本發(fā)明涉及瞬態(tài)應力計算分析，特別地，涉及一種承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法及系統(tǒng)、電子設備、計算機可讀取的存儲介質。

背景技術：

1、隨著現(xiàn)代航空發(fā)動機設計技術對安全性和經(jīng)濟性的要求越來越高，航空發(fā)動機壽命消耗檢測技術處于非常重要的地位，其主要目的是實時確定零部件的壽命消耗和剩余壽命，涉及發(fā)動機零部件壽命消耗數(shù)據(jù)的管理，保證在役發(fā)動機的使用安全。而承壓機匣作為航空發(fā)動機的主要承力部件，其所承載的瞬態(tài)應力對于壽命消耗而言至關重要，為了快捷且精準計算出承壓機匣的壽命消耗和剩余壽命，需要一套應力分析的快速算法。

2、現(xiàn)有的承壓機匣瞬態(tài)應力計算通常采用有限元計算分析法，如圖1所示，其主要包括以下幾個步驟：

3、1)通過對航空發(fā)動機實際飛行譜進行簡化，獲得典型的飛行任務譜剖面及慣性載荷參數(shù)；

4、2)結合典型飛行任務剖面完成總體性能參數(shù)計算；

5、3)結合慣性載荷參數(shù)進行瞬態(tài)安裝面慣性載荷計算；

6、4)結合總體性能參數(shù)完成各部件性能參數(shù)計算；

7、5)結合部件性能參數(shù)完成瞬態(tài)溫度場計算、瞬態(tài)壓力計算；

8、6)結合部件性能參數(shù)和瞬態(tài)壓力計算結果完成瞬態(tài)安裝面氣動載荷計算；

9、7)結合書瞬態(tài)慣性載荷、瞬態(tài)溫度載荷、瞬態(tài)壓力、瞬態(tài)安裝面氣動載荷完成瞬態(tài)應力分析。

10、由于現(xiàn)有的承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法需對飛行任務譜進行簡化來得到的典型任務譜，因此省去了部分次循環(huán)的瞬態(tài)應力計算結果，不能完全體現(xiàn)真實瞬態(tài)應力歷程。而且，其瞬態(tài)應力計算過程極其復雜，需先開展總體性能參數(shù)計算、部件性能參數(shù)計算、瞬態(tài)溫度場計算、瞬態(tài)氣動載荷計算、瞬態(tài)慣性載荷計算，最終開展瞬態(tài)應力計算，工作量極大。另外，瞬態(tài)應力分析前需要進行各種載荷分析，且部分分析過程無法并行開展，從任務下達到獲取瞬態(tài)應力計算結果往往耗時幾個月時間，瞬態(tài)應力計算耗時長。

技術實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明提供了一種承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法及系統(tǒng)、電子設備、計算機可讀取的存儲介質，可以完全體現(xiàn)真實瞬態(tài)應力歷程，并大大簡化了瞬態(tài)應力計算的工作流程及工作量，同時極大地縮短了瞬態(tài)應力計算時間。

2、根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供一種承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法，包括以下內容：

3、對承壓機匣的工作載荷開展獨立性分析，判斷不同工作載荷之間是否存在相關影響，將工作載荷劃分成多個獨立載荷；

4、確定每個獨立載荷對應的擬合參數(shù)；

5、基于每個獨立載荷對應的擬合參數(shù)對承壓機匣開展獨立載荷下的應力分析，擬合得到不同擬合參數(shù)與對應承壓機匣應力之間的函數(shù)關系，并基于不同擬合參數(shù)與對應承壓機匣應力之間的函數(shù)關系進行求和，得到所有擬合參數(shù)與承壓機匣等效應力之間的函數(shù)關系；

6、獲取飛行任務譜中的瞬態(tài)參數(shù)，并結合所有擬合參數(shù)與承壓機匣等效應力之間的函數(shù)關系計算得到承壓機匣的瞬態(tài)應力。

7、進一步地，獨立載荷包括溫度載荷、氣體載荷、航向慣性載荷、橫向慣性載荷、垂向慣性載荷、俯仰陀螺載荷和偏航陀螺載荷。

8、進一步地，溫度載荷對應的擬合參數(shù)為發(fā)動機排氣溫度，氣體載荷對應的擬合參數(shù)為發(fā)動機進氣壓力和壓氣機出口壓力，航向慣性載荷對應的擬合參數(shù)為發(fā)動機航向慣性載荷系數(shù)，橫向慣性載荷對應的擬合參數(shù)為發(fā)動機橫向慣性載荷系數(shù)，垂向慣性載荷對應的擬合參數(shù)為發(fā)動機垂向慣性載荷系數(shù)，俯仰陀螺載荷對應的擬合參數(shù)為飛機俯仰角速度，偏航陀螺載荷對應的擬合參數(shù)為飛機偏航角速度。

9、進一步地，發(fā)動機排氣溫度與溫度載荷下的承壓機匣應力之間的函數(shù)關系為：

10、

11、其中，σt表示溫度載荷下的承壓機匣應力，a1、a2和a3均為常量。

12、進一步地，發(fā)動機進氣壓力和壓氣機出口壓力與氣體載荷下的承壓機匣應力之間的函數(shù)關系為：

13、

14、其中，σp表示氣體載荷下的承壓機匣應力，b1和b2為常量，p3表示壓氣機出口壓力，p1表示發(fā)動機進口壓力。

15、進一步地，發(fā)動機航向慣性載荷系數(shù)與航向慣性載荷下的承壓機匣應力之間的函數(shù)關系為：

16、

17、其中，表示航向慣性載荷下的承壓機匣應力，c1為常量，nx表示發(fā)動機航向慣性載荷系數(shù)。

18、進一步地，發(fā)動機橫向慣性載荷系數(shù)與橫向慣性載荷下的承壓機匣應力之間的函數(shù)關系為：

19、

20、其中，表示橫向慣性載荷下的承壓機匣應力，d1為常量，ny表示發(fā)動機橫向慣性載荷系數(shù)。

21、另外，本發(fā)明還提供一種承壓機匣瞬態(tài)應力計算系統(tǒng)，采用如上所述的承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法，包括：

22、獨立載荷劃分模塊，用于對承壓機匣的工作載荷開展獨立性分析，判斷不同工作載荷之間是否存在相關影響，將工作載荷劃分成多個獨立載荷；

23、擬合參數(shù)確定模塊，用于確定每個獨立載荷對應的擬合參數(shù)；

24、函數(shù)關系擬合模塊，用于基于每個獨立載荷對應的擬合參數(shù)對承壓機匣開展獨立載荷下的應力分析，擬合得到不同擬合參數(shù)與對應承壓機匣應力之間的函數(shù)關系；

25、瞬態(tài)應力計算模塊，用于獲取飛行任務譜中的瞬態(tài)參數(shù)，并結合所有擬合參數(shù)與承壓機匣等效應力之間的函數(shù)關系計算得到承壓機匣的瞬態(tài)應力。

26、另外，本發(fā)明還提供一種電子設備，包括處理器和存儲器，所述存儲器中存儲有計算機程序，所述處理器通過調用所述存儲器中存儲的所述計算機程序，用于執(zhí)行如上所述的方法的步驟。

27、另外，本發(fā)明還提供一種計算機可讀取的存儲介質，用于存儲進行承壓機匣瞬態(tài)應力計算的計算機程序，所述計算機程序在計算機上運行時執(zhí)行如上所述的方法的步驟。

28、本發(fā)明具有以下有益效果：

29、本發(fā)明的承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法，通過先對承壓機匣的工作載荷開展獨立性分析，將工作載荷劃分為多個不存在相互影響的獨立載荷，再確定每個獨立載荷對應的擬合參數(shù)，以便于基于擬合參數(shù)開展獨立載荷下的應力分析，并根據(jù)獨立載荷下的應力分析結果擬合得到不同擬合參數(shù)與對應承壓機匣應力之間的函數(shù)關系，從而獲得所有擬合參數(shù)與承壓機匣等效應力之間的函數(shù)關系，最后獲取飛行任務譜中的瞬態(tài)參數(shù)即可計算得到承壓機匣的瞬態(tài)應力，整個計算過程不需要對飛行任務譜進行簡化，得到的瞬態(tài)應力更全面，可以完全體現(xiàn)真實瞬態(tài)應力歷程，并采用擬合公式計算瞬態(tài)應力，大大簡化了瞬態(tài)應力計算的工作流程及工作量，同時極大地縮短了瞬態(tài)應力計算時間。

30、另外，本發(fā)明的承壓機匣瞬態(tài)應力計算系統(tǒng)同樣具有上述優(yōu)點。

31、除了上面所描述的目的、特征和優(yōu)點之外，本發(fā)明還有其它的目的、特征和優(yōu)點。下面將參照圖，對本發(fā)明作進一步詳細的說明。

技術特征：

1.一種承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法，其特征在于，包括以下內容：

2.如權利要求1所述的承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法，其特征在于，獨立載荷包括溫度載荷、氣體載荷、航向慣性載荷、橫向慣性載荷、垂向慣性載荷、俯仰陀螺載荷和偏航陀螺載荷。

3.如權利要求2所述的承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法，其特征在于，溫度載荷對應的擬合參數(shù)為發(fā)動機排氣溫度，氣體載荷對應的擬合參數(shù)為發(fā)動機進氣壓力和壓氣機出口壓力，航向慣性載荷對應的擬合參數(shù)為發(fā)動機航向慣性載荷系數(shù)，橫向慣性載荷對應的擬合參數(shù)為發(fā)動機橫向慣性載荷系數(shù)，垂向慣性載荷對應的擬合參數(shù)為發(fā)動機垂向慣性載荷系數(shù)，俯仰陀螺載荷對應的擬合參數(shù)為飛機俯仰角速度，偏航陀螺載荷對應的擬合參數(shù)為飛機偏航角速度。

4.如權利要求3所述的承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法，其特征在于，發(fā)動機排氣溫度與溫度載荷下的承壓機匣應力之間的函數(shù)關系為：

5.如權利要求3所述的承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法，其特征在于，發(fā)動機進氣壓力和壓氣機出口壓力與氣體載荷下的承壓機匣應力之間的函數(shù)關系為：

6.如權利要求3所述的承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法，其特征在于，發(fā)動機航向慣性載荷系數(shù)與航向慣性載荷下的承壓機匣應力之間的函數(shù)關系為：

7.如權利要求3所述的承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法，其特征在于，發(fā)動機橫向慣性載荷系數(shù)與橫向慣性載荷下的承壓機匣應力之間的函數(shù)關系為：

8.一種承壓機匣瞬態(tài)應力計算系統(tǒng)，采用如權利要求1～7任一項所述的承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法，其特征在于，包括：

9.一種電子設備，其特征在于，包括處理器和存儲器，所述存儲器中存儲有計算機程序，所述處理器通過調用所述存儲器中存儲的所述計算機程序，用于執(zhí)行如權利要求1～7任一項所述的方法的步驟。

10.一種計算機可讀取的存儲介質，用于存儲進行承壓機匣瞬態(tài)應力計算的計算機程序，其特征在于，所述計算機程序在計算機上運行時執(zhí)行如權利要求1～7任一項所述的方法的步驟。

技術總結
本發(fā)明公開了一種承壓機匣瞬態(tài)應力計算方法及系統(tǒng)、電子設備、存儲介質，其先將工作載荷劃分為多個不存在相互影響的獨立載荷，再確定每個獨立載荷對應的擬合參數(shù)，以便于基于擬合參數(shù)開展獨立載荷下的應力分析，并根據(jù)獨立載荷下的應力分析結果擬合得到不同擬合參數(shù)與對應承壓機匣應力之間的函數(shù)關系，從而獲得所有擬合參數(shù)與承壓機匣等效應力之間的函數(shù)關系，最后獲取飛行任務譜中的瞬態(tài)參數(shù)即可計算得到承壓機匣的瞬態(tài)應力，整個計算過程不需要對飛行任務譜進行簡化，得到的瞬態(tài)應力更全面，可以完全體現(xiàn)真實瞬態(tài)應力歷程，并采用擬合公式計算瞬態(tài)應力，大大簡化了瞬態(tài)應力計算的工作流程及工作量，同時極大地縮短了瞬態(tài)應力計算時間。

技術研發(fā)人員：章勝,李堅,熊望驕,羅鵬,張如剛,于明,艾興
受保護的技術使用者：中國航發(fā)湖南動力機械研究所
技術研發(fā)日：
技術公布日：2024/12/19