一种航空发动机通用标准试验载荷谱编制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种航空发动机通用标准试验载荷谱编制方法，主要应用于航空发动 机主要零部件(压气机盘、压气机叶片、涡轮盘和涡轮叶片）的寿命试验中载荷谱的编制，为 发动机主要零部件排故、延寿和设计提供技术支撑。
【背景技术】
[0002] 目前，航空发动机主要零部件寿命试验均是在简单载荷条件下进行的，与实际情 况相比误差较大。在试验条件下，为能更好的反映发动机实际使用状态，采用与实际使用载 荷谱等效的标准试验谱来模拟实际载荷。
[0003] 根据GJB241-87航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范中定义:航空发动机载 荷谱是为进行发动机及其零部件寿命、可靠性和强度分析与试验考核而编制的有关载荷要 素的组合，是发动机在规定的飞行任务、用法和使用条件下载荷参数的统计结果。在航空发 动机预研制阶段，需要编制供新机设计使用的载荷谱。设计载荷谱是一种预计谱，可通过任 务相同、结构相近的现役机使用载荷谱推断得到；也可通过预计飞行任务剖面和预计任务 混频得到。而预计飞行任务剖面可通过模拟器模拟、数字仿真或现役机种的剖面转换得到； 预计任务混频只能由经验推断得到。在发动机装机后承受实际载荷情况下，通过飞行实测 及飞行任务调查可以得到发动机实测载荷谱，可应用于发动机的定寿和延寿。无论是编制 设计载荷谱还是编制实测载荷谱来预测发动机部件的寿命、结构形式、材料要求或是整机 的寿命，整个载荷谱编制过程都很繁琐，耗时太长，并将花费很大的人力、财力和物力，而且 设计载荷谱和实测载荷谱并不能有效的应用于航空发动机主要零部件寿命试验中。那么在 满足航空发动机实际使用的前提下，对发动机载荷谱编制过程进行简化并能使之有效应用 在航空发动机零部件寿命试验过程中是有必要的。
【发明内容】
[0004] 发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种航空发动机通用标 准试验载荷谱编制方法，基于现有发动机载荷谱编制技术，在满足航空发动机实际使用要 求和基本寿命试验要求的前提下，简化了试验条件。
[0005] 技术方案:为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
[0006] 根据MIL-E-5007D航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范和GJB241-87航空涡 轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范，发动机设计任务循环包括三类：I类循环:零-最大- 零；Π 类循环:慢车-最大-慢车循环;ΙΠ 类循环:巡航-最大-巡航循环。1984年由美国空 军颁发的《航空发动机结构完整性大纲》中，设计任务循环规范仍然只包括上述三类循环， 但是在其补充说明中认为:设计任务循环除上述三类外，还应包括"较大影响寿命消耗的其 它油门移动次数和类型"，所以航空发动机载荷谱编制就是通过飞行任务剖面和任务混频 统计推断获得航空发动机的设计或使用任务循环，即三类循环数，大载荷状态工作时间以 及加力点火次数。由以上规定以及发动机实际使用情况得到航空发动机载荷谱反映在发动 机功率状态上的几个主要状态为:最大状态、巡航状态以及慢车状态(包括空中慢车和地面 慢车）。
[0007] 本发明所述通用标准试验载荷谱编制方法，具体包括以下步骤：
[0008] 步骤一:任务剖面载荷参数的标准化。选取功率状态参数作为编谱的基础参数，载 荷参数标准化过程为:首先将最大功率状态置为1，然后其它功率状态按与最大功率状态的 比例给出相应小于1的值，具体根据不同型号发动机的特性、设计要求或者经验给出。而其 它载荷参数可以根据发动机性能计算原理就可以得到。
[0009] 步骤二:任务剖面载荷参数序列的生成。根据飞机各飞行阶段发动机的实际使用 情况，生成满足飞机各飞行阶段的任务剖面载荷参数序列。
[0010] 步骤三:生成发动机单个任务剖面的载荷参数标准试验谱。由第二步生成的任务 剖面载荷参数序列，已经包含了所有类型的任务循环，并且其起始端与终止端都已按实际 情况相应确定，其中间飞行阶段各载荷循环位置也都已经确定。针对航空发动机主要零部 件开展的寿命试验，在试验中希望实现循环载荷简单的循环，因此按一定的方法及步骤生 成了发动机单个任务剖面的载荷参数标准试验谱。
[0011] 步骤四：由各飞行任务的混频编制发动机通用标准试验载荷谱。根据现役飞机的 飞行训练大纲，得到各飞行任务及其混频，进而编制其或同类型预研机的发动机通用标准 试验载荷谱。
[0012] 具体来说，本发明的航空发动机通用标准试验载荷谱编制方法，包括如下步骤：
[0013] (1)任务剖面载荷参数的标准化
[0014]将航空发动机的功率状态分为零、地面慢车、空中慢车、巡航和最大五种情况，将 最大功率状态置1，其他功率状态按与最大功率状态的比例给出相应小于1的值；
[0015] ⑵任务剖面载荷参数序列的生成
[0016]将航空发动机的飞行任务划分为起飞阶段、中间飞行阶段和降落阶段，中间飞行 阶段为Π 类循环、m类循环和次循环的罗列，降落阶段按航空发动机有无反推力装置分为 两种情况；
[0017]起飞阶段的功率状态变化过程如下：
[0018] A过程:零4地面慢车4空中慢车4巡航4最大 [001 9]对应的时间长度为:tA_l = 〇4tA_24tA_34tA_4-tA_5
[0020] Π 类循环有两种功率状态变化过程，具体如下：
[0021] B1过程:最大-巡航-空中慢车-地面慢车-空中慢车-巡航-最大 [0022]对应的时间长度为：tBl_l4tBl_24tBl_34tBl_44tBl_54tBl_6-tBl_7 = 0 [0023] B2过程:最大-巡航-空中慢车-巡航-最大
[0024] 对应的时间长度为 ：?Β2_1^?Β2_2^?Β2_3^?Β2_4^?Β2_5 = 0
[0025] m类循环的功率状态变化过程如下：
[0026] C过程:最大-巡航-最大
[0027] 对应的时间长度为 ：tc_l^tc_2^tc_3 = 〇
[0028] 次循环有两种功率状态变化过程，具体如下：
[0029] D1过程:巡航-空中慢车-地面慢车-空中慢车-巡航
[0030] 对应的时间长度为：tDl_l4tDl_24tDl_3-tDl_44tDl_5 = 0
[0031 ] D2过程:巡航-空中慢车-巡航
[0032] 对应的时间长度为 ：tD2_l^tD2_2^tD2_3 = 〇
[0033] 有反推力装置的降落阶段的功率状态变化过程如下：
[0034] E过程:巡航-空中慢车-最大-地面慢车-零
[0035] 对应的时间长度为:?Ε_1-?Ε_24?Ε_34?Ε_4-?Ε_5 = 0
[0036] 无反推力装置的降落阶段的功率状态变化过程如下：
[0037] F过程:巡航-空中慢车-地面慢车-零
[0038] 对应的时间长度为:tF_l4tF_24tF_3-tF_4 = 0
[0039] 统计航空发动机的单次飞彳丁任务中A过程、B1过程、B2过程、C过程、D1过程、D2过 程、E过程/F过程的发生次数分分别为Na= 1、Nbi、Nb2、Nc、Ndi、Nd2、Ne= 1/Nf= 1;
[0040] 将Να次A过程、NW*B1过程、NB2次B2过程、Nc次C过程、咏!次01过程、N D2次D2过程、Ne/ Nf次E过程/F过程依次排列在时间轴上形成航空发动机任务剖面载荷参数序列；
[0041 ] (3)生成航空发动机单次任务剖面的载荷参数标准试验谱
[0042]保持航空发动机通用标准试验载荷谱上A过程和E过程/F过程不变，保持B1过程、 B2过程、C过程、D1过程和D2过程的发生次数不变，对B1过程、B2过程、C过程、D1过程和D2过 程进行标准化处理，具体如下：
[0043] (3.1)标准化B1过程:最大-地面慢车-最大;对应的时间长度为：
[0045] (3.2)标准化B2过程:最大-空中慢车-最大;对应的时间长度为：
[0047] (3.3)标准化C过程:最大-巡航-最大;对应的时间长度为
[0049] (3.4)标准化D1过程:巡航-地面慢车-巡航;对应的时间长度为：
[0051 ] (3.5)标准化D2过程:巡航-空中慢车-巡航;对应的时间长度为：