CN115795839B - 一种航空发动机成熟度评估方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于航空发动机的测试技术领域，具体涉及一种航空发动机成熟度评估方法，其设计根据航空发动机的设计架构，将航空发动机分解为多个可单独进行成熟度评估的部件，进而自部件所处设计验证阶段、部件采用的材料水平、部件生产制造过程水平、部件装配/分解水平、部件研发需求满足情况，对各个部件单独进行成熟度评估，在此基础上，综合各个部件的成熟度，得出航空发动机的成熟度，能够更全面、客观的实现对航空发动机成熟度的评估。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机的测试技术领域，具体涉及一种航空发动机成熟度评估方法。
背景技术
当前对于航空发动机成熟度的评估，多是从中梳理出一系列的关键技术，以其中某几项关键技术成熟度进行评估，在该种技术方案下，若关键技术挑选错误，极容易对航空发动机做出错误的成熟度评估，为航空发动机的研发提供错误指导。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评估本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种航空发动机成熟度评估方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种航空发动机成熟度评估方法，包括：
根据航空发动机的设计架构，将航空发动机分解为多个可单独进行成熟度评估的部件；
自部件所处设计验证阶段、部件采用的材料水平、部件生产制造过程水平、部件装配/分解水平、部件研发需求满足情况，对各个部件单独进行成熟度评估；
综合各个部件的成熟度，得出航空发动机的成熟度。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机成熟度评估方法中，所述根据航空发动机的设计架构，将航空发动机分解为多个可单独进行成熟度评估的部件，包括：风扇、中介机匣、外涵机匣、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、喷管、外部结构、轴承腔、润滑系统、传动系统。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机成熟度评估方法中，所述自部件所处设计验证阶段、部件采用的材料水平、部件生产制造过程水平、部件装配/分解水平、部件研发需求满足情况，对各个部件单独进行成熟度评估，具体为：
部件完成概念设计阶段时，Cn＝1；
部件完成初始设计阶段时，Cn＝2；
部件完成详细设计阶段时，Cn＝3；
部件中关键件开展部分验证时，Cn＝4；
部件完成缩比零部件验证时，Cn＝5；
部件完成全尺寸零部件验证时，Cn＝6；
部件完成航空发动机整机环境性能验证时，Cn＝7；
部件随航空发动机整机完成持久性验证时，Cn＝8；
部件随航空发动机整机完成全部整机环境验证时，Cn＝9；
部件采用的材料获得初始化合物数据时，Cm＝1；
部件采用的材料获得初始化合物外插拟合数据时，Cm＝2；
部件采用的材料在相关条件下获得初始化合物数据时，Cm＝3；
部件采用的材料用于缩比零部件试验数据进行外插拟合时，Cm＝4；
部件采用的材料用于缩比零部件试验数据时，Cm＝5；
部件采用的材料用于相关航空发动机整机环境验证数据时，Cm＝6；
部件采用的材料用于相关航空发动机整机环境验证数据时，Cm＝7；
部件采用的材料在相关航空发动机全包线范围内得到验证时，
Cm＝8；
部件采用的材料完成-3σ工艺数据建立时，Cm＝9；
部件生产工艺未建立过程时，Cp＝1；
部件可进行无效检查，未建立生产工艺过程时，Cp＝2；
部件生产工艺过程可进行举例说明时，Cp＝3；
部件可进行无效检查，部件生产工艺过程可进行举例说明时，Cp＝4；
部件生产工艺过程在一定范围内可以进行说明时，Cp＝5；
部件可进行有效检查，部件生产工艺全过程可以进行说明时，Cp＝6；
部件可进行有效检查，部件生产工艺全过程在航空发动机整机环境下验证有效时，Cp＝7；
部件可进行有效检查，部件生产工艺全过程经历了产品鉴定或验收时，Cp＝8；
部件可进行有效检查，部件生产工艺全过程建立完整的ISO标准时，Cp＝9；
操作人员完成部件中的组件间装配/分解方法时，Ca＝1；
操作人员完成部件的装配/分解方法时，Ca＝2；
承制厂完成部件的装配/分解方法标准建立时，Ca＝3；
初始生产航空发动机部件完成部件中的组件间装配/分解方法时，
Ca＝4；
初始生产航空发动机部件完成部件的装配/分解方法时，Ca＝5；
初始生产航空发动机部件完成部件的装配/分解方法，通过了关键技术评审、初步设计评审、详细设计评审、试验验证评审时，Ca＝6；
初始生产航空发动机部件完成部件的装配/分解方法经过了验证时，Ca＝7；
始生产航空发动机部件完成部件的装配/分解方法经过了验证时，
Ca＝8；
创建部件的装配/分解质量控制程序时，Ca＝9；
部件满足部分初始设计需求时，Cr＝1；
部件满足全部初始设计需求时，Cr＝2；
部件超出全部初始设计需求时，Cr＝3；
部件满足全部初始设计及详细设计需求时，Cr＝4；
部件满足全部初始设计、详细设计、试验准备需求时，Cr＝5；
部件满足全部初始设计、详细设计、试验准备、性能功能验证需求时，Cr＝6；
部件满足全部初始设计、详细设计、试验准备、加速寿命持久验证需求时，Cr＝7；
部件超出全部初始设计、详细设计、试验准备、加速寿命持久验证需求时，Cr＝8；
部件验证方法形成规范或条例时，Cr＝9；
其中，
Cn为自部件所处设计验证阶段评估的成熟度指数；
Cm为自部件采用的材料水平评估的成熟度指数；
Cp为自部件生产制造过程水平评估的成熟度指数；
Ca为自部件装配/分解水平评估的成熟度指数；
Cr为自部件研发需求满足情况评估的成熟度指数；
CC为对部件进行评估的成熟度。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机成熟度评估方法中，所述综合各个部件的成熟度，得出航空发动机的成熟度，具体为：
其中，
C为航空发动机的成熟度；
CCi为第i个部件的成熟度。
本申请至少存在以下有益技术效果：
提供一种航空发动机成熟度评估方法，其设计根据航空发动机的设计架构，将航空发动机分解为多个可单独进行成熟度评估的部件，进而自部件所处设计验证阶段、部件采用的材料水平、部件生产制造过程水平、部件装配/分解水平、部件研发需求满足情况，对各个部件单独进行成熟度评估，在此基础上，综合各个部件的成熟度，得出航空发动机的成熟度，能够更全面、客观的实现对航空发动机成熟度的评估。
附图说明
图1是本申请实施例提供的航空发动机成熟度评估方法的示意图；
图2是本申请实施例提供的根据航空发动机的设计架构，将航空发动机分解为多个可单独进行成熟度评估的部件的示意图。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。
一种航空发动机成熟度评估方法，如图1所示，包括：
根据航空发动机的设计架构，将航空发动机分解为多个可单独进行成熟度评估的部件；
自部件所处设计验证阶段、部件采用的材料水平、部件生产制造过程水平、部件装配/分解水平、部件研发需求满足情况，对各个部件单独进行成熟度评估；
综合各个部件的成熟度，得出航空发动机的成熟度。
对于上述实施例公开的航空发动机成熟度评估方法，领域内技术人员可以理解的是，其设计根据航空发动机的设计架构，将航空发动机分解为多个可单独进行成熟度评估的部件，进而自部件所处设计验证阶段、部件采用的材料水平、部件生产制造过程水平、部件装配/分解水平、部件研发需求满足情况，对各个部件单独进行成熟度评估，在此基础上，综合各个部件的成熟度，得出航空发动机的成熟度，能够更全面、客观的实现对航空发动机成熟度的评估。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机成熟度评估方法中，所述根据航空发动机的设计架构，将航空发动机分解为多个可单独进行成熟度评估的部件，包括：风扇、中介机匣、外涵机匣、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、喷管、外部结构、轴承腔、润滑系统、传动系统，为了便于进行评估，也可进一步进行分解，具体可参见图2。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机成熟度评估方法中，所述自部件所处设计验证阶段、部件采用的材料水平、部件生产制造过程水平、部件装配/分解水平、部件研发需求满足情况，对各个部件单独进行成熟度评估，具体为：
部件完成概念设计阶段时，Cn＝1；
部件完成初始设计阶段时，Cn＝2；
部件完成详细设计阶段时，Cn＝3；
部件中关键件开展部分验证时，Cn＝4；
部件完成缩比零部件验证时，Cn＝5；
部件完成全尺寸零部件验证时，Cn＝6；
部件完成航空发动机整机环境性能验证时，Cn＝7；
部件随航空发动机整机完成持久性验证时，Cn＝8；
部件随航空发动机整机完成全部整机环境验证时，Cn＝9；
部件采用的材料获得初始化合物数据时，Cm＝1；
部件采用的材料获得初始化合物外插拟合数据时，Cm＝2；
部件采用的材料在相关条件下获得初始化合物数据时，Cm＝3；
部件采用的材料用于缩比零部件试验数据进行外插拟合时，Cm＝4；
部件采用的材料用于缩比零部件试验数据时，Cm＝5；
部件采用的材料用于相关航空发动机整机环境验证数据时，
Cm＝6；
部件采用的材料用于相关航空发动机整机环境验证数据时，
Cm＝7；
部件采用的材料在相关航空发动机全包线范围内得到验证时，Cm＝8；
部件采用的材料完成-3σ工艺数据建立时，Cm＝9；
部件生产工艺未建立过程时，Cp＝1；
部件可进行无效检查，未建立生产工艺过程时，Cp＝2；
部件生产工艺过程可进行举例说明时，Cp＝3；
部件可进行无效检查，部件生产工艺过程可进行举例说明时，Cp＝4；
部件生产工艺过程在一定范围内可以进行说明时，Cp＝5；
部件可进行有效检查，部件生产工艺全过程可以进行说明时，Cp＝6；
部件可进行有效检查，部件生产工艺全过程在航空发动机整机环境下验证有效时，Cp＝7；
部件可进行有效检查，部件生产工艺全过程经历了产品鉴定或验收时，Cp＝8；
部件可进行有效检查，部件生产工艺全过程建立完整的ISO标准时，Cp＝9；
操作人员完成部件中的组件间装配/分解方法时，Ca＝1；
操作人员完成部件的装配/分解方法时，Ca＝2；
承制厂完成部件的装配/分解方法标准建立时，Ca＝3；
初始生产航空发动机部件完成部件中的组件间装配/分解方法时，Ca＝4；
初始生产航空发动机部件完成部件的装配/分解方法时，Ca＝5；
初始生产航空发动机部件完成部件的装配/分解方法，通过了关键技术评审、初步设计评审、详细设计评审、试验验证评审时，Ca＝6；
初始生产航空发动机部件完成部件的装配/分解方法经过了验证时，Ca＝7；
始生产航空发动机部件完成部件的装配/分解方法经过了验证时，Ca＝8；
创建部件的装配/分解质量控制程序时，Ca＝9；
部件满足部分初始设计需求时，Cr＝1；
部件满足全部初始设计需求时，Cr＝2；
部件超出全部初始设计需求时，Cr＝3；
部件满足全部初始设计及详细设计需求时，Cr＝4；
部件满足全部初始设计、详细设计、试验准备需求时，Cr＝5；
部件满足全部初始设计、详细设计、试验准备、性能功能验证需求时，Cr＝6；
部件满足全部初始设计、详细设计、试验准备、加速寿命持久验证需求时，Cr＝7；
部件超出全部初始设计、详细设计、试验准备、加速寿命持久验证需求时，Cr＝8；
部件验证方法形成规范或条例时，Cr＝9；
其中，
Cn为自部件所处设计验证阶段评估的成熟度指数；
Cm为自部件采用的材料水平评估的成熟度指数；
Cp为自部件生产制造过程水平评估的成熟度指数；
Ca为自部件装配/分解水平评估的成熟度指数；
Cr为自部件研发需求满足情况评估的成熟度指数；
CC为对部件进行评估的成熟度；
若部件中采用多种材料，则其中，
Cmn为自部件中采用的第n种材料评估的成熟度，其具体数值的确定可参考以上有关自部件采用的材料水平评估的成熟度进行确定。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机成熟度评估方法中，所述综合各个部件的成熟度，得出航空发动机的成熟度，具体为：
其中，
CCi为第i个部件的成熟度；
C为航空发动机的成熟度，其数值越大，代表航空发动机的成熟度越高。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。
Claims (1)
1.一种航空发动机成熟度评估方法，其特征在于，包括：
根据航空发动机的设计架构，将航空发动机分解为多个可单独进行成熟度评估的部件；
自部件所处设计验证阶段、部件采用的材料水平、部件生产制造过程水平、部件装配/分解水平、部件研发需求满足情况，对各个部件单独进行成熟度评估；
综合各个部件的成熟度，得出航空发动机的成熟度；
所述根据航空发动机的设计架构，将航空发动机分解为多个可单独进行成熟度评估的部件，包括：风扇、中介机匣、外涵机匣、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、喷管、外部结构、轴承腔、润滑系统、传动系统；
所述自部件所处设计验证阶段、部件采用的材料水平、部件生产制造过程水平、部件装配/分解水平、部件研发需求满足情况，对各个部件单独进行成熟度评估，具体为：
部件完成概念设计阶段时，Cn＝1；
部件完成初始设计阶段时，Cn＝2；
部件完成详细设计阶段时，Cn＝3；
部件中关键件开展部分验证时，Cn＝4；
部件完成缩比零部件验证时，Cn＝5；
部件完成全尺寸零部件验证时，Cn＝6；
部件完成航空发动机整机环境性能验证时，Cn＝7；
部件随航空发动机整机完成持久性验证时，Cn＝8；
部件随航空发动机整机完成全部整机环境验证时，Cn＝9；
部件采用的材料获得初始化合物数据时，Cm＝1；
部件采用的材料获得初始化合物外插拟合数据时，Cm＝2；
部件采用的材料在相关条件下获得初始化合物数据时，Cm＝3；
部件采用的材料用于缩比零部件试验数据进行外插拟合时，Cm＝4；
部件采用的材料用于缩比零部件试验数据时，Cm＝5；
部件采用的材料用于相关航空发动机整机环境验证数据时，Cm＝6；
部件采用的材料用于相关航空发动机整机环境验证数据时，Cm＝7；
部件采用的材料在相关航空发动机全包线范围内得到验证时，Cm＝8；
部件采用的材料完成-3σ工艺数据建立时，Cm＝9；
部件生产工艺未建立过程时，Cp＝1；
部件可进行无效检查，未建立生产工艺过程时，Cp＝2；
部件生产工艺过程可进行举例说明时，Cp＝3；
部件可进行无效检查，部件生产工艺过程可进行举例说明时，Cp＝4；
部件生产工艺过程在一定范围内可以进行说明时，Cp＝5；
部件可进行有效检查，部件生产工艺全过程可以进行说明时，Cp＝6；
部件可进行有效检查，部件生产工艺全过程在航空发动机整机环境下验证有效时，Cp＝7；
部件可进行有效检查，部件生产工艺全过程经历了产品鉴定或验收时，Cp＝8；
部件可进行有效检查，部件生产工艺全过程建立完整的ISO标准时，Cp＝9；
操作人员完成部件中的组件间装配/分解方法时，Ca＝1；
操作人员完成部件的装配/分解方法时，Ca＝2；
承制厂完成部件的装配/分解方法标准建立时，Ca＝3；
初始生产航空发动机部件完成部件中的组件间装配/分解方法时，Ca＝4；
初始生产航空发动机部件完成部件的装配/分解方法时，Ca＝5；
初始生产航空发动机部件完成部件的装配/分解方法，通过了关键技术评审、初步设计评审、详细设计评审、试验验证评审时，Ca＝6；
初始生产航空发动机部件完成部件的装配/分解方法经过了验证时，Ca＝7；
始生产航空发动机部件完成部件的装配/分解方法经过了验证时，Ca＝8；
创建部件的装配/分解质量控制程序时，Ca＝9；
部件满足部分初始设计需求时，Cr＝1；
部件满足全部初始设计需求时，Cr＝2；
部件超出全部初始设计需求时，Cr＝3；
部件满足全部初始设计及详细设计需求时，Cr＝4；
部件满足全部初始设计、详细设计、试验准备需求时，Cr＝5；
部件满足全部初始设计、详细设计、试验准备、性能功能验证需求时，Cr＝6；
部件满足全部初始设计、详细设计、试验准备、加速寿命持久验证需求时，Cr＝7；
部件超出全部初始设计、详细设计、试验准备、加速寿命持久验证需求时，Cr＝8；
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其中，
Cn为自部件所处设计验证阶段评估的成熟度指数；
Cm为自部件采用的材料水平评估的成熟度指数；
Cp为自部件生产制造过程水平评估的成熟度指数；
Ca为自部件装配/分解水平评估的成熟度指数；
Cr为自部件研发需求满足情况评估的成熟度指数；
CC为对部件进行评估的成熟度；
所述综合各个部件的成熟度，得出航空发动机的成熟度，具体为：
其中，
C为航空发动机的成熟度；
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