CN116818292A - 一种航空发动机安全起落次数确定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机安全起落次数确定方法，包括以下步骤：在航空发动机应力谱及温度谱中提取一个起落循环中一系列不同工作状态下的应力、温度和持续时间的组合；确定航空发动机的高温部件在实际工作过程中的蠕变变形，获得在所允许的最大变形量下对应危险点的最大蠕变应变；计算在不同应力温度组合下的蠕变断裂寿命，在一个起落循环中的每个状态下的蠕变损伤及一个起落循环中总蠕变损伤；把不同工作状态的应力、温度和持续时间的组合等效为最大状态的应力、温度和持续时间的组合；基于危险点的最大蠕变应变，并计算一个起落循环的等效蠕变应变，两者之比即为航空发动机安全起落次数。本发明计算速度快，易于编程实现，通用性强。

Description

一种航空发动机安全起落次数确定方法
技术领域
本发明涉及航空发动机安全技术领域，尤其涉及一种航空发动机安全起落次数确定方法。
背景技术
航空发动机是飞机的心脏，为飞机的飞行提供能量，航空发动机的安全工作直接影响着飞机飞行的安全；由于航空发动机涡轮叶片、轮盘等关键转子件，长期工作在高温高压的工况下，极易发生蠕变变形。当蠕变变形达到一定程度时会造成涡轮转子叶片与静子机匣发生摩擦接触，最终导致叶片断裂、起火等重大安全事故。显然准确的预测蠕变变形对于确定航空发动机安全起落次数至关重要，然而目前却没有利用航空发动机蠕变变形来确定航空发动机的安全起落次数的相关研究方法。
为此，我们设计出了一种航空发动机安全起落次数确定方法来解决以上问题。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有技术中存在的目前没有利用蠕变变形来确定航空发动机的安全起落次数的相关研究，而提出的一种航空发动机安全起落次数确定方法，以实现更为简单精确地确定航空发动机的安全起落次数。
为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：
一种航空发动机安全起落次数确定方法，所述方法包括以下步骤：
S1步骤，在航空发动机应力谱及温度谱中提取一个起落循环中一系列不同工作状态下的应力、温度和持续时间的组合(σi，Ti，ti)，其中i＝1，2，3，……，n；
S2步骤，利用有限元分析软件确定航空发动机的高温部件在实际工作过程中的蠕变变形，获得在所允许的最大变形量xmax下对应危险点的最大蠕变应变εmax；
S3步骤，计算S1步骤中在不同工作状态下的应力、温度组合(σi，Ti)下的蠕变断裂寿命tr，i，计算在一个起落循环中的每个状态下的蠕变损伤及一个起落循环中总蠕变损伤/>把不同工作状态下的应力、温度和持续时间的组合(σi，Ti，ti)等效为最大状态的应力、温度和持续时间的组合(σmax，Tmax，teq)，其中σmax为等效后一个起落循环中最大状态下的应力值，Tmax为等效后一个起落循环中最大状态下的温度值，teq为等效后一个起落循环中最大状态持续时间；
S4步骤，基于S3步骤得到的等效后一个起落循环中最大状态持续时间teq，根据θ参数法计算一个起落循环的等效蠕变应变εeq，基于S2步骤得到的危险点的最大蠕变应变εmax，求出εmax与εeq之比即为航空发动机安全起落次数。
讲一步的，所述S3步骤中，根据拉森-米勒参数方程其中σ为应力，T为温度，tr为对应σ与T下的蠕变断裂寿命，C、bj、j均为与材料有关的常数，计算S1步骤中在不同应力温度组合(σi，Ti)下的蠕变断裂寿命tr，i。
进一步的，所述S3步骤中，利用蠕变载荷损伤累积模型计算在一个起落循环中的每个状态下的蠕变损伤/>及一个起落循环中总蠕变损伤/>
进一步的，所述S3步骤中，基于损伤等效的原则，令其中tr，max是最大状态下蠕变断裂寿命，teq是等效后一个起落循环中最大状态持续时间，求得teq＝D·tr，max，即把不同工作状态的应力、温度和持续时间的组合(σi，Ti，ti)等效为最大状态的应力、温度和持续时间的组合(σmax，Tmax，teq)，其中σmax为等效后一个起落循环中最大状态下的应力值，Tmax为等效后一个起落循环中最大状态下的温度值，teq为等效后一个起落循环中最大状态持续时间。
进一步的，所述S4步骤中，利用S3步骤获得的等效后一个起落循环中最大状态持续时间teq；
根据θ参数法式中θm由1gθm＝aw+bmσ+cmT+dmσT决定，其中m＝1，2，3，4，am，bm，cm，dm为材料参数，σ为施加的应力，T为施加的温度，t为持续时间，根据θ参数法计算得到一个起落循环对应的等效蠕变应变εeq，进而得到航空发动机安全起落次数为/>
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明提出的一种航空发动机安全起落次数确定方法，一方面仅需对航空发动机转速谱及温度谱进行处理，无需进行试验，计算速度快；另一方面采用了拉森-米勒参数方程、蠕变载荷损伤累积模型、基于参数法的蠕变应变计算方法，计算精度高，易于编程实现，通用性强，可应用于大多数军用或民用飞机的航空发动机，适用性强，具有极强的推广性，
附图说明
图1为本发明航空发动机安全起落次数确定方法流程示意图；
图2为本发明提取后的应力与温度谱示意图；
图3为本发明某型航空发动机转速与温度载荷谱；
图4为本发明蠕变变形的有限元分析计算结果；
图5为本发明蠕变等效折算后的应力与温度谱。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
实施例一：
如图1所示，本发明的航空发动机安全起落次数确定方法，包括以下步骤：
S1步骤，应力与温度统计，在航空发动机应力谱及温度谱中提取一个起落循环中一系列不同工作状态下的应力、温度和持续时间的组合(σi,Ti,ti)，其中i＝1,2,3,......,n。其中，所提取的应力谱与温度谱示意图如图2所示。
S2步骤，蠕变变形量确定，利用有限元分析软件确定航空发动机高温部件在实际工作过程中的蠕变变形，获得在所允许的最大蠕变变形量xmax下对应的危险点的最大蠕变应变εmax。
S3步骤，蠕变损伤等效折算，根据拉森-米勒参数方程其中C,bj,j＝1,2,3,4均为与材料有关的常数，基于所提取的应力谱与温度谱，计算S1步骤中在不同工作状态下的应力、温度组合(σi,Ti)下的蠕变断裂寿命tr,i，利用蠕变线性损伤累积模型/>计算在一个起落循环中每个状态下的蠕变损伤/>及一个起落循环中总蠕变损伤/>基于损伤等效的原则，令/>其中tr,max是最大状态下蠕变断裂寿命，teq是等效后一个起落循环中最大状态持续时间，求得teq＝D·tr,max，即把不同工作状态的应力、温度和持续时间的组合(σi,Ti,ti)，其中i＝1,2,3,......,n，等效为最大状态的应力、温度和持续时间的组合(σmax,Tmax,teq)，其中σmax为等效后一个起落循环中最大状态下的应力值，Tmax为等效后一个起落循环中最大状态下的温度值，teq为等效后一个起落循环中最大状态持续时间。
S4步骤，航空发动机安全起落次数确定，利用S3步骤获得的等效后一个起落循环中最大状态持续时间teq，根据θ参数法式中θm由lgθm＝am+bmσ+cmT+dmσT决定，其中m＝1,2,3,4，am,bm,cm,dm为材料参数，σ为施加的应力，T为施加的温度，t为持续时间，利用θ参数法计算一个起落循环等效为最大状态的等效蠕变应变εeq，航空发动机安全起落次数为/>
下面根据实施例一对本发明做进一步说明。
实施例二：
在本实施例中，将本发明提出的航空发动机安全起落次数确定方法应用到涡轮叶片材料为GH4169的某型航空发动机中，理论结合实际进行验证航空发动机安全起落次数的确认，具体包括以下步骤：
步骤(1)某型航空发动机转速与温度载荷谱如图3所示，提取其中的蠕变载荷并统计，在航空发动机工作时应力与转速密切相关，对应关系为：60％转速时应力为234MPa，90％转速时应力为526.5MPa，100％转速时应力为600MPa。由此获得在一个起落循环中空中慢车、巡航和最大工作状态下下的应力、温度和持续时间的组合(σi，Ti，ti)，其中i＝1，2，3，统计数据如表1所示。
表1某型航空发动机应力与温度载荷谱统计数据
工作状态 空中慢车 巡航 最大
持续时间/s 1500 3000 50
转速/％ 60 90 100
应力/MPa 234 526.5 600
温度/℃ 400 600 650
步骤(2)利用有限元分析软件确定航空发动机高温部件在实际工作过程中的蠕变变形，获得在所允许的最大蠕变变形量xmax下对应的危险点的最大蠕变应变εmax，该航空发动机所允许的涡轮轮盘和叶片的最大蠕变变形为xmax＝0.9mm，则通过有限元计算得到当最大蠕变变形为xmax＝0.9mm时，最大蠕变应变为εmax＝0.0065，计算结果如图4所示。
步骤(3)根据拉森-米勒参数方程其中C,bj,j＝1,2,3,4均为与材料有关的常数，对于GH4169上述材料常数的取值如表2所示，计算步骤(1)中在不同应力温度组合(σi,Ti)下的蠕变断裂寿命tr,i，利用蠕变线性损伤累积模型/>计算在一个起落循环中的每个状态下的蠕变损伤/>及一个起落循环中总蠕变损伤基于损伤等效的原则，令/>其中tr,max是最大状态下蠕变断裂寿命，teq是等效后一个起落循环中最大状态持续时间，求得teq＝D·tr,max。即把不同工作状态的应力、温度和持续时间的组合(σi,Ti,ti)，其中i＝1,2,3,......,n，等效为最大状态的应力、温度和持续时间的组合(σmax,Tmax,teq)，计算结果如表3所示，等效后的转速与温度谱如图5所示。
表2 GH4169的拉森-米勒参数方程参数表
C 0.2512497×102
bl -0.5723903×105
b2 0.4230416×105
b3 0.1546174×105
b4 -0.6217555×104
表3蠕变损伤等效折算计算结果
工作状态 空中慢车 巡航 最大 等效最大(eq)
持续时间ti/s 1500 3000 50 74.4
转速N/％ 60 90 100 100
应力σ/MPa 234 526.5 600 600
温度T/℃ 400 600 650 650
断裂时间tr，i/h 5.37×1013 6.17×104 546 546
损伤D 7.76×10-15 1.24×10-5 2.55×10-5 3.79×10-5
步骤(4)利用步骤(3)获得的等效后一个起落循环中最大状态持续时间teq＝74.4s，根据θ参数法式中θm由lgθm＝am+bmσ+cmT+dmσT决定，其中m＝1，2，3，4，am，bm，cm，dm为材料参数，对于GH4169上述材料常数的取值如表4所示，将应力600MPa，温度650℃，持续时间74.4s带入θ参数法公式。求得一个起落循环的等效蠕变应变εeq＝1.57×10-6，结合允许的最大蠕变应变为εmax＝0.0065，则可以计算得到航空发动机安全起落次数为/>
表4 GH4169的θ参数法参数表
m 1 2 3 4
am -19.73 15.04 -50.28 7.99
bm 24.37 -28.17 69.69 -17.57
cm 10.03 -21.33 74.62 -50.03
dm -11.99 35.99 -106.73 78.16
由此可见，将本发明提出的航空发动机安全起落次数确定方法应用到涡轮叶片材料为GH4169的某型航空发动机中，仅需对航空发动机转速谱及温度谱进行处理，无需进行试验，计算速度快，采用了拉森-米勒参数方程、蠕变载荷损伤累积模型、基于参数法的蠕变应变计算方法，计算精度高，易于编程实现，通用性强，可应用于大多数军用或民用飞机的航空发动机，适用性强，具有极强的推广性。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，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，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种航空发动机安全起落次数确定方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
S1步骤，在航空发动机应力谱及温度谱中提取一个起落循环中一系列不同工作状态下的应力、温度和持续时间的组合(σi，Ti，ti)，其中i＝1，2，3，……，n；
S2步骤，利用有限元分析软件确定航空发动机的高温部件在实际工作过程中的蠕变变形，获得在所允许的最大变形量xmax下对应危险点的最大蠕变应变εmax；
S3步骤，计算S1步骤中在不同工作状态下的应力、温度组合(σi，Ti)下的蠕变断裂寿命tr，i，计算在一个起落循环中的每个状态下的蠕变损伤及一个起落循环中总蠕变损伤/>把不同工作状态下的应力、温度和持续时间的组合(σi，Ti，ti)等效为最大状态下的应力、温度和持续时间的组合(σmax，Tmax，teq)；
S4步骤，基于S3步骤得到的等效后一个起落循环中最大状态持续时间teq，根据θ参数法计算一个起落循环的等效蠕变应变εeq，基于S2步骤得到的危险点的最大蠕变应变εmax，求出εmax与εeq之比即为航空发动机安全起落次数。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机安全起落次数确定方法，其特征在于，所述S3步骤中，根据拉森-米勒参数方程其中，σ为应力，T为温度，tr为对应σ与T下的蠕变断裂寿命，C、bj、j均为与材料有关的常数，计算S1步骤中在不同应力温度组合(σi，Ti)下的蠕变断裂寿命tr，i。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机安全起落次数确定方法，其特征在于，所述S3步骤中，利用蠕变载荷损伤累积模型计算在一个起落循环中的每个状态下的蠕变损伤/>及一个起落循环中总蠕变损伤/>
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机安全起落次数确定方法，其特征在于，所述S3步骤中，基于损伤等效的原则，令其中tr，max是最大状态下蠕变断裂寿命，teq是等效后一个起落循环中最大状态持续时间，求得teq＝D·tr，max，即把不同工作状态的应力、温度和持续时间的组合(σi，Ti，ti)等效为最大状态的应力、温度和持续时间的组合(σmax，Tmax，teq)。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机安全起落次数确定方法，其特征在于，所述S4步骤中，利用S3步骤获得的等效后一个起落循环中最大状态持续时间teq；
根据θ参数法式中θm由lgθm＝am+bmσ+cmT+dmσT决定，其中m＝1，2，3，4，am，bm，cm，dm为材料参数，σ为施加的应力，T为施加的温度，t为持续时间，根据θ参数法计算得到一个起落循环对应的等效蠕变应变εeq，进而得到航空发动机安全起落次数为/>
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