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1、分类号密级学校代码学号西北工业大学硕士学位论文Y8 5 7 1 3 81 0 6 9 90 3 6 1 0 4 1 0 7题目基堑窒塞塑扭遇捡盘查!士苎鲍堡廛盆堑当查金盐簋作者盟蛐指导教师至三氐专业技术职务塾筮学科(专业)垫拭遮盐垄堡逾答辩日期2 Q Q 鱼1 3学位授予日期两北工业大学硕士学位论文摘要摘要涡轮盘与涡轮叶片是航空发动机十分重要的涡轮转子部件，承受着复杂的循环热载荷及机械载荷，为了保证发动机和飞机在服役期间的稳定性和呵靠性，追切需要对涡轮盘和叶片的强度进行计算，并对其寿命加以预测和控制。本文基于某民航发动机延寿项目的需要，对其涡轮盘和叶片的强度与寿命预估进行了研究。首先，总结了典
2、型飞行任务剖面的压缩处理方法，针对C F M 5 6 发动机的1 9 个起落循环实测载荷数据，统计了转速的雨流计数循环以及排气温度等载荷状态的持续时间，在分析了次循环对发动机造成损伤情况的基础上，去除了对循环疲劳损伤影响不大的无效幅值，得到了此民航发动机的实际工作循环载荷谱。此载荷谱是涡轮转子部件强度和寿命计算的基础，并可为以后编制该发动机的加速任务试车谱提供依据。然后，在A N S Y S 软件环境中建立了此发动机涡轮盘、涡轮叶片的三维有限元分析模型。基于热弹塑性有限元和接触非线性有限元分析理论，对各个飞行状态下的涡轮盘、叶片及榫头一榫槽连接件进行了循环应力(应变)计算。找出关键件的疲劳断裂
3、危险点，确定了危险部位的应力剖面，并在此基础上根据E G D 一3 规定的静强度准则对涡轮盘与叶片的静强度进行了校核。最后，通过前述应力(应变)的分析计算结果和材料的疲劳特性，分别选用s N 曲线法和M a n s o n C o f f i n 的M o r r o w 修正式法，对该发动机涡轮盘进行了疲劳损伤与寿命的计算。用两种方法得出的计算结果基本相同，表明了计算方法选择的正确性和计算结果的可靠性。针对涡轮叶片处于复杂应力状态的情况，分别采用四种不同的等效应力合成准则参照对比，探索其合成方法。推导了涡轮叶片的拉森一米勒寿命计算式，并基于此计算方法编写了寿命计算程序，对叶片的疲劳损伤及持久
4、寿命进行了计算。通过对此民航发动机载荷谱的研究、涡轮盘及涡轮叶片的强度和寿命计算，得出的计算结果和提出的研究方法为提高发动机的可靠性和延长工作寿命提供了一定的参考价值。关键词：涡轮盘，涡轮叶片，载荷谱，强度，疲劳损伤，寿命计算西北上业大学硕士学位论文A b s t r a c tA b s t r a c tT h et u r b i n ed i s ca n db l a d ew h i c ha r et h ek e yc o m p o n e n to fe n g i n et u b i n er o t o rs y s t e mw o r ku n d e ra b
5、o m i n a b l ec o n d i a t i o no fh i g hc y c l i ct e m p e r a t u r ea n dm e c h a n i c a ll o a d I no r d e rt oe n s u r et h es t a b i l i t ya n dr e l i a b i l i t yo ft h ea i r p l a n ew h e ni ti si ns e r v i c e a na c c u r a t ea n a l y s i so ft h es t r e n g t ha n dt h
6、ef a t i g u el i f ef o rt h et u r b i n ed i s ca n db l a d ea r en e e d e di m m i n e n t l y T I l i sp a p e rs t u d i e sas a t i s f y i n gr e s u l to ft h es t r e n g t ha n dl i f ep r e d i c a t i o nu n d e rt h eb a c k g r o u n do fn e e d i n gt op r o l o n gac i v i la v i
7、a t i o nt u r b i n el i f e F i r s t l y,t h i sp a p e rs u m m a r i z e st h ed i s p o s a lo ft h ef l i g 1 tm i s s i o np r o f i l e，a n df o c u s e so nn i n e t e e na c t u a lf l i g h tc y c l i cl o a dd a t a，t h er a i n f l o wc o u n tl o a d i n gc y c l e sa n dl o a d i n g
8、d u r a t i o no ft h er o t a t es p e e da n de x h a u s tt e m p e r a t u r ee t c i so b t a i n e db ys t a t i s t i c a lc a l c u l a t i o na n dt h ed a m a g eo f t h ep a r t i a ll o a d i n gc y c l e si sa n a l y z e d B a s e do nt h ea n a l y s i sa b o v e，w ew i p eo f ft h ei
9、 n v a l i dl o a dd a t aw h i c hd on oh a r mo nt h ef a t i g u ed a m a g e a n da na c t u a lc y c l i cl o a ds p e c t r u mi so b t a i n e d T h i sl o a ds p e c t r u mw h i c hi st h eg r o u n d w o r kf o rt h es t r e n g t ha n d1 i f eo ft h et u r b i n er o t o rs y s t e mp r o
10、 v i d e st h eb a s i so ff o r m u l a t i n ga c c e l e r a t e dm i s s i o nt e s ts p e c t r u m S e c o n d l y,A N S Y Ss o f t w a r ei se m p l o y e dt oc o n s t r u c tat h r e e d i m e n s i o n a lf i n i t ee l e m e n tm o d a lo ft u r b i n ed i s ca n db l a d e C i r c u m s
11、t a n c e so ft h ec o n t a c tn o n l i n e a rb e t w e e nt u b i n ed i s cm o r t i s ea n db l a d et e n o n,t h ee l a s t i c p l a s t i c i t yd e f o r m a t i o no fm a t e d a la n dt h et h e r m a ls t r e s sc a u s e db yn o n u n i f o r mt e m p e r a t u r ea r ec o n s i d e r
12、 e d a n dat h r e ed i m e n s i o nn o n l i n e a rc y c l i cs t r e s s-s t r a i na n a l y s i si sc o n d u c t e d T h e n，t h ed a n g e r o u sp o i n tc a u s e db yf a t i g u er u p t u r ei sf o u n d，t h es t r e s sp r o f i l ei se s t a b l i s h e d F u r t h e rm o r e，t h es t
13、a t i cs t r e n g t ho ft h et u r b i n ed i s ca n db l a d ei ss t u d i e db yu s i n gE G D 一3r u l e F i n a l l y d e p e n do nt h es t r e s s s t r a i na n a l y s i sr e s u l t sa n dt h em a t e r i a l sf a t i g u ec h a r a c t e r i s t i c s w es e l e c tS Nc u r v em e t h o da
14、 n dM a n S O n c o f l i r tf o r m u l ar e s p e c t i v e l yf o rt h ef a t i g u ed a m a g ec a l c u l a t i o na n dl i f ep r e d i c t i o no ft h et u r b i n ed i s c B yu s i n gt w od i f f e r e n tl i f ec a l c u l a t i o nm e t h o d sw h i c ha r em e n t i o n e da b O V C t h
15、es a m er e s u l ti sd e r i v e dt od e m o n s t r a t et h ev a l i d i t ya n de f f i c i e n c yo ft h em e t h o da n dc a l c u l a t i o np r o c e s s W ef i n dt h et u r b i n eb l a d ei so nt h ec o m p l i c a t e ds t r e s ss t a t u s s of o D rd i f f e r e n tr u l e sf o ra c h
16、 i e v i n ge q u i v a l e n ts t r e s sa r eu s e dt oc o n t r a s t T h e nt h ef a t i g u el i r eo f t h et u b i n eb l a d ei sa c h i e v e db yu s i n gL a r s o n M i l l e rf o r m u l a T h r o u g ht h ea n a l y s i so fs t r e s sa n dl i f ea b o v e t h i sp a P e rp r o v i d e
17、sar e f e r e n c et oi m p r o v i n gt h er e l i a b i l i t ya n dp r o l o n g i n gt h ef a t i g u el i f eo f t h et u b i n e K e yw o r d：L o a ds p e c t r u m，t u b i n ed i s c，t u b i n eb l a d e，s t r e n g t h，f a t i g u ed a m a g e，1 i r ec a l c u l a t i o nI I西北工业大学硕士学位论文第一章1
18、1 引言第一章绪论航空发动枫是飞机的动力装置，为其提供飞行推力，被誉为飞机的“心脏”。在发动机服役过程中，由于不断的起动、停车以及各种飞行任务的需要，发动机各部件将承受复杂的循环载荷作用，使锝涡轮转子产生各种形式的失效破坏，特别是疲劳破坏，对发动机的安全工作造成极大的威胁“。随着航宅工业的发展，对发动机性能要求不断提高，推重比不断增加，使得发动机涡轮前温度和转速均不断提高，导致发动机各部件特别是涡轮转子部件在更加复杂的循环热载荷和机械载荷下工作，其疲劳失效问题越来越突出，人们日益重视对发动机强度和寿命的研究。近几十年柬，国内外对发动机强度和寿命进行了大量的工作，取得了许多进展。但是由于其问题的
19、复杂性，还有许多问题有待于解决。涡轮盘是航空发动机的重要零部件之一，在高温、高速下工作，所承受的载荷复杂、环境严酷，一旦发生破坏性故障将导致极其严重的后果。我国w P 7发动机I 级涡轮盘曾因轮盘径向有效应力超过材料(G H 4 0 3 3)4 0 0 的屈服强度，导致1 0 的轮盘外径变形伸长，造成涡轮盘塑性变形过大而失效。1 9 7 7 年，W P 8 涡轮盘在试车台上爆裂。w P 6、W P 8 发动机I 级涡轮盘榫槽槽底部位自7 0 年代起就曾出现过多次裂纹故障，W P 6 发动机甚至在上世纪9 0 年代还因涡轮盘脱榫造成三起坠机的重大事故。美国A 7 飞机的T F 4 1 发动机也因
20、二级涡轮盘低周疲劳断裂，造成8 次飞行事故，其中两起为一等事故。我国多种型号的航空发动机，也曾发生过多起涡轮盘的低周疲劳断裂失效事件r】。由此可见，涡轮盘的断裂失效大多会造成严重破坏，所造成的后果往往是灾难性，轮盘的破裂碎片打穿发动机机匣后可能切断油路或操纵系统，也可能穿透油箱和座舱，对飞机和乘员的安全造成严重威胁【引。同样，作为航空发动机关键部件的涡轮叶片的失效也是时有发生。上世纪9 0 年代初，装有3 台斯贝发动机的三叉戟飞机，曾多次出现单台发动机涡轮叶片裂断故障1 4】。还有，装两台W J 一5 A 1 发动机的运7 飞机，也由于不止一次出现单台发动机涡轮叶片断裂而使得许多飞机停飞，造成
21、巨大的经济损失。飞行载荷谱是进行发动机及其零部件的寿命与强度分析计算的基础1 5“，所以必须对发动机在规定的飞行任务、飞行状态和使用条件下进行载荷变化统计，西北工业人学硕士学位论文第一童即载荷谱的编制。只有通过载荷谱的研究，才可以得到整机和零部件使用的重要载荷信息，从而才可能使寿命顸估与强度计算真实而可靠。由于对航空发动机及其零部件的强度和寿命分析要综合考虑其使用性能、经济性和国情政策等诸多因素【I o l，因此一直以来对航空发动机及其主要零部件的定寿工作的对象主要是军用航空涡喷、涡扇发动机，面对于民航发动机的研究却很少。本文针对国内B 7 3 7 民航班机上安装的C F M 5 6 发动机及
22、其关键部件涡轮盘和涡轮叶片的强度与寿命展开了深入的研究，为保证此航空发动机涡轮转子在使用过程中的稳定性和安全性提供技术支持，并且也为提高发动机的性能和适应飞机新的飞行任务的需要，以及新型发动机的研制提供可靠有效的参考数据。此外，C F M 5 6 发动机在使用过程中，涡轮盘和涡轮叶片多次发，t故障，为了揭示故障机理，中航第一集团沈阳航空发动机研究所(6 0 6 所)委托西北工业大学对C F M 5 6 发动机涡轮盘和涡轮叶片进行寿命计算和强度分析，这正是本论文的选题依据。1 2 各相关领域的研究现状1 2 1 航空发动机载荷谱的国内外研究现状1 9 6 9 年美国军方针对航空发动机结构强度和耐
23、久性设计提出了结构完整性计划(E N S I P)，载荷谱便是该计划的四大支柱之，所以美国军方投入大量人力和财力对发动机载荷谱开展了研究。8 0 年代以前，由于没有找到合适的多参数处理方法，飞机的载荷谱编制采用单参数编谱。1 9 7 7 年美国V o u g h t 公司的R R L a u r i d i a 等人首次提出了根据飞机实测数据编制多参数载荷谱的方法，其间考虑了载荷之间的相关性。随后，其飞机设计部门在1 9 8 9 年正式将此方法作为制定飞机强度规范的重要参考资料。在航空发动机的多参数载荷谱编制技术方面，目前尚没有见到国外的公开报道。所见到的只有公开的军标M I L E 5 0
24、0 7 D、M I L E 5 0 0 7 E、M I L S T D 1 7 8 3、M I L-E 8 7 2 3 1 以及M I L E 8 2 3 1 A，这些军标中对发动机多参数载荷，特别是外部载荷要求都作了类似的规定，但足并不具体和明确。我国航空发动机载荷谱的研究工作开始于1 9 7 5 年。1 9 7 5 年底，空军和6 0 6所组织调查并得到了大量的转速循环载荷剖面和各飞行科目的使用比例等统计资料。1 9 7 7 年2 月，载荷谱工作会议确定了以W P 6 发动机载荷谱为研究重点，并结合W P 6 定寿工作在载荷谱方面作了不少工作。1 9 8 2 年至1 9 9 2 年，6 3
25、 0、2曲北工业大学硕士学位论文第一章空军第八研究所对W P 一5、W P-7、w J-6 等发动机的外场使用情况进行了比较全面的调查、空测和统计工作，成为国内飞行数据较全面的机种。1 9 8 7 年颁布G J B 2 4 1 8 7 涡轮喷气、涡轮风扇发动机通用规范I7】后，迅速丌展了现役发动机使用载荷谱的研究。2 0 世纪9 0 年代，随着新型涡扇和涡轴发动机的研制，设计载荷谱的研究也相继展开起来。为了使发动机强度工作程序化、规范化，我国又组织编写了发动机结构完整性指市和航空涡喷、涡扇发动机结构设计准则，其中具有有关载荷谱设计相关的准则。1 2 2 航空发动机零部件应力分析的国内外研究现状
26、上世纪八十年代以前国内外对发动机主要零部件的强度问题一般采用弹性计算，轮盘大多采用轴对称模型，还未普遍采用三维弹塑性分析。1 9 8 0 年以后，美国N A s A 公司开始了名为H O S T 的计划，其中两项重要的研究内容为：航空发动机热端部件需建立三维非线性结构分析方法、航空发动机热端部件需采用高温材料的本构模型，其宗旨是提高发动机热端部件的耐久性和可靠性。该计划中规定的对热端部件应力分析方法与以往的分析技术相比主要有两方面的改进f 1 1 1 3】：(1)采用了三维非线性有限元分析方法。G E 公司在H O S T 计划的资助下，发展了一系列三维非线性结构分析程序，这些程序均考虑了热端
27、部件上出现的与循环时间相关的非弹性分析方法，因此均能进行循环非线性分析。P W公司发展了能够用于火焰筒、涡轮转子叶片和导向叶片的三维非线性分析程序，这些分析程序均采用了先进的粘塑性本构模型。(2)采用了先进的材料本构模型。H O S T 计划发展了多种材料的先进本构模型，如美国西南研究院发展了B o d e r-P a r t o m 模型和W a l k e r 模型的应用方法和技术；G E 公司评估了多种粘塑性本构模型，发展了一种新的粘塑性本构理论；阿克伦大学发展了基于偏应力不变量以和 的双轴粘塑性本构模型。对于各向异性材料，康涅狄格大学基于宏观本构模型和晶体滑移理论的微观力学方程发展了单
28、晶材料的各向异性本构模型；辛辛那提大学基于D a m e 和S t o u f f e r模型，采用只考虑阻应力的B o d n e r-P a r t o m 模型建立了R e n eN 4 单晶材料的各向异性本构模型等等f l“。到目前为止，我们已经采用有限元分析法进行发动机部件的应力分析。工程结构的有限元分析方法发展地相对成熟，出现了多种大型通用商业有限元软件，如A N S Y S、M A R C、N A S T R A N 等，这些软件均可对复杂的非线性结构进塑!：些查兰堡圭兰堡丝圣里=童行分析；他们大多都提供用户材料接r 丁，可方便地通过“用户材料子程序，的方式将先进的材料本构模型引
29、入上述有限元软件中进行复杂结构的非线性有限元分析。我国在8 0 年代以后也开展了有限元计算方法及其在发动机零部件应力分析中的应用研究，目前在发动机结构设计中也广泛采用了有限元法和商用有限元分析软件。1 2 3 航空发动机零部件寿命分析的国内外研究现状1 5 o J发动机上所遇到的疲劳破坏类型有：高周疲劳(H C F，如叶片)、低周疲劳(L C F，如轮盘)、蠕变疲劳(C F，如涡轮叶片)、热疲劳(T F，如叶片、机匣)、接触疲劳(如叶片与轮盘榫头榫槽结合处、轴承)等等。英、美等发达国家开展航空发动机及其主要零部件的可靠性设计和寿命研究的工作起步较早，现已达到成熟阶段，其寿命研究经历了如下的演变
30、历程：(1)整机长期试车定寿在2 0 世纪5 0 年代以前，由于航空发动机研制经验不足，普遍使用整机长期试车的小时数来确定翻修期限，以保证发动机使用的可靠性。(2)安全(疲劳)寿命定寿安全(疲劳)寿命定寿包括高循环(应力)疲劳定寿和低循环(应变)疲劳定寿。英国罗罗公司制定的贝斯M K 2 0 2 发动机应力标准(E G D 一3)中提供的较为适用的高循环疲劳定寿方法，通常用材料或构件的循环应力一寿命(即s N 曲线)完成。低循环(应变)疲劳定寿通常采用无缺陷材料和构件的循环应力一应变法完成，常用的方法有M a n s o n C o f f i n 法或局部应力一应变法等。对于涡轮转子叶片和轮
31、盘定寿主要采用了上述的低循环疲劳定寿方法。(3)损伤容限定寿为了既保证构件安全可靠，又能充分利用其固有寿命，对发动机断裂关键件引入了损伤容限定寿。损伤容限法是在断裂力学基础上发展起来的一种抗疲劳设计方法。损伤容限是指零部件在规定使用期内，抵抗因存在由原材料加工、制造损伤、操作损伤或用法产生的潜在缺陷而引起的失效，是设计分析中最重要的一种理论。W P 6 发动机涡轮盘榫槽底部及其他关键部位定寿均采用了这种方法。对于航空发动机寿命分析，我国由于涉足该领域研究较晚，与国外发展水平差距比较大，严重制约着发动机的研制、使用和发展，已引起有关领导的高度重视。“七五”以来，我国重点对W P 7 系列、W P
32、 l 3 系列、W P 8 系列等发动4西北工业大学硕士学位论文第一章机的主要零部件进行了寿命研究、试验验证等工作，取得了丰硕的技术成果。“八五”至“九五”期间，以W P 7 系列发动机为重点，并兼顾其他型号的发动机，在选定基本机型的条件下，研究确定该型号发动机主要零部件的技术寿命。1 3 本文的主要工作针对B 7 3 7 民航班机C F M 5 6 航空发动机改进设计的需要，本文对该型发动机的载荷谱进行了初步的统计，对涡轮转子部件进行了有限元应力分析和疲劳寿命的评估，下面概括介绍各章节内容安排如下：第一章：概括性的介绍了本文所研究课题的重要意义，详细介绍了各个相关领域的研究现状与发展。第二章
33、：对C F M 5 6 航空发动机实测载荷参数时间历程进行统计，并分析其载荷特征，对各个飞行剖面的数据进行统计并作混频处理，得到发动机载荷谱，作为涡轮转子寿命预估的基础。第三章：介绍了涡轮盘的弹塑性分析基本原理，在此基础上应用A N S Y S有限元分析软件主要对该型发动机涡轮盘进行了热弹性和热弹塑性有限元应力分析，并对其强度进行了评估。第四章：分析了该型发动机涡轮转子叶片在离心载荷和热负荷卜J 的应力水平，通过分析计算得出其疲劳断裂危险部位，并为后续的寿命预估提供应力剖面数据。第五章：对榫头和榫槽 日J 的接触问题进行了分析，计算榫头、榫槽的应力及其接触面间的压力，得出其应力分布规律和数值结
34、果。第六章：在对涡轮构件应力计算与强度分析的基础上，根据涡轮盘和叶片的受载特点，选用合适的寿命计算方法，并基于此方法编写了寿命计算程序，对该型发动机涡轮盘和叶片的疲劳寿命进行了评估，确定了各转速幅值变化下的损伤和损伤度比。第七章：总结了研究工作的成果与结论，并对以后进一步的研究工作提出了展望。本文主要工作与创新如下：(1)进行了民用班机B 7 3 7 上应用的C F M 5 6 航空发动机载荷参数的统计和混频处理，并对其载荷的特征进行了分析研究，得到该型号发动机在B 7 3 7飞机上服役的实测载荷谱；(2)建立了C F M 5 6 航空发动机涡轮盘和叶片的三维有限元分析模型，井曲北r 业大学硕
35、1：学位论文第一奄对其进行了热弹塑性应力(应变)计算和强度分析，获得了疲劳断裂危险部位的应力剖面；(3)确定了涡轮盘与涡轮叶片的寿命预估算法，编制了寿命计算程序；利用自编程序计算了涡轮盘和叶片的寿命与损伤度。6幽北工业大学硕士学位论文第二章2 1 引言第二章C F M 5 6 航空发动机载荷谱分析发动机载荷谱，是为了进行发动机及其零部件的强度计算、寿命预估、可靠性分析以及试验考核等而制定的载荷要素组合，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。编制模拟真实情况的载荷谱，并以此作为理论分析和结构疲劳试验的基础，是解决结构定寿、延寿问题的先决条件。为了得到航空发动机载荷谱，常常
36、要对飞机飞行过程中发动机及其构件所承受的各种载荷进行时间间隔采样、峰谷值挑选、雨流一回线计数及统计处理I 伸q 2 1。另外，航空发动机在运行过程中所承受的各种载荷的峰值、谷值随时间变化，是一个连续的随机载荷一时间历程，因而不同类型、不同用途的航空发动机，其载荷谱存在着巨大的差异，我们不能将其它机种的载荷统计结果应用到本课题所研究的机种中，故本章针对应用于波音7 3 7 飞机上的C F M 5 6 发动机在飞行过程中所承受的各种载荷参数进行统计研究，判断各种小循环是否对构件的循环疲劳有损伤影响；需要对转速、排气温度等载荷参数不同幅值的变化情况及主要：f 作状态的驻留时间进行混频整理，进而得到该
37、发动机及其主要零部件的使用工作循环，即实测载荷谱。将实测载荷谱同设计载荷谱进行对比探寻该发动机及其主要零部件的受载特征，以便为后续进一步确定航空发动机及其主要零部件的使用寿命提供载荷依据。2 2C F M 5 6 实测数据及其处理按航空发动机涡轮转子寿命分析的要求，确定发动机的损伤过程是一项很重要的工作。这种损伤分为两个方面，一是转速循环变化造成的低循环疲劳损伤，另一种是高温持久作用产生的高温持久断裂。所以下面将分别针对转速变化及高温工作时问予以统计。2 2 1 实测载荷数据图本文从国内B 7 3 7 民航班机的飞行记录中摘取了飞机左、右两台发动机的7西北上业人学硕士学位论文第一二章1 9 个
38、起落循环的数据，该飞行记录为每隔4 秒采集一个数据，由于篇幅所限，本文仅列举前两个起落循环的飞行高度谱、定(右)发动机排气温度谱及其左(右)发动机涡轮转速谱，其简化图见图2 1 2 5。图2 1E 行高度谱图2 2 左发排气温度谱图2 3 右发排气温度谱8西北工业大学硕士学位论文第二章圈2 4 左发高压涡轮转速谱图2 5 右发高压涡轮转速谱2 2 2 典型飞行任务剖面及其压缩处理、统计发动机载荷谱编制的主要依据是飞行任务剖面I 卜7 1。飞行任务剖面一般包括从发动机启动开始到发动机停车位置的时间内，大气温度、飞行高度、飞行速度、发动机转速、发动机燃气涡轮前后温度等飞行参数随时间的变化历程。首先
39、，我们通过实测获得飞行剖面的参数。然后，对发动机所有飞行任务按照飞行动作相似、飞行时间基本相同、发动机工作相近的原则进行合并得到具有代表性的、典型性的典型飞行任务剖面，它是各个飞行任务的多种载荷参数的时问历程，是载荷谱的基础。对典型飞行任务剖面的合并及其压缩处理工作主要包括以下三个方面的内容：(1)去伪读数首先我们将那些不能真实反映发动机及其构件受载幅值大0堕!；三些查兰堡圭兰堡篁塞篁三塞小，一般由测试误差引起的伪读数去掉。(2)峰谷值检测峰谷值检测是飞行剖面压缩处理的基本内容，它按数掘采样顺序检测出峰值、谷值。在检测峰谷值的I N H,1+，作无效幅值去除处理。(3)无效幅值去除航空发动机及
40、其构件在工作中承受主要载荷循环的同时，还受到一些高阶次的小循环载荷作用。这些小循环相对来说对构件的循环疲劳损伤不大。因此，我们把这些构成小循环的峰谷值去掉。从图2 1 2 5 可以看出，民航B 7 3 7 飞机飞行过程平稳，且飞行任务较为单一，飞行时各阶段均很有规律，大体过程为起琶爬升巡航一慢车一下降一反推一降落，故本文将其飞行任务剖面合并为航线类飞行。对转速的不同幅值的变化及主要工作状态的驻留时问进行混频整理，从而得出平均每个起落中各种“次循环”与参考循环(主循环)的寿命比值即损伤比。本章对转速谱的统计采用幅度计算法，其相对转速采用工作转速与设计转速的百分比来表示。对于C F M 5 6 发
41、动机其设计转速为1 4 4 6 0 r p m，则转速的峰谷幅值的范围我们划分为O 3 4：3 4 4 6；4 6 7 9；7 9-8 4；8 4 8 9：8 9 9 5：9 5 1 0 0。对左右两发动机的涡轮转子转速循环进行统计，将1 9 个起落的数值平均，得出平均每个起落的峰谷变化的次数，分别列于表2 1 和表2 2 中。表2 1C F M 5 6(右发)转速循环统计表森絮0-,3 43 4-4 64 6 7 97 9,-8 48 4 8 98 9 9 59 5 1 0 0O 3 413 4 4 64 6 7 95 67 41 80 17 9 8 45，63 40 28 4 8 93 4
42、 17 78 9 9 54 50 49 5 1 0 01 3表2 2C F M 5 6(左发)转速循环统计表淤絮0 3 43 4 叫64 6 7 97 9 8 48 4 8 98 9 9 59 5 1 0 0O 3 4l3 4 4 64 6 7 94727 9 8 4538 4 8 93 268 9 9 54 09 5 1 0 0l1 0西北工业大学硕士学位论文第二章为了增加统计数据的可信度，将表2 1 及表2 2 的数据进行平均，得到1 9个飞行起落的平均转速循环的最终结果，如表2 3 所示。表2 3C F M 5 6 发动机转速循环森絮0-3 43 4 4 64 6 7 97 9 8 48
43、 4-8 98 9 9 59 5-1 0 0O 3 413 4 4 64 6 7 94 8721 90 0 57 9-8 45 33 2O18 4 8 93 3 0 56 8 58 9-9 54 2 5O 29 5-1 0 91 1 5在对排气温度的工作时间进行统计时，由于5 0 0 K 以下应力状态对蠕变危害影响较小，所以都归在同一个范围内，然后每升高5 0 K 作为一个区间，飞行记录中最高温度为8 0 0 K，所以共分为七个区间，列于表2 4 中。表2 4C F M 5 6 发动机(平均一个起落)的排气温度工作时间表排气温度K 5 0 05 0 0-5 5 05 5 0 6 0 06 0
44、0 6 5 06 5 0 7 0 07 0 0-7 5 07 5 0 8 0 0涡轮叶片前温度K 9 2 59 7 1 2 91 0 6 3 71 t 5 6 2 51 2 4 8 81 3 4 1 31 4 3 3 8 拨动机1 研目j 问，s1 1 4 1 73 0 3 51 3 4 9 72 0 2 8 47 0 4 44 1 92 9 1左黼I 徊舳弘1 1 5 23 0 5 51 2 3 0 31 9 5 7 0 59 1 5 8 94 6 6 32 0 8 6平均的一删砒1 1 4 6 8 53 0 4 51 2 9 01 9 9 2 7 38 1 0 24 4 2 6 52 4
45、9 8对应的转速6 6 5 以下8 4 8 6 8 8 9 2 9 4 9 6 平均每个起落时俺1 为1 0 4 分(1 7 3 小时)，最长为3 7 3 小时，最短为O 8 7小时。按6 0 6 所(G D 2 5 强度计算点热力参数(D 2 5，J s 7 8)文件中有关数据统计涡轮f j i 温度与排气温度的比值五。亿，在高转速的一段转速范围内一般变化不大，约在1 8 3 1 8 8 范围。在近似求得涡轮叶片前温度瓦时，采用五，亿=1 8 5 求出各区间的t 的均值。在低转速、低温时相差较大，如n=6 6 9 时为1 3 3，但当涡轮排气温度(E G T)在5 0 0 K 以下时，对应的
46、转数都很低，应力也相应减小。应力随转数平方关系下降，应力下降1 2 其持久寿命则增加一个数量级，因此低转速损伤度的相比值很小，所以这个状态的兀的换算精度已不是很重要了。从4 3 0 厂对F W S 9 试车记录表明这二个温度的比值为2 o o 2 0 9，一般都是有规律的，采用这种方法的计算结果虽然不够精确，但对估算叶片的蠕变断裂寿命的损伤比不会造成大的影响。至i!些垒兰堡圭兰堡丝圣堑三童2 3 循环载荷谱的确定与载荷的特征分析2-3 1 循环载荷谱的确定根据实际情况编制载荷谱时，低转速的峰谷区间取的大一些，高转速时峰谷区间取的小一些，做到与实测情况相符合。计及循环的幅值时，取每个间隔的平均转
47、速。对于峰谷范围在同一区域时，因其应力幅值很小，对疲劳损伤影响较小而略去不计。根据表2 3 列出有损伤的次循环如表2 5 所示。表2 5 实测国内民航的转速变化幅值(每1 次起落的平均值)主循环：O-1 4 0 9 9 r p m1 次次循环l9 1 2 5 r p m 1 3 3 0 3r p mO 0 5 次29 1 2 5 r p m 1 2 5 0 8r p m2 0 0 次39 1 2 5 r p m 11 7 8 5r p m7 2 0 次41 1 7 8 5 r p m l3 3 0 3r p m0 1 0 次51 1 7 8 5 r p m 1 2 5 0 8r p m3 2
48、0 次61 2 5 0 8 r p m 1 3 3 0 3r p m6 8 5 次71 3 3 0 3 r p m 1 4 0 9 9r p m0 2 0 次C F M 5 6 典型设计工作循环如图2 6 所示。推力，磅地面慢车起动图2 6C F M 5 6 典型设计丁作循环1 2时间分西北工业大学硕卜学位论文第一二章由图2 6 可见C F M 5 6 典型设计工作循环的转速幅值变化情况如F：主循环：0-1 4 1 5 2 r p m：兀l=1 5 3 0 8 K；次循环：降落时的反推过程9 6 1 6-1 3 8 0 8 r p m：每一工作循环时间为7 0 分钟，其中起飞状态时间为1 分2
49、 2 秒，爬升状态时间为2 0 分，巡航状态时I、日j 为1 9分2 0 秒，反推状态时阳J 为8 秒。2 3 2 载荷的特征分析民用航空飞机B 7 3 7 上应用的是C F M 5 6 发动机，B 7 3 7 飞机具有严格的飞行管理制度，飞行时各阶段很有规律，如起飞一爬升一巡航一慢车一_ 卜降一反推一降落。在巡航时间段内转速变化一般很小，下降的时间段内(一般为1 0 0 0秒)转速变化较为频繁，但幅值控制在1 0 n 左右，这种低转速的变化对疲劳寿命影响较小。对于短航程(1 小时左右)的飞行，其飞行高度约在6 0 0 0 7 0 0 0 m(见图2 1)，这时爬升和下降时间都要少一些，一般航
50、程均在1 0 0 0 0m 左右的高空飞行，其下降及爬升的时间与航程时间(1 5 小时以上时)关系很小。同时，B 7 3 7 飞机在飞行中其发动机使用功率偏低，最大转速不超过9 6 n，排气温度不超过8 0 0 K(见图2 2 2 5)而且时间不长，这都是国内民航飞机的特点。因此可以看出圈内民航B 7 3 7 飞机的发动机处于降载使用状态，其目的在于减小负载、延长发动机寿命、增加经济效益，因此根据实际飞行的载荷时问历程内所得出的混频谱比其典型设计工作循环要缓和的多。发动机状态参数变化作为后续计算所需的数据，列于表2 6 中。表2 6 发动机状态参数的变化状态Hf mMr K五l K正K胛2”2