航空发动机高温部件的载荷谱编制方法、介质、终端、应用与流程

1.本发明公开涉及航空发动机结构完整性技术领域，尤其涉及一种 适用于航空发动机高温部件的载荷谱编制方法、计算机可读存储介 质、信息数据处理终端。


背景技术：

2.航空发动机结构完整性研究在很大程度上依赖载荷谱的真实性， 载荷谱由实测飞行数据的载荷-时间历程经适当压缩得到，对这种随 机载荷历程的统计处理目前主要采用雨流计数法。雨流计数法是基于 材料疲劳损伤与应力、应变之间的关系提出的一种双参数计数方法。 由于其计数规则与应力-应变迟滞回线相一致，可简便地提取时间无 关的关键信息(均幅值循环)，基于该方法得到的寿命估算结果与试 验结果之间有较好的相关性。
3.经典的雨流计数法分为数据压缩(伪数据替换、等值点压缩、峰 谷值检测和小幅值去除等步骤)和循环提取两步骤。等值点压缩和无 效幅值省略是基于损伤完全由疲劳循环贡献思想的简化步骤，将载荷 历程中主循环外的大量小循环(尤其是幅值在10％以下)过滤掉，仅 留存疲劳循环信息。其理论依据是：较低温度条件下，材料时间相关 的蠕变行为通常可以忽略。但是，对于受载情况极端且复杂的热端部 件(如航空发动机涡轮盘)而言，高温下材料的蠕变行为变得显著， 保载时间内疲劳-蠕变的交互作用显著限制了其使用寿命。显然，此 时若沿用传统雨流计数法将忽略由时间较长或平均应力较大的小循 环载荷贡献的相当一部分损伤，寿命预测将偏于危险。
4.解决上述技术问题的难度在于：在该领域现有方法中，仅停留对 一定阈值以下的小循环视为不贡献损伤而全部剔除，实践表明高温下 材料的蠕变行为使得小幅值的简单剔除带来了不可接受的偏于危险 的寿命评估结果。这一问题一直缺乏具备一定理论、试验支持且易于 实现的解决办法，成为结构完整性领域的痼疾之一。
5.解决上述技术问题的意义在于：现有的编谱方法对载荷历程中的 小循环处理方法均是依据经验设定一定阈值(由应力、百分比或疲劳 强度极限等标准)后认为其贡献损伤可忽略故加以剔除。这些方法缺 乏理论和试验支撑其合理性和精确性。尤其需要注意的是，载荷谱处 理工作事实上具有较大的个体差异。即使在应用中摸索出了一个较为 合理的阈值，换到不同型号、使用单位和环境以及飞行任务的发动机 上，一般便不再适用而需要重新确定。对于高温条件而言，现有方法 无法量化考虑随温度升高，小循环载荷贡献的蠕变以及疲劳-蠕变耦 合损伤的增加趋势，因此其给出的寿命预测结果仅具有参考价值。本 发明基于材料试验所确定的疲劳-蠕变等效转换模型，能够定量地将 载荷-时间序列中大量的小循环(某转速谱中小于3％最大值的小循环 可占循环总数的95％以上)等损伤地换算并计入循环提取矩阵。尤其 优化了高温条件的载荷谱编制策略，较好地平衡了载荷压缩与保真， 为损伤评估和寿命预测等保障工作提供了技术支撑。


技术实现要素：

6.针对现有高温条件载荷处理方法对保载时间内损伤的忽略或考 虑不足问题，本
发明公开提供了一种适用于航空发动机高温部件的载 荷谱编制方法，基于推广的疲劳-蠕变载荷等效转换理论，依托材料 试验给出覆盖全工况(任意载荷水平、温度、保载时间)的等效转换 建模方法，考虑载荷-时间历程中由大量的小幅值循环和等值点共同 组成的保载，优化载荷处理中等值点压缩、无效幅值等流程，改善服 役环境极端而复杂的航空发动机高温部件的寿命预测精度。模型一经 建立，应对差异化的使用载荷谱能够自适应地调整小循环(包括等值 载荷)的等效转换比。本公开对于其他领域(农机、航空、轨道交通) 和合金材料的载荷谱编制均具备工程价值。
7.该适用于航空发动机高温部件的载荷谱编制方法包括以下步骤：
8.步骤一、结合使用工况及实测飞行数据，对所评估高温部件进行 热-力多场耦合分析，确定寿命考核区域及其受载的典型状态参数；
9.步骤二、建立疲劳-蠕变载荷与疲劳载荷的等效换算模型；
10.步骤三、为确定模型参数，利用计算的状态参数作为输入条件， 开展材料试验，确定各应力水平、保载时间对应的寿命循环数和损伤 指数；
11.步骤四、在数据压缩流程中识别等值和小幅值循环的持续时长， 利用建立的等效换算模型转换为疲劳循环，叠加循环计数流程得到的 疲劳循环统计矩阵从而获得总循环统计矩阵，并验证寿命预测精度。
12.在一个实施例中，所述开展材料试验包括：拉伸试验、疲劳试验、 单独及联合加载下的疲劳-蠕变试验。
13.在一个实施例中，所述步骤一具体包括以下步骤：
14.第一步、确定常用及典型工况区间；
15.第二步、根据受考核部件实际受载情况确定有限元计算的边界条 件，进行多场耦合求解。
16.在一个实施例中，所述疲劳-蠕变载荷与疲劳载荷的等效换算模 型建立包括以下步骤：
17.第一步、确定载荷转换处理的模型架构为二阶多项式形式：
[0018][0019]ci
为材料参数；
[0020]
第二步、由材料拉伸试验确定材料抗拉强度与温度的关系；
[0021]
第三步、根据有限元计算结果，确定各温度t下应力s
t
对应于参 考温度t0的等效应力
[0022]
第四步、开展低周疲劳试验，由单独和多级应力水平联合加载下， 不同保载时间对应的寿命循环数确定损伤指数、进而确定模型参数。
[0023]
在一个实施例中，确定载荷转换处理的模型架构为二阶多项式形 式具体包括以下步骤：
[0024]
第一步、基于推广的疲劳-蠕变载荷等效转换理论，确定针对高 温条件的载荷处理方法；
[0025]
根据疲劳-蠕变载荷等效转换理论，若一组疲劳-蠕变复合(保载 时间tb≠0)加载
与相同峰谷值的另一组纯疲劳(tb＝0)加载贡献的损 伤相等，即：
[0026][0027]
第二步、确定载荷转换处理的模型架构；
[0028]
根据公式(2)变形可得疲劳载荷与疲劳-蠕变复合载荷等效转换 比的定义：
[0029][0030]
其中，a，b分别为纯疲劳和疲劳-蠕变复合加载时的损伤指数及 循环数；nf，分别为二者对应的寿命，上述参数均由低周疲劳试 验获得；对应于某一工况点(应力水平s、保载时间tb、温度t)，的意义是：tb≠0时1个循环贡献的损伤相当于tb＝0时个循 环；
[0031]
第三步、结合实际应用条件，对模型架构进行适应性简化调整；
[0032]
由通用应力标准，温度为t时的应力水平对材料引起的疲劳损伤 取决于应力s
t
与温度为t时材料的抗拉强度之比；因此，求解结果 中各工况点温度t对应的应力s
t
都转换为某一参考温度t0下的等效应 力
[0033][0034]
这样，等效转换比定义式即可简化为仅包含两个参数的形式：
[0035][0036]
上式左边可通过多项式级数逼近确定，系数由最小二乘回归试验 数据得到；兼顾拟合精度和求解难度，选取二阶多项式形式：
[0037][0038]ci
为材料参数。
[0039]
在一个实施例中，步骤三具体包括以下内容：
[0040]
第一步、开展不同温度下的材料拉伸试验；由不同温度的拉伸试 验拟合得到材料在不同温度下的抗拉强度与温度的关系；
[0041]
第二步、开展单独及联合加载下的低周疲劳试验；利用有限元计 算结果参考温度t0及其对应的等效应力作为输入条件；
[0042]
第三步、利用试验数据确定模型参数；利用单独及联合加载试验 的寿命循环数据
由非线性损失累积法确定各级载荷的损伤指数，代入 疲劳载荷与疲劳-蠕变复合载荷等效转换比的定义式确定模型参 数，完成建模。
[0043]
在一个实施例中，步骤四具体包括以下内容：
[0044]
第一步、等值点处理；在雨流计数流程中的峰谷值提取前，识别 等值载荷持续时长，调用模型将其转换为疲劳循环并在原载荷-时间 历程中压缩为一点；
[0045]
第二步、小幅值循环处理；在峰谷值提取后，识别慢车转速以上 区间的小幅值循环峰谷值，识别出循环峰谷值在原历程中的位置以计 算其间隔的保载时间，并由模型转换为疲劳循环；小幅值按小于一定 转速或应力百分比阈值来定义，阈值由按不同幅值去除时总损伤值下 降趋势变化确定；
[0046]
第三步、完成统计；获得总循环统计矩阵，将循环提取步骤得到 的非对称应力循环统计矩阵叠加前述步骤得到的转换疲劳循环统计 矩阵从而获得总循环统计矩阵；
[0047]
第四步、验证寿命预测精度；利用寿命-时间分数预测法得到t-rc 和i-rc两种方法的损伤值。
[0048]
本发明的另一目的在于提供一种计算机可读存储介质，存储有计 算机程序，所述计算机程序被处理器执行时，使得所述处理器执行所 述适用于航空发动机高温部件的载荷谱编制方法。
[0049]
本发明的另一目的在于提供一种信息数据处理终端，所述信息数 据处理终端包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所 述计算机程序被所述处理器执行时，使得所述处理器执行所述适用于 航空发动机高温部件的载荷谱编制方法。
[0050]
本发明的另一目的在于提供一种航空发动机，所述航空发动机实 施所述适用于航空发动机高温部件的载荷谱编制方法。
[0051]
本发明公开的实施例提供的技术方案具有以下有益效果：
[0052]
本发明引入基于材料试验和仿真分析搭建的疲劳-蠕变载荷等效 转换模型作为结构与材料的失效机制和循环计数流程之间的技术枢 纽。定量地将载荷-时间序列中大量的小循环和保载时间内的损伤等 损伤地换算并计入循环提取矩阵，且模型一经建立，这一过程对于差 异化的载荷历程能够自适应地调整。以某型发动机涡轮盘寿命预测作 为验证，本发明预测精度相较现有方法有两个数量级的提升，优化效 果明显。本发明为各种工作环境、工作历程的确定金属材料的部件使 用载荷谱的编制工作提供了突破性的解决方案，具备相当的工程应用 前景。
附图说明
[0053]
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符 合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。
[0054]
图1是本发明提供的适用于航空发动机高温部件的载荷谱编制方 法的实施流程图。
[0055]
图2是本发明提供的步骤s2的理论示意图。
[0056]
图3是本发明提供的步骤s3的建模结果示意图。
[0057]
图4是本发明提供的步骤s4的实现流程图；
[0058]
其中，图4(a)为数据处理示意图；图4(b)为实施流程图。
具体实施方式
[0059]
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结 合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。在下面的描述中阐述 了很多具体细节以便于充分理解本发明。但是本发明能够以很多不同 于在此描述的其他方式来实施。
[0060]
根据本公开的一个方面，适用于航空发动机高温部件的载荷谱编 制方法包括以下步骤：
[0061]
s1：结合使用工况及实测飞行数据，对所评估高温部件(如涡轮 盘)进行热-力多场耦合分析，确定寿命考核区域及其受载的典型状 态参数；
[0062]
s2：建立疲劳-蠕变载荷与疲劳载荷的等效换算模型；
[0063]
(1)确定载荷转换处理的模型架构为二阶多项式形式：
[0064][0065]ci
为材料参数。
[0066]
(2)由材料拉伸试验确定材料抗拉强度与温度的关系；
[0067]
(3)根据有限元计算结果，确定各温度t下应力s
t
对应于参考温 度t0的等效应力
[0068]
(4)开展低周疲劳试验，由单独和多级应力水平联合加载下，不 同保载时间对应的寿命循环数确定损伤指数、进而确定模型参数；
[0069]
s3：为确定模型参数，利用步骤s1计算的状态参数作为输入条 件，开展材料试验(拉伸、疲劳、单独及联合加载下的疲劳-蠕变)， 确定各应力水平、保载时间对应的寿命循环数和损伤指数；
[0070]
s4：在数据压缩流程中识别等值和小幅值循环的持续(保载)时 长，利用步骤s2、s3建立的等效换算模型转换为疲劳循环，叠加循 环计数流程得到的疲劳循环统计矩阵从而获得总循环统计矩阵，并验 证寿命预测精度。
[0071]
在本公开的一个实施方式中，上述步骤s1包括以下具体步骤：
[0072]
s11：确定常用及典型工况区间。一般至少覆盖慢车、巡航、最 大等工况点，以某型发动机实测飞行数据为例(下文中，若无特殊说 明，均为此案例)，如表1所示；
[0073]
s12：根据受考核部件实际受载情况确定有限元计算的边界条件， 进行多场耦合求解。根据本公开的至少一个实施方式，热-结构有限 元计算的输入信息包括：材料参数、加载、约束、热边界、算法。将 各工况点设置为时间子步，进行瞬态分析。
[0074]
表1典型状态下高压涡轮盘计算参数
[0075][0076]
优选地，可同时耦合、热-结构-声-振动-流等多场，以最大程度 地仿真离心力、热应力、气动冲击、转子振动等受载。
[0077]
在本公开的一个实施方式中，如图2所示，上述步骤s2包括以下 具体步骤：
[0078]
s21：基于推广的疲劳-蠕变载荷等效转换理论，确定针对高温条 件的载荷处理方法；
[0079]
认为材料的损伤过程是非线性的，复杂受载下每级载荷产生的损 伤值按非线性累积。推广的疲劳-蠕变载荷等效转换理论认为：1)若 一组疲劳-蠕变复合(保载时间tb≠0)加载与相同峰谷值的另一组纯 疲劳(tb＝0)加载贡献的损伤相等，即：
[0080][0081]
在这里，将低于一定阈值的小幅值循环也视为保载；具体地，可 按小于一定转速或应力百分比阈值来定义“小幅值”。阈值由按不同 幅值去除时总损伤值下降趋势变化确定，如0.3％。据大量统计，小循 环主要集中于峰谷值都在80％以上的转速范围，这正是发动机使用频 繁的区域，油门杆小幅移动较多；在慢车转速区间也有一部分；慢车 转速以下区间可忽略不计。
[0082]
s22：确定载荷转换处理的模型架构；
[0083]
由s21公式变形可得疲劳载荷与疲劳-蠕变复合载荷等效转换比 的定义：
[0084][0085]
其中，a，b分别为纯疲劳和疲劳-蠕变复合加载时的损伤指数及 循环数；nf，分别为二者对应的寿命，上述参数均由低周疲劳(疲 劳-蠕变)试验获得。对应于某一工况点(应力水平s、保载时间tb、 温度t)，的意义是：tb≠0时1个循环贡献的损伤相当于tb＝0时 个循环。
[0086]
s23：结合实际应用条件，对模型架构进行适应性简化调整；
[0087]
由通用应力标准，温度为t时的应力水平对材料引起的疲劳损伤 取决于应力s
t
与温度为t时材料的抗拉强度之比。因此，可将步骤 s1求解结果中各工况点温度t对应的应
力s
t
都转换为某一参考温度t0下的等效应力
[0088][0089]
这样，等效转换比定义式即可简化为仅包含两个参数的形式：
[0090][0091]
上式左边可通过多项式级数逼近确定(weierstrass逼近定理)， 系数由最小二乘回归试验数据得到。兼顾拟合精度和求解难度，选取 二阶多项式形式：
[0092][0093]ci
为材料参数。
[0094]
在本公开的一个实施方式中，上述步骤s3包括以下具体步骤：
[0095]
s31：开展不同温度下的材料拉伸试验；由不同温度的拉伸试验 拟合得到材料在不同温度下的抗拉强度与温度的关系，以某镍基高温 合金材料为例：
[0096][0097]
确定不同温度下应力对应于参考温度下的等效应力：
[0098][0099]
根据应用案例中发动机实际工作温度并结合有限元分析结果，取 涡轮盘后封严篦齿根部的参考温度t0为550℃。
[0100]
s32：开展单独及联合加载下的低周疲劳(疲劳-蠕变)试验；利 用有限元计算结果参考温度t0及其对应的等效应力作为输入条件， 4个典型工况点参考温度550℃下的等效应力分别为1066mpa、1144 mpa、1244mpa和1287mpa。开展单独及联合加载下的低周疲劳(疲 劳-蠕变)试验。控制试验波形为三角/梯形波、保载时间不超过载荷 历程中最大保载时间。
[0101]
s33：利用试验数据确定模型参数；利用单独及联合加载试验的 寿命循环数据由非线性损失累积法确定各级载荷的损伤指数，代入疲 劳载荷与疲劳-蠕变复合载荷等效转换比的定义式确定模型参数， 完成建模，如图3所示；
[0102]
在本公开的一个实施方式中，如图4(a)，图4(b)所示，上述步骤 s4包括以下具体步骤：
[0103]
s41：等值点处理。在雨流计数流程中的峰谷值提取前，识别等 值载荷持续时长(保载时间)，调用模型将其转换为疲劳循环并在原 载荷-时间历程中压缩为一点；
[0104]
s42：小幅值循环处理。在峰谷值提取后，识别慢车转速以上区 间的小幅值循环峰谷值，识别出循环峰谷值在原历程中的位置以计算 其间隔的保载时间，并由模型转换为疲劳循环；“小幅值”可按小于 一定转速或应力百分比阈值来定义，阈值由按不同幅值去除时总损伤 值下降趋势变化确定，如0.3％。小循环主要集中于峰谷值都在80％以 上的转速范围，这正是发动机使用频繁的区域，油门杆小幅移动较多； 在慢车转速区间也有一部分；慢车转速以下区间可忽略不计。
[0105]
s43：完成统计，获得总循环统计矩阵；将循环提取步骤得到的 非对称应力循环统计矩阵叠加前述步骤得到的转换疲劳循环统计矩 阵从而获得总循环统计矩阵。选取某型航空发动机591组飞行数据数 据，总工作时间为532.3小时，分别利用传统雨流法(t-rc)以及本 公开方法(i-rc)统计寿命考核区域的应力循环谱，如表2所示。二 者统计得到的总循环数分别为35508和65574。
[0106]
表2高压涡轮盘等效应力循环统计
[0107][0108][0109]
s44：验证寿命预测精度。利用寿命-时间分数预测法由表2得到 t-rc和i-rc两种方法的损伤值分别为0.0988和0.3935。计算可知， 由局部转速区间的等值点换算考虑的损伤相当于纯疲劳循环(t-rc 结果)的61.34％，而本公开方法由全工况等值及小幅值载荷处
理引入 的损伤相当于纯疲劳循环的298.25％。两种方法所预测的剩余寿命分 别为4857.2h和822.0h；总寿命为5388.5h和1354.4h。目前该型发动 机高压涡轮盘给定寿命是1250h，由此计算得到三种方法预测偏差分 别为：331.08％、8.35％。
[0110]
可见，本发明中适用于航空发动机高温部件的载荷谱编制方法的 寿命预测结果精确，优化明显；充分验证了高温条件下的载荷处理必 须针对保载时间内的疲劳-蠕变耦合损伤加以考虑；传统雨流法得到 的误差较大是由于对这部分载荷忽略或考虑不足所致，而其贡献了总 损伤中的大部分(本发明实施例中为74.89％)。本发明适用于发动机 热端关键部件等服役环境极端而复杂的部件的结构完整性研究，在已 知飞行数据且具备并不严苛试验条件的前提下，能够给出足够真实可 靠的载荷处理结果；且对于有高温条件载荷谱编制需求的其他领域具 备充分的参考价值。
[0111]
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的公开后，将容易 想到本公开的其他实施方案。本技术旨在涵盖本公开的任何变型、用 途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一 般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技 术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精 神由所附的权利要求指出。
[0112]
应当理解的是，本公开并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精 确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本公开的范 围应由所附的权利要求来限制。