系数，即建立了四个转子的应力状态函数。

表11 应力状态函数的系数（示例）

步骤三、建立低循环疲劳寿命载荷谱

S5、采用状态函数法筛选低循环疲劳寿命载荷谱的峰值点：

按照步骤4建立的应力状态函数，根据第二类典型工作点的总体性能参数，估算第二类典型工作点的应力。

例如，在本申请该实施例中，按照表11的应力状态函数、公式1及表4的第二类典型工作点的总体性能参数，估算的第二类典型工作点应力如表12所示。

表12 对第二类典型工作点的应力估算结果（示例）

针对每个典型零组件，对于步骤3中预选确定的3类循环，分别选取应力最大的峰值点，作为循环峰值。

例如，本申请该实施例中，如表13、表14及表15所示即为针对四个转子分别确定的3类循环的峰值。

表13 Ⅰ类循环峰值点应力法筛选（示例）

表14 Ⅱ类循环峰值点应力法筛选（示例）

表15 Ⅲ类循环峰值点应力法筛选（示例）

S6、采用预定值方法确定Ⅰ类循环寿命要求谷值点

对于Ⅰ类循环要求，谷值点设定为停车状态（发动机高、低压转子物理转速均为0），如表16所示。

表16 Ⅰ类循环峰/谷值点配对（示例）

S7、利用发动机工作参数选取Ⅱ类、Ⅲ类循环寿命要求谷值点：

列出所有慢车、巡航状态点，以及低压涡轮转子物理转速、高压涡轮转子物理转速，如表17、表18所示。

表17 慢车状态点发动机工作参数（示例）

表18 巡航状态点发动机工作参数（示例）

选取与峰值点高度差值最小的慢车或巡航点，作为循环谷值点；在高度相当（两个点的高度差值不大于1千米）的情况下，选马赫数差值最小的点，作为循环谷值点；在高度、马赫数相当（两个点的高度差值不大于1千米、马赫数差值不大于0.1）的情况下，选取物理转速较小的，作为循环谷值点。

例如，对于表14、表15所示的四个转子的循环峰值点，所匹配形成的Ⅱ类、Ⅲ类循环峰/谷值点配对关系如表19、表20所示。

表19 Ⅱ类循环峰/谷值点配对（示例）

表20 Ⅲ类循环峰/谷值点配对（示例）

S8、确定循环次数，整理形成低循环疲劳寿命载荷谱：

根据所在典型任务剖面内的使用混频（表2所示），确定循环对的发生次数；

按照峰值点的高度、马赫数由低到高的顺序进行排列，整理形成低循环疲劳寿命载荷谱，如表21所示。

表21 高压涡轮低循环疲劳寿命载荷谱（示例）

步骤四、循环载荷谱的使用

将构建部件级低循环疲劳寿命载荷谱（即载荷谱）应用于发动机零组件的低循环疲劳寿命设计和试验。例如表21构建的高压涡轮低循环疲劳寿命载荷谱应用在高压涡轮的低循环疲劳寿命设计和试验当中。

本申请提供的零组件级循环载荷谱编制方法相对于传统的基于发动机工作状态进行雨流计数统计有效循环的方法，具有如下优点：

1）对于低循环疲劳寿命载荷谱的峰值点和谷值点选取过程，贴近于发动机的实际使用场景、致力于低循环疲劳寿命载荷谱精确体现零组件的实际工作载荷环境，利用发动机工作的相似理论，基于典型件寿命考核部位局部应力与发动机总体性能参数存在的关联性，基于少量特定工作点，建立模拟零组件应力状态的状态函数，进而在发动机典型任务剖面中筛选出实际的循环峰值，实现飞行任务剖面中高度、马赫数对于此类零组件真实应力状态定量影响的快速评估，解决传统发动机工作状态方法不能区分相邻峰值点载荷大小的问题；同时，按照发动机高度、马赫数、转子转速，选取循环谷值点，解决以往谷值点选取存在的“一刀切”问题。

2）按照零组件的载荷特征，分别选取相应的典型件，建立针对性的低循环疲劳寿命载荷谱，做到“一件一策”，比如，本申请以发动机转子为例，系统说明了以离心力（发动机转速）为主要载荷因素（载荷参数）典型件的低循环疲劳寿命载荷谱构建过程。

3）规避了直接采用实际应力循环带来的计算效率低的问题，在不显著增加工作量的情况下，确保了低循环疲劳寿命载荷谱合理性，提高了寿命设计和试验验证的精细化程度，实现了降低外场使用风险、减轻结构重量的双重收益。

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 (6)

1.航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法，其特征在于，包括：

步骤一、获取飞行包线数据，选取飞行包线中的预定工作点得到第一类典型工作点；获取发动机典型任务剖面及其混频数据，组合典型任务剖面中的飞行参数得到第二类典型工作点，对典型任务剖面进行预处理，将发动机工作状态转化为数字代号、画出剖面图；选取第一类典型工作点及第二类典型工作点的预定的总体性能参数；

步骤二、按照航空发动机结构强度设计准则规定的方法，确定各转子的寿命薄弱部位；以基准循环类型计算各转子的寿命薄弱部位的应力、温度、寿命，从中选取计算寿命最低的部位作为各转子的寿命考核部位；针对各个第一类典型工作点，确定各寿命考核部位的应力；

步骤三、采用雨流计数法，根据发动机工作状态数字代号对各个典型任务剖面进行统计，得到不同类别循环对分别对应的所有峰值和谷值工作点；

步骤四、建立选定寿命考核部位的应力状态函数，根据第一类典型工作点的总体性能参数及寿命考核部位的应力拟合得到所述应力状态函数的系数，从而得到所述应力状态函数；

步骤五、通过所述应力状态函数及第二类典型工作点的总体性能参数，估算不同类别循环对下的第二类典型工作点的应力；确定低循环疲劳寿命载荷谱中不同类别循环对的谷值点和峰值点，根据典型飞行任务剖面的混频数据，按照谷值点或峰值点的高度、马赫数由低到高排序形成低循环疲劳寿命载荷谱。

2.如权利要求1所述的航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法，其特征在于，飞行包线中的预定工作点包括：

1）发动机地面台架中间或最大状态点；

2）工作包线下边界最大马赫数点，发动机工作状态为中间或最大状态；

3）工作包线右边界最小高度点，发动机工作状态为中间或最大状态；

4）工作包线右边界最大高度点，发动机工作状态为中间或最大状态；

5）工作包线上边界最小马赫数，发动机工作状态为中间或最大状态；

6）马赫数等于零、高度最大的点，发动机工作状态为中间或最大状态。

3.如权利要求1所述的航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法，其特征在于，获取典型飞行任务剖面后，包括：

将发动机工作状态转化为具体的数字代号，用于比较各类工作状态的相对大小；

以发动工作状态的数字代号为纵坐标，任务段序号为横坐标，建立典型任务剖面的图形坐标。

4.如权利要求1所述的航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法，其特征在于，所述基准循环类型为“停车-地面或中间状态-停车”循环，所述各转子包括风扇转子、压气机转子、高压涡轮转子、低压涡轮转子。

5.如权利要求4所述的航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法，其特征在于，所述应力状态函数为：

其中，σ _i 为选定典型零组件寿命考核部位的应力，角标i代表了不同转子；

C _i1 、C _i2 、C _i3 、C _i4 均为系数；

N为选定转子的物理转速；

N ₀ 为第一类典型工作点1所对应的该转子物理转速；

P为发动机进口总压；

P ₀ 为常数；

T为发动机进口总温；

T ₀ 为常数。

6.如权利要求1所述的航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法，其特征在于，循环对类别包括Ⅰ类循环、II类循环和III类循环，

Ⅰ类循环寿命要求谷值点为停车状态；

根据所有的慢车、巡航状态点及其转子物理转速，选取与峰值点高度差值最小的慢车或巡航点作为II类循环和III类循环的循环谷值点；或在高度满足预定要求的情况下，选马赫数差值最小的点作为II类循环和III类循环的循环谷值点；或在高度、马赫数满足预定要求的情况下，选取物理转速较小的点作为II类循环和III类循环的循环谷值点。

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