[发明专利]一种航空发动机通用标准试验载荷谱编制方法

说明书

本发明公开了一种航空发动机通用标准试验载荷谱编制方法，包括如下主要步骤：(1)任务剖面载荷参数的标准化；(2)任务剖面载荷参数序列的生成；(3)生成发动机单个任务剖面的载荷参数标准试验谱；(4)由各飞行任务的混频编制发动机通用标准试验载荷谱。本发明编制的航空发动机试验载荷谱可作为航空发动机主要零部件寿命试验载荷，它在原始航空发动机载荷谱编制技术的基础上，综合考虑了飞机实际飞行中每个阶段和试验条件下的载荷要求。基于航空发动机通用标准试验载荷谱编制出的发动机试验载荷谱既能真实反映航空发动机载荷参数随飞行时间的变化情况又能简化试验载荷谱编制过程提高工作效率。

技术领域

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

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。

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

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。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

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；Ⅱ类循环：慢车→最大→慢车循环；Ⅲ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)。

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：

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。