一种航空发动机关键件使用寿命监控方法与流程

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机关键件使用寿命监控方法。

背景技术：

高机动型飞行平台正在向大过载、大角速度为典型特征的超机动能力发展。在超机动飞行中，外部作用力(机动过载、角速度)幅值和使用频次都显著高于常规飞行用法。由于技术缺陷，通常借助常规飞行用法设计的发动机进行超机动飞行技术验证，由此导致发动机关键件的可用寿命显著降低。

为了保证安全、节约成本，在短期内无法完成配装高机动型飞行平台的发动机关键件设计情况下，可以考虑外部作用力影响对原有结构的关键件进行使用寿命实时监控。然而，在具体实施中存在以下挑战：

1、对于超机动飞行条件，外部作用力载荷与气动载荷都影响关键件使用寿命，并且两类载荷存在复杂的联合作用关系，零部件应力状态在两种载荷条件下的变化难以统一、准确描述；

2、由于超机动飞行条件的典型用法参数存在瞬变性、随机性和多样性，数据量庞大，难以进行使用寿命估算。

传统做法中，由于外部作用力载荷水平不大，对关键件的寿命影响较小，关键件寿命监控方法主要关注发动机总工作时间、中间及以上状态工作时间、加力状态工作时间，以及主循环数等寿命控制指标。这些寿命控制指标主要受发动机热力循环参数(油门杆角度、转速等)的影响，并反映热力循环参数对关键件使用寿命的影响，但不能反映在此过程中外部作用力对关键件寿命的联合影响。传统寿命监控方法一般适用于外部作用力幅值普遍不大或较大外部作用力存在但频次不多的情况。

然而，在超机动飞行条件中，由于大过载和大角速度使用较为频繁，外部作用力对关键件使用寿命的影响不可忽略。若仅采用传统寿命监控方法，可能无法预测关键件因外部作用力导致的提前到寿情况，增加关键件使用风险，带来飞行安全隐患。若仅保守的增加安全裕度而提前换件，则可能增加不必要的使用成本，并且增加不必要的维护时间。

技术实现要素：

本申请的目的是提供了一种航空发动机关键件使用寿命监控方法，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：一种航空发动机关键件使用寿命监控方法，所述方法包括：

s1、选取基准工作点的气动载荷s0、机动过载n0和陀螺力矩载荷ω0以构建标准载荷谱n0＝f(s0，n0，ω0)，在地面条件下对发动机关键件进行疲劳寿命试验获得试验结果，根据试验结果确定标准载荷谱n0对应的关键件使用寿命t0＝f(s0，n0，ω0)；

s2、典型飞行载荷谱聚类，包括：

s21、在飞行包线内至少确定一个典型飞行动作发生的超机动飞行典型区域，在所述超机动飞行典型区域内确定典型工作点作为气动载荷基准点si(h,ma,转速)，将发生于所述超机动飞行典型区域的大机动飞行统一聚类至所述气动载荷基准点(si)；

s22、将对关键件寿命产生影响的外部作用力参数划分为若干子区间，所述外部作用力参数包括机动过载ni和角速度ωi，每个子区间内的外部作用力上限为载荷基准值(ni，ωi)，将发生于所述子区间范围内的外部作用力按所述载荷基准值(ni，ωi)确定；

s3确定各工作点的典型飞行载荷谱相对于标准载荷谱的各考核部位应力与寿命的换算关系，以确定各典型工作点相应计算寿命ti＝f(si，ni，ωi)；

s4、获取超机动飞行中的典型工作点在相应超机动飞行典型区域发生的累积工作时间ti及各分区累计损伤di＝ti/ti，根据各分区累计损伤确定总累积损伤，并判断总累积损伤是否达到限额，若总累积损伤未达到，则判定关键件未达到限制使用寿命，若总累积损伤达到，则判定关键件达到限制使用寿命。

在本申请一实施方案中，所述气动载荷s0、机动过载n0和陀螺力矩载荷ω0依据相关设计规范进行选取，所述相关设计规范包括但不限于如下文件：航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范、发动机型号设计规范。

在本申请一实施方案中，所述标准载荷谱的气动载荷峰值为发动机使用过程中经常出现的且功率状态较高的寿命设计点的载荷，所述标准载荷谱的气动载荷谷值为零。

在本申请一实施方案中，当地面条件下进行疲劳寿命试验的发动机关键件高于预定数量时，根据试验结果的均值确定确定标准载荷谱对应的关键件使用寿命；当地面条件下进行疲劳寿命试验的发动机关键件不高于预定数量时，根据通过疲劳散度系数进行修正后的试验结果确定标准载荷谱对应的关键件使用寿命。

在本申请一实施方案中，作为气动载荷基准点的典型工作点为使用频次和气动载荷相对区域内其他工作点来说均最大的工作点。

在本申请一实施方案中，当使用频次和气动载荷的最大点不一致时，则按使用频次与气动载荷组合损伤最大点作为气动载荷基准点。

在本申请一实施方案中，各工作点的典型飞行载荷谱相对于标准载荷谱的各考核部位应力与寿命的换算关系能够通过有限元分析软件和寿命计算软件确定。

本申请的航空发动机关键件使用寿命监控方法为超机动飞行用法和关键件载荷分析、寿命监控提供了系统、有效的方法和操作流程，同时考虑外部作用力影响，提高工作效率，保证飞行安全，节约使用成本。

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为本申请的航空发动机关键件使用寿命监控方法示意图。

图2为本申请中的机动载荷标准谱示意图。

图3为本申请中的气动载荷标准谱示意图。

图4为本申请中的气动载荷聚类示意图。

图5为本申请中的角速度载荷聚类示意图。

图6为本申请中的机动过载聚类示意图。

图7为本申请一实施例的关键件在s1状态气动载荷作用下的应力分布图。

图8为本申请一实施例的关键件在1.0rad/s角速度下的应力分布图。

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。

由于发动机关键件同时承受气动载荷(扭矩、轴向力等)、机动过载和陀螺力矩复杂载荷用法参数的耦合影响。本申请中，按照关键件受载类型对载荷用法参数逐级分类，并按照对寿命的影响程度进行工作包线分区/损伤分段叠加，最终建立根据复杂载荷参数预测关键件使用寿命的数学表达公式，由此实现航空发动机关键件的使用寿命监控。

如图1所示，本申请提供的航空发动机关键件使用寿命监控方法包括：

s1、疲劳定寿试验：按照相关设计规范选取气动载荷s0、机动过载n0和陀螺力矩载荷ω0作为基准工作点并确定标准载荷谱n0＝f(s0，n0，ω0)，图2所示为本申请一实施例中的机动载荷标准谱，图3所示本申请一实施例中的标准载荷谱。

需要说明的是，本申请中所指的相关设计规范包括但不限于《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》、发动机型号设计规范等，还可以包括例如发动机设计手册等设计资料。

在本申请上述实施例中，选取了发动机使用过程中经常出现的且功率状态较高的寿命设计点的载荷为气动载荷标准载荷谱的峰值载荷，谷值载荷设置为零。

在地面条件下，对需要进行寿命监控的发动机关键件进行了疲劳寿命摸底试验，根据试验结果给出标准载荷谱n0对应的关键件使用寿命t0＝f(s0，n0，ω0)。

需要说明的是，为获得较为准确的试验结果，可以采用多个关键件/试验件进行疲劳寿命试验，对试验结果进行取均值后，在根据均值后的试验结果确定标准载荷谱对应的关键件使用寿命，或是根据试验结果确定标准载荷谱对应的关键件使用寿命后，再进行均值处理。

然而，当试验件/关键件的数量较少时，为保证关键件的使用安全，可以根据较少试验件的试验结果并考虑适当的疲劳散度系数后进一步来确定标准载荷谱对应的关键件使用寿命。即根据完成试验的子样数，选取不同的散度系数评价关键件在标准载荷谱下的使用寿命。例如，当试验件为1件时，疲劳散度系数可以按4.0进行计算，当试验件为3件时，疲劳散度系数可以按2.0进行计算。

s2、典型飞行载荷谱聚类：选取实际使用中可能发生的所有典型飞行动作。

s2.1、首先在飞行包线内，对典型飞行动作发生的工作包线进行划分，至少得到一个超机动飞行典型区域。之后，超机动飞行典型区域内，根据各工作点的使用频次和气动载荷大小，按照载荷近似、保守原则，选取至少一个典型工作点作为气动载荷基准点si(h,ma,转速)。

需要说明的时，飞行包线内的超机动飞行典型区域可以有多个，而通常情况下，超机动飞行典型区域内的气动载荷基准点si为一个。如图4所示实施例中，飞行包线内的超机动飞行典型区域为两个，而每个超机动飞行典型区域的气动载荷基准点si均处于超机动飞行典型区域的右下角。

在本申请一实施例中，超机动飞行典型区域内任意两个工作点的转速之差不超过1000r/min(在一般使用情况，按旋转弯曲引起的考核部位应力变化幅度不超过30mpa，弯曲疲劳寿命(对数值)计算误差不超过±20％确定)。

在本申请中，在超机动飞行典型区域内选取使用频次和气动载荷都较大的典型工作点作为气动载荷基准点si(h,ma,转速)。如果当使用频次最大点和气动载荷最大点不一致时，则按使用频次-气动载荷组合损伤最大点作为气动载荷基准点。

在寿命监控模型中，将发生于超机动飞行典型区域的大机动飞行统一聚类至该基准点(si)。

s2.2、将对关键件寿命产生影响的外部作用力参数按照载荷近似、保守原则分别划分为若干子区间，所述外部作用力参数包括对于机动过载ni和角速度ωi，每个子区间的外部作用力上限作为载荷基准点(ni，ωi)。

如图5所示为本申请一实施例的角速度载荷聚类，其中连续线段为原始的角速度载荷曲线，非连续线段为聚类后的角速度载荷曲线。

在本申请一些实施例中，角速度子区间间隔(ωi)可按照(0.08～0.1)rad/s子间隔确定(一般而言，考核部位的弯曲疲劳寿命(对数值)计算误差不超过±20％)。

如图6所示为本申请一实施例的机动过载聚类，聚类后曲线未画出。

在本申请一些实施例中，机动过载子区间间隔(ni)可按照1g间隔确定；

在寿命监控模型中，将发生于该子区间范围内的外部作用力统一按基准值(ni，ωi)考虑。

s3、典型飞行载荷谱与标准载荷谱换算关系确定：通过寿命分析，建立各工作点典型工作载荷谱ni＝f(si，ni，ωi)相对标准载荷谱n0＝f(s0，n0，ω0)的各考核部位应力与寿命折算关系，并给出各典型工作点相应计算寿命ti＝f(si，ni，ωi)。

在本申请中，各工作点典型工作载荷谱相对标准载荷谱的各考核部位应力与寿命折算关系可根据有限元商业软件和通用寿命计算程序获得。

s4、实际飞行条件关键件使用寿命监控：在超机动飞行使用过程中，记录各典型工作点所代表的相应区域实际发生的累积工作时间ti，计算各分区累积损伤：di＝ti/ti。按照疲劳损伤线性累积理论，叠加各工作点损伤d＝∑di＝∑ti/ti，累积各飞行架次使用寿命，为寿命监控提供依据。当总累积损伤d未达到1.0时，即认为关键件尚未达到限制使用寿命；若总累积损伤d达到1.0，即认为关键件已经达到限制使用寿命。

本申请在传统的关键件寿命监控方法基础上，增加考虑相关外部作用力参数的影响，对每种超机动飞行动作在飞行过程中机动过载和角速度的变化历程进行分析，将影响关键件寿命的参数如转速、过载系数、偏航角速度和俯仰角速度等分段进行统计，并按区间进行综合计数，将每个典型区间的外部作用力载荷参数与采用标准载荷谱的地面寿命试验结果建立数学公式表达的折算关系，定量给出了外部作用力对发动机关键件使用寿命的影响，建立考虑外部作用力的关键件寿命监控方法。

在外场使用过程中，可随时统计每一个起落中外部作用力在每个划定区间出现的次数，按事先建立的数学折算关系，实时计算各关键件的使用寿命和剩余寿命，并给出后续超机动动作的使用建议，既保证飞行安全，同时又节约使用成本、提高了外场使用效率。

本申请的方法为超机动飞行用法和关键件载荷分析、寿命监控提供了系统、有效的方法和操作流程，同时考虑外部作用力影响，提高工作效率，保证飞行安全，节约使用成本。

另外，本申请中还提供了采用本方法的关键件应力寿命分析、寿命监控模型建立和实施方案的算例：

首先参见图7和图8所示的关键件在气动载荷及机动载荷作用下的应力分布结果。

s1、关键件疲劳寿命试验结果：

按照相关规范确定的标准载荷谱(n0)进行疲劳寿命试验，给出标准载荷谱n0对应的关键件使用时间t0。本实施中确定的载荷(1.4rad/s匹配s1状态)进行了疲劳摸底试验。试验完成(7×10⁴)次循环后，试验件断裂。断口分析估算的裂纹扩展寿命约为1.5×10⁴，确定裂纹萌生寿命约为5.5×10⁴。为提高安全保障，在试验中考虑载荷散度后，又对单件试验件考虑了4.0的疲劳寿命散度系数，由此确定1.4rad/s匹配s1状态的使用控制时间为100s。

s2、关键件机动载荷聚类分析：

在各典型高机动飞行科目中，将对关键件产生影响的角速度范围0.35～1.57rad/s等分为14个子区间，每个区间的角速度统一聚类至该子区间上限ωi(聚类点分别为：0.44、0.52、……、1.57)。

比如，发生在0.35～0.44rad/s范围内的角速度统一按0.44rad/s考虑。

s3、关键件寿命与机动载荷的关系分析

通过寿命分析，按照各聚类点相对基准载荷谱的应力与寿命折算关系，分别给出各聚类点下相应的使用寿命ti。若高机动飞行的气动载荷不超出起飞点s1(h＝0km,ma＝0.25，中间工作状态)，ti按：ti＝591.7ωi^-5.277。

s4关键件损伤计算

记录各子区间的分段累积时间ti，按计算相应分段累积损伤di

di＝ti/ti

关键件寿命监控模型：按线性叠加各任务段的分段损伤，累积各飞行架次使用寿命。当总累积损伤d未达到1.0时，即认为本关键件尚未达到限制的使用寿命；若总累积损伤d达到1.0，即认为已经达到限制使用寿命。

d＝∑ti/ti

该公式仅根据飞行参数中合成角速度-分段累积工作时间分布情况即可给出累积损伤评估结果，便于实时监控关键件的使用寿命。

关键件寿命管理结论：关键件在典型角速度区间的使用寿命具体分析结果见表1。在经过规定科目的演示飞行后，关键件的计算损伤约为58％；关键件仍具有约42％的剩余寿命，只要不超过表中计算的各角速度过载区间的剩余寿命次数，该关键件仍可按原相似飞行使用用法进行后续的飞行演示。

表1关键件在典型角速度区间的使用寿命

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。