[发明专利]一种航空发动机压气机进喘叶片剩余寿命估算方法

说明书

本发明提出了一种航空发动机压气机进喘叶片剩余寿命估算方法。该方法基于线性累积损伤方式，将复合疲劳损伤分为高周疲劳损伤和低周疲劳损伤两部分，利用实测叶片动应变数据和静应力数据，对喘振现象测试的应变历程进行循环计数，对每个循环进行疲劳损伤预测，计算累积损伤，估算叶片剩余寿命。

技术领域

本发明涉及航空发动机压气机领域，主要涉及用于航空发动机压气机进喘叶片剩余寿命的估算方法。

背景技术

对于民用宽体客机，通常配备双发大涵道比涡轮风扇发动机。航空发动机工作转速变化范围大，为了保证发动机的推力和效率，对压气机的增压比和稳定工作范围要求较高。当压气机总增压比大于5后，很难避免在全工作包线内不发生喘振。在初始瞬变阶段，喘振的非轴对称流动特性使非常大的横向负荷作用于转子和机匣，导致严重的叶片磨损和一系列进一步的破坏，甚至可能对压气机造成灾难性后果。为确保压气机安全可靠地工作，在设计加工阶段，往往需要开展叶片振动疲劳试验、喘振试验等。叶片在喘振试验过程中，会出现叶片动应力超过疲劳极限甚至屈服强度的情况，严重影响叶片的寿命和试验安全。因此，能够对叶片进喘累积损伤进行计算，并从而估算叶片进喘剩余寿命对于试验安全和后续试验件的设计等是非常有必要的。

名为“一种航空发动机涡轮叶片的高低周复合疲劳寿命预测方法”（公开号为“CN109885920A”）的发明专利申请提供了一种预测材料和涡轮叶片部件在高低周复合疲劳载荷下的寿命预测方法。该专利申请针对的是航空发动机涡轮叶片，基于线性累积损伤模型、服役载荷特征以及试验载荷谱等，考虑了高低周载荷之间的交互作用和耦合损伤，预测了涡轮叶片在高低周复合载荷作用下的疲劳寿命。该专利申请预测的是涡轮叶片在正常工作时的疲劳寿命。

然而，压气机叶片与涡轮叶片不同，压气机叶片在工作时可能发生喘振，喘振时压气机从失速到非失速往复变化，涡轮叶片正常工作下的疲劳寿命预测不能简单地应用于压气机喘振时叶片的疲劳寿命预测。

由此，在考虑安全性和经济性的前提下，计算喘振试验中压气机疲劳损伤以及估算叶片剩余寿命，为后续试验提供必要的支撑，是值得进一步探讨的问题。

发明内容

提供本发明内容以便以简化形式介绍将在以下具体实施方式中进一步的描述一些概念。本发明内容并非旨在标识所要求保护的主题的关键特征或必要特征，也不旨在用于帮助确定所要求保护的主题的范围。

根据本发明的一个实施例，提供了一种压气机进喘叶片剩余寿命估算方法，该方法包括：基于叶片动应变数据，计算叶片的高周疲劳损伤，该叶片动应变数据对应于第一压气机喘振试验中喘振现象期间产生的动态数据；基于叶片静应力数据，计算叶片的低周疲劳损伤，该叶片静应力数据对应于第二压气机喘振试验中喘振现象期间产生的静态数据；将高周疲劳损伤与低周疲劳损伤相加，获得叶片的高低周复合损伤；以及基于高低周复合损伤，估算叶片的剩余寿命；其中第一压气机喘振试验和第二压气机喘振试验是相同的压气机喘振试验或不同的压气机喘振试验。

根据本发明的另一实施例，提供了一种用于压气机进喘叶片剩余寿命估算的计算设备，该计算设备包括：处理器；存储器，该存储器存储有指令，该指令在被处理器执行时能执行上述方法。

通过阅读下面的详细描述并参考相关联的附图，这些及其他特点和优点将变得显而易见。应该理解，前面的概括说明和下面的详细描述只是说明性的，不会对所要求保护的各方面形成限制。

附图说明

为了能详细地理解本发明的上述特征所用的方式，可以参照各实施例来对以上简要概述的内容进行更具体的描述，其中一些方面在附图中示出。然而应该注意，附图仅示出了本发明的某些典型方面，故不应被认为限定其范围，因为该描述可以允许有其它等同有效的方面。

图1示出了根据本发明一实施例的压气机进喘叶片剩余寿命估算方法100的流程图；