[发明专利]一种航空发动机高压涡轮盘动态可靠性预测方法

摘要

本发明公开提出了一种航空发动机高压涡轮盘动态可靠性的预测方法，属于可靠性分析领域。本发明通过对高压涡轮盘全寿命周期内各个阶段的多源信息进行整理融合以及对高压涡轮盘进行ANSYS仿真分析，分别得到涡轮盘融合历史信息、专家经验的应力信息分布和仿真信息的涡轮盘应力信息分布；利用D‑S证据理论估计两种信息源的信度，结合模糊理论的多源层次信息融合方法，得到航空发动机高压涡轮盘薄弱环节在最大转速下的应力分布。将航空发动机高压涡轮盘薄弱环节在最大转速下的应力分布结合航空发动机800小时载荷谱，并利用应力强度干涉模型预测了航空发动机涡轮盘的动态可靠度区间。

主权项

1.一种航空发动机高压涡轮盘动态可靠性预测方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、收集涡轮盘历史信息，收集航空发动机涡轮盘材料GH4169的信息，其中，所述材料信息包括材料参数、应力应变、寿命信息；S2、材料参数K′服从对数正态分布，n′服从正态分布，对K′和n′进行贝叶斯更新，得到两个参数的后验分布；S3、将上述材料参数的后验分布作为广义能量损伤参数模型的先验分布，对材料寿命预测模型中的模型参数进行贝叶斯更新，得到模型参数p和q的后验分布；S4、收集涡轮盘的寿命信息，利用所述广义能量损伤参数模型得到涡轮盘在不同使用寿命分布下的应力信息，确定应力的分布类型，得到第一应力分布信息；S5、对涡轮盘最大转速进行拉丁超立方抽样，进而对涡轮盘进行有限元分析，得到涡轮盘的应力信息，确定应力的分布类型，得到第二应力分布信息；S6、基于结合证据理论和模糊理论的多源层次信息融合方法，对所述第一应力分布信息和第二应力分布信息进行融合，得到第三应力分布信息；S7、根据发动机800小时载荷谱，利用应力强度干涉模型预测涡轮盘的动态可靠度区间。